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161.
火焰面模型在超燃冲压发动机数值模拟中的应用 总被引:6,自引:0,他引:6
采用k-ω两方程湍流模型, 火焰面模型和质量加权平均的Navier-Stokes方程组解耦求解的方法,模拟了DLR氢燃料直连式超燃冲压发动机湍流燃烧流场,并与化学反应源项直接采用Arrhenius公式模拟及实验得到的结果进行对比,可以发现湍流脉动对化学反应的影响不能忽略. 相似文献
162.
163.
热力学平衡系统连续相变的理论方法,被推广用来讨论圆管内轴对称层流到湍流转捩区间的流动和振荡特性。假设在转捩区间径向脉动速度与充分发展区的湍流在数值上完全相同,在每一个截面上转捩流动可以看成是充分发展区的层流和湍流的合成流动。湍流成分的合成比例作为序参数用来定义合成流动。引入合成比例的振荡后,运用最小熵产生准则得到一个可以描述转捩行为的方程。采用相同的处理方法讨论了加热圆管内转捩区间的对流传热特性。在圆管内的流动和对流传热允许相似和独立的转捩过程,在转捩区间宏观振荡同时具有随机性和确定性。最后与实验进行了对比,包括流动和传热实验得到的测量结果。 相似文献
164.
高超声速飞行器的碳氢燃料双模态超燃冲压方案研究 总被引:6,自引:2,他引:6
以超燃冲压作动力的高超声速巡航飞行器与火箭动力相比,在M=6时,比冲增加二倍以上,与亚燃冲压相比,发动机内静温,静压低,从而减轻了结构强度负荷,简化了结构设计。这种巡航飞行器飞行速度快,突防与生存能力强,具有更大的作战能力。 相似文献
165.
军用飞机结构损伤评估专家系统设计研究 总被引:1,自引:0,他引:1
航空装备的维修是航空装备保障的重要组成部分.军用飞机损伤快速修理是保持航空部队持续作战能力最直接、最有效、最经济的途径.军用飞机损伤评估是指对飞机损伤的程度、修理所需的时间和资源、要完成的修理工作以及修理后的作战能力等方面做出的评估.损伤评估是实施战伤飞机修理的前提和必要条件. 相似文献
166.
以超燃冲压作动力的高超声速巡航飞行器与火箭动力相比,在M=6时,比冲增加二倍以上;与亚燃冲压相比,发动机内静温、静压低,从而减轻了结构强度负荷,简化了结构设计。这种巡航飞行器匕行速度快,突防与生存能力强,具有更大的作战能力。根据我国国情,本文提出了一种以碳氢燃料双模态超燃冲压作动力的高超声速巡航飞行器的方案,并针对航程1500km,重1500kg,直径0.6m,长45m的飞行器参数,估算了轨道、飞行时间、燃料消耗,确定了超燃冲压前体进气道及燃烧室的形状、尺寸,并作了超燃冲压性能计算。 相似文献
167.
168.
作者采用时间相关法,通过有限体积离散,运用带化学反应的全N S方程,在神州巨型机上,针对试验模型,对油气比Φ=0.0和0.35的喷氢Scramjet燃烧室流场进行了三维并行数值模拟,得到了流场的精细结构。并行模拟所得壁面压力分布与试验所测得的壁面压力分布吻合较好。 相似文献
169.
M6双模态冲压模型发动机氢燃料的燃烧试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
在一个有突扩台阶的氢燃料高超声速冲压发动机模型内研究了氢燃料喷注方式对点火与燃烧效果的影响。氢气从均匀分布于支板上的小孔喷注 ,支板位于燃烧室突扩台阶后 ,燃料的喷注方向可调。本文研究了逆来流喷射、逆流与来流夹 4 5°角喷射 ,同时从支板前端面逆喷和从支板后端面顺喷、从壁面垂直于气流喷注燃料时 ,燃烧室内燃烧效果的差异。实验在中国空气动力研究与发展中心的脉冲燃烧风洞上进行 ,实验马赫数为 6 ,总温1 85 0 K,总压 5 .5 MPa。实验结果表明 ,从支板前端面逆喷氢气时 ,点火与燃烧的效果最好。逆喷方式下 ,当氢气的当量油气比为 0 .8时 ,在本模型流道构型条件下 ,获得的推力收益超过 5 0 0 N。 相似文献
170.
为了得到某支板喷氢超燃冲压发动机内流场的细节,采用非结构网格CFD隐式解算器,耦合求解Na-vire-Stokes方程、组分连续方程和M enter的k-ω应力剪切传输(SST)湍流模型,对整机模型的冷流和三个当量油气比的湍流反应流进行了三维并行模拟。给出了流线和水的分布云图,分析了支板附近旋涡和推进流道一维质量加权平均的马赫数、静温、组分质量分数及燃烧效率等参数随当量油气比的变化,并将壁面压力和实验值进行了比较,吻合较好。除=0.8在支板附近出现了小范围亚声速外,其余状态整个内流道超声速占主流。 相似文献