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航空发动机燃烧室火焰筒掺混区特性的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用FLUENT6.2软件对某型航空发动机燃烧室火焰筒掺混区的典型工作状态进行了三维两相湍流燃烧温度场、速度场及油滴轨迹的数值计算。通过对计算结果的分析,得出掺混区的特性:掺混区的冷、热区决定出口温场的冷、热区;掺混区燃烧效率对燃烧室效率有一定的影响;高负荷状态的速度场均很相似;随着负荷的增加,油滴轨迹呈减小趋势,模拟计算结果与试验结果及燃烧室工作特点基本一致。 相似文献
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李继保 《燃气涡轮试验与研究》1992,(1):21-26
在二元试验燃烧室上,就不同掺混段收敛比对出口径向,周向温度分布及出口温度分布系数的影响作了试验研究。试验时燃烧室进口为常温。出口为常压,温升范围380-560℃。掺混通道面积收敛比分别为1.23,1.67,2.57。本同时发展了掺混段收敛时,预估燃烧室出口径向温度分布的计算方法。模型计算结果和二元燃烧室试验结果相吻合。 相似文献
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本在二元试验燃烧室上,作了不同掺混段设计方案对出口径向温度分布影响的试验研究。试验时燃烧室进口空气不加温,出口排大气,燃烧室温升300-570℃。试验结果表明:通过修改掺混段设计来调试燃烧室出口径向温度分布是有规律可循。 相似文献
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双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性 总被引:4,自引:0,他引:4
针对一种冲压发动机用设计飞行马赫数范围为2.5~3.5的双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性开展了高速风洞实验和一体化数值仿真研究.研究结果表明:(1)在混和段内气流是通过两股气流的撞击以及横截面上二次流形成的旋涡不断掺混的,这也是混和段气流损失的主要原因.采用二元进气道的双下侧布局在整个混和段内气流除了在射流区内不均匀外,在1.5D截面至掺混段出口截面4.5D处慢慢趋向均匀.(2)掺混段出口截面与进气道出口截面总压恢复系数变化规律一致.随着来流马赫数和侧滑角的增大,掺混段出口截面总压恢复系数均是逐渐下降,而随着迎角的增大其总压恢复系数是提高的.(3)导流段损失和混和段损失均随着来流马赫数和侧滑角的增大而增大,整个掺混段损失增大.而随着迎角的增大,由于导流段损失逐渐下降,混和段损失变化不大,所以整个掺混段损失是降低的.(4)随着导流角的增加,进气道的总压恢复系数几乎未受影响,而掺混段的总压损失呈线性提高.研究范围内随着导流角的增大,气流导流段的总压损失几乎不变的,而由于径向速度分量增大,混和段损失增加,同时掺混出口截面承受反压能力降低. 相似文献