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为了对高温升燃烧室性能进行计算分析,运用超大涡模拟方法开展数值模拟,并同步开展了雷诺平均数值模拟作为对
比。计算结果表明:旋流器设计与火焰筒开孔设计的匹配合理,Rothstein提出的射流迹线公式能够合理预测主燃孔的射流穿透。超
大涡模拟计算得到的出口径向温度分布系数的剖面曲线趋势和最大值位置均与试验结果符合较好。通过与试验结果进行定量比较
发现,在相同计算网格条件下,超大涡模拟方法预测高温升燃烧室综合燃烧性能的精度明显高于雷诺平均方法的。 相似文献
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将中心分级的双环预混旋流(TAPS)燃烧室、单环腔燃烧室(SAC)及双环腔燃烧室(DAC)采用相同的扩压器尺寸、外机匣最大直径以及燃烧室出口尺寸,采用相同的数理模型,对TAPS燃烧室,SAC,DAC进行三维数值模拟.对比研究了TAPS燃烧室,SAC,DAC的总压恢复系数、燃烧效率、燃烧室出口温度分布系数、污染排放等性能参数.研究结果表明:采用TAPS燃烧室,可获得比SAC和DAC更高的总压恢复系数及燃烧效率;比SAC和DAC更低的燃烧室出口温度分布系数及NOx等污染的排放,尤其是设计工况下出口NOx排放.从研究结果来看中心分级的TAPS燃烧室的技术优势十分明显,是一种很有发展前景的高温升、低污染燃烧室. 相似文献
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临近空间由于其在现代战争中的重要战略意义已成为各国航空航天领域的研究重点,高超声速飞行器更是国家临近空间军事实力的一个重要标志。由于吸气式高超声速飞行器具有较高的飞行高度与马赫数,预冷技术已成为高超声速飞行器推进系统中的一项关键技术,而高性能预冷器设计是预冷技术的一个重要研究方向,预冷器的可靠性与流动传热特性是预冷系统的重要影响参数,对于紧凑、高效、高可靠性先进预冷器的研究具有十分重要的意义。基于目前公开的临近空间高超声速飞行器的主要动力形式及其对预冷技术的刚性需求,对预冷器设计中的关键技术与发展方向做了详细的阐述。 相似文献
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大发动机双环腔燃烧室设计及性能分析 总被引:2,自引:0,他引:2
对双环腔燃烧室进行优化设计,研究双环腔燃烧室的性能及其污染物排放规律.参考国外某双环腔燃烧室的结构,将其火焰简结构设计为并联式双环腔结构.改变主燃区、预燃区旋流器的结构,优化主燃孔、掺混孔的位置及孔径大小,进行流动、燃烧及排放数值模拟.获得了不同结构双环腔燃烧室的总压恢复系数、燃烧效率、燃烧室出口温度分布系数、污染排放等性能参数.对比分析不同结构双环腔燃烧室的计算结果.结果表明:经过优化后的双环腔燃烧室出口具有更高的总压恢复系数和燃烧效率,更好的温度分布,更低的CO和NOx排放. 相似文献
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试验研究了波反射装置对高温超声速射流的激励效果并初步分析了其作用机理。主喷管的喉道直径为35mm,进口总压为27.44kPa,进口总温约800K,相应的喷管出口马赫数为1.33左右。结果表明,影响激励效果的主要参数有锥形反射器的扩张角、反射器母线长度和反射器与主喷管的相对位置,并有一个综合最佳值。在最佳结构参数下,激励后的射流轴心温度降低约120K,有望使超声速射流的红外辐射强度降低约40%~50%,红外隐身效果显著。 相似文献