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161.
回流燃烧室复合冷却结构冷却效果研究 总被引:3,自引:0,他引:3
为了研究回流燃烧室火焰筒壁面不同冷却结构形式的冷却特点,设计了3种冷却结构形式,采用试验方式分别对其冷却效果进行了试验研究,得出了如下结论:在相同的壁面开孔率下,(1)吹风比对冷却效率影响显著,随着吹风比的增大冷却效率升高;(2)在火焰筒的不同区段,不同的冷却结构表现出不同的特点;(3)沿整个火焰筒壁面,冲击+逆(同)向对流+气膜冷却结构的冷却效率变化剧烈,而冲击+发散冷却结构的冷却效率沿火焰筒壁面变化较为平缓,火焰筒壁面温度沿流向分布均匀,温度梯度小。这说明对于回流燃烧室,当壁面采用复合冷却结构时,采用全冲击发散冷却结构较为适宜。 相似文献
162.
对带V型火焰稳定器的模型燃烧室中气液两相化学反应流动进行大涡模拟(LES),研究中采用了欧拉一拉格朗日方法。利用大涡模拟来研究气相流场,k方程亚网格尺度模型来模拟亚网格涡粘性。化学反应速率由亚网格EBU燃烧模型来确定,两步亚网格紊流燃烧模型被用来确定CO浓度,NO亚网格污染物生成模型被用来评估NO生成速率,辐射热量传递采用了热通量辐射模型。并在交错网格体系下气相采用SIMPLE算法和混合差分格式求解,液相在拉格朗日坐标系下采用PSIC算法对其进行求解。通过大涡模拟,能得到气相和液相之间的质量、动量和能量交换。通过计算值和实验值的比较可知,出口温度和污染物成分浓度实验结果与计算结果吻合较好。因此采用大涡模拟方法来模拟两相化学反应流动和污染物生成过程是可行的。 相似文献
163.
超燃冲压发动机燃烧室设计计算方法的研究 总被引:3,自引:0,他引:3
为寻找一种适当的计算超燃冲压发动机燃烧室性能的方法并评估现有模型的优劣,提出一维化学动力学模型,且通过几个算例验证了该模型的可靠性.为研究设计过程中的性能计算方法的适用性,针对一具体的燃烧室,采用目前通用的性能计算方法,即冲量分析法、一维化学动力学及二维化学动力学方法,计算得到燃烧室内各气动参数的分布曲线,并得到上述方法在超燃冲压发动机燃烧室设计过程中性能计算适用性的初步结论.计算结果表明:一维化学动力学方法与冲量分析法都能够考虑到摩擦、通道面积变化以及燃烧释热的影响因素,具有较好的适应性.对于冲量分析法,在考虑燃烧时,还需设定放热规律; 而一维化学动力学方法则可以利用化学反应模型,会自动计算释热规律,具有更大的独立性.和前两种模型相对比,二维化学动力学方法可以更细致地捕捉到流场中的一些细节,但此种模型需要较长的运算时间.对比这几个模型,各具有不同特点,在超燃冲压发动机的设计与性能计算过程中,需综合考虑上述区别,最充分地发挥各模型的优势. 相似文献
164.
适于旋流杯下游流场的改进型半分析关系式 总被引:1,自引:0,他引:1
利用典型(CFM-56燃烧室)旋流杯结构下游的流场实验数据,参照经验关系式,提出了物理意义更明确、拟合更准确、且更便于对大量实验数据进行相关性研究的半经验关系式,并与旋流杯下游紧靠出口处附近的轴向速度及旋流速度测量数据进行了对比,发现各特征数据(如峰值位置、峰值衰减速度、回流区宽度及其沿下游的发展、回流速度及其衰减等)与实验数据非常相符,从而初步验证了提出的半经验关系式.同时,给出了公式中不同的经验常数取值带来的变化,分析了与几何及工况参数之间可能的联系,为进一步验证该关系式打下基础.分析表明,各经验常数的变化之间相互独立,且物理意义明确,可以方便地用于进一步验证. 相似文献
165.
166.
167.
168.
169.
航空发动机燃烧室温度测量 总被引:1,自引:1,他引:1
航空发动机燃烧室出口燃气热点和沿径向的温度分布,会对涡轮导向器叶片和转子叶片的寿命带来明显影响。为探寻某型发动机燃烧室出口温度分布,针对燃烧室出口与涡轮进口处空间狭窄和结构复杂的特点,设计了结构简单的测温探针,并将Ⅰ导机匣改装成独立的燃烧室出口温度场测量试验段,成功地录取了燃烧室200点出口温度场数据。 相似文献
170.