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为在脉冲燃烧风洞上应用油流技术,针对该类设备马赫数6条件下气流总温高(可达1650K)、有效试验时间短(约300ms)、小动压条件下显示油"流不动"等困难,提供了一种技术解决方案。试验设备为中国空气动力研究与发展中心Φ=600mm脉冲燃烧风洞。采用两个多级压缩楔模拟高超进气道外压缩面,其中三级压缩楔偏转角为6°,7°和8°,两级压缩楔偏转角均为10°。运用高速摄像方法获得了点式图谱的动态变化过程。三级压缩楔8°拐角上游油点在200ms内流过了拐角,并向下游移动了足够长度,可判断该拐角处气流不产生分离。两级压缩楔油流结果则显示风洞尾气会显著改变图谱分布。 相似文献
264.
为了研究气动斜坡喷注器在提高掺混、点火及稳定火焰方面的作用,通过数值仿真方法,对气动斜坡及单孔直喷/燃气发生器2种方案冷流掺混流场进行了对比研究。结果表明:气动斜坡方案在燃烧室中能形成更强、更复杂的流向涡结构,对增进燃料掺混作用明显;在燃烧室后半段2种方案羽流面积相差不大,但是气动斜坡方案燃料质量中心在燃烧室中心区域附近,直喷方案燃料质量中心更靠近燃烧室上壁面,气动斜坡方案燃料分布更加均匀,到燃烧室出口处,掺混效率比直喷方案的高约10%;与直喷方案相比,气动斜坡方案对主流的影响更小,总压恢复性能优于直喷方案的,在燃烧室出口处,总压恢复系数比直喷方案的高约10%。 相似文献
265.
闫联生%李贺军%崔红 《宇航材料工艺》2004,34(2):14-16
简要介绍了高温陶瓷透波材料的研究进展,对比了陶瓷透波材料和高分子有机透波材料的力学性能和介电性能,提出了高温透波材料的研究重点和方向。 相似文献
266.
为了研究双模态超燃冲压发动机燃烧室在燃烧诱导的高背压环境下燃料的输运和分布情况,采用了限流方法模拟燃烧诱导的高背压环境。针对燃烧室中凹槽上游氢气燃料喷射工况的研究发现,限流试验的压力分布与燃烧试验压力分布在燃烧室前半段比较接近,证明二者的流场在燃料喷射段有一定的相似程度;数值模拟结果表明,相较于低背压状态下62%的混合效率,高背压状态下混合效率提高到了87%,并且燃烧状态下拍摄的火焰区域与限流状态下数值模拟的燃料的可燃质量分数范围相符,证明了限流方法解耦燃烧与喷射过程的合理性。 相似文献
267.
进气道研制在各阶段均需要好用的设计方法,第一步是用无黏波系理论设计进气道的波系和流道参数。在实际的黏性条件下,超额定工况黏性流场结构非常复杂,基于无黏波系理论的设计方法在逻辑上难以封闭,理解黏性作用的机制和后果,有可能改善无黏方法在超额定工况的适用性,或者提出黏性修正的经验指导。针对设计点马赫数为2.5的可调混压式超声速进气道超额定工况内流道入口波系设计问题,用数值模拟方法,研究理解了超额定工况黏性流场结构生成机制,与无黏设计相比,初始黏性结构(边界层、滑移层)使无黏流道流通能力下降,产生的限流反压迫使上游激波系强化、分离区与激波干扰结构调整,当流动结构产生的溢流量足够大、入流流量与当地流动结构的流通能力相匹配时,即获得新的平衡流场。喉道高度补偿和消除滑移层吞入的尝试验证了上述理解。在反压或限流制造的临界工况,存在局限于内压缩段的"初始不稳定性"(或小喘)现象,可能与滑移层在核心流的摆动范围大有关。在马赫数为3的超额定条件下,喉道补偿系数超过35%可获得期望的波系结构,临界的"初始不稳定性"消失。增大第二级压缩角,使外压缩激波与唇口激波不相交于内流道所在高度范围,消除滑移层生成条件,在相同反压条件下消除了"初始不稳定性"现象,或者说提高了抗反压能力。 相似文献
268.
269.
本采用有限体积法进行空间离散,Runge-Kutta法进行时间推进的办法,通过求解Euler方程来模拟二元收敛-扩散喷管跨音速流场。运用隐式残差平均技术和当地时间步长法加速计算收敛。为了消除气流参数的波动和激波前后的振荡,在方程中添加了自适应耗散项。在100个时间步以内便可获得稳态解,计算结果与试验数据和其他数值方法吻合良好。 相似文献
270.
双截面聚焦纹影技术应用研究 总被引:1,自引:0,他引:1
通过支板尾流结构显示实验,研究了使用双截面聚焦纹影技术显示复杂流动的可行性。双截面聚焦纹影系统能在一次实验中得到两个不同位置的聚焦纹影图片,并能保证两张图片反映的是同一时刻的流场结构。比较了普通纹影与双截面聚焦纹影系统捕捉三维流场结构的能力,证明聚焦纹影技术显示复杂流场是有潜力的。为使之能够清晰地反映复杂流场的三维特征,还需在缩小聚焦区厚度和提高信号质量方面做工作。 相似文献