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871.
为了强化煤油超燃性能,提出了一种采用双凹槽和预燃室结构,利用从预燃室喷出的高温燃气法引燃从凹槽内喷出的煤油,实现煤油超燃过程的具有广泛应用前景的超燃新方案。试验是在空气流量1.2kg/s左右的地面连管试验台上进行的。试验结果显示,超燃点火可靠,火焰稳定,超燃效率可达0.8以上。 相似文献
872.
873.
874.
应用数值模拟方法对二级斜板可调的二元混压式超声速进气道的内流场性能进行了研究,根据数值模拟二元混压式超声速进气道内流场的计算结果,得出每个网格点上的压力,温度,速度及密度等参数,从而求出进气道的总压恢复系数和流量系数,并归纳出进气道主要性能参数与状态参数和几何调节参数之间的关系,得出进气道的特性曲线,建立了二元超声速进气道的数学模型,利用此数学模型,可确定进气道在不同状态下的主要内容特性参数值,并作为建立带进气道、矢量喷管的发动机数学模型的建模基础,对进气道、发动机、矢量喷管的一体化控制有重要的参考价值。 相似文献
875.
描述了超声速导弹弹体的热环境,高温树脂基复合材料基体候选树脂,重点介绍了双马来酰亚胺,聚酰亚胺树脂和氰酸酯的性能及最新进展,最后描述了高温树脂基复合材料在超声速度导弹弹体上的应用研究。 相似文献
876.
877.
火焰面类模型最初是针对低速流动提出的湍流燃烧模型,本文针对其向超声速可压缩流动的推广研究进行了综述。对于火焰面模型,其数据库建立时环境压强为常数以及静焓与混合分数线性关系的假设在超声速流动中均不适用。数值实验发现:一方面,数据库中主要组分浓度对于环境压强的变化并不敏感,但中间产物浓度在不同压强下变化明显;另一方面,静焓与混合分数偏离线性关系这一因素所引起的火焰面模型获得的温度场差别很小。对于火焰面/进度变量模型,其数据库中进度变量的化学反应源项对于压强和静焓-混合分数关系的变化则很敏感,现有考虑这一影响的可压缩修正主要是通过针对利用未经修正的数据库PDF积分后的平均源项进行标度来实现。数值结果表明,可压缩标度方法可有效考虑高马赫数效应对进度变量源项的影响,从而改善火焰面/进度变量模型对超声速燃烧流动的模拟精度。 相似文献
878.
879.
为了研究超声速燃烧室尺度放大后,保持火焰稳定边界相对于基准燃烧室不变,凹腔火焰稳定器几何参数应遵循何种放大准则的问题,基于已有的Driscoll凹腔稳焰数学模型,采用典型的单凹腔矩形截面燃烧室作为基准燃烧室,分别计算基准燃烧室在贫燃和富燃状态时的火焰稳定准则数DaNP,再按照燃烧室尺度放大定义写出尺度放大燃烧室的稳焰准则数表达式Da''NP,将稳焰边界不变作为约束条件,构建尺度放大准则方程式DaNP= Da''NP,求解准则方程式获得凹腔几何参数放大准则表达式,绘制准则特性曲线,分析归纳近似准则,并通过数值计算方法初步验证准则的有效性。采用Driscoll凹腔稳焰模型的尺度效应分析结果表明,燃烧室放大一定倍数n后,无法通过调整凹腔长度和深度放大倍数k1和k2使得贫燃熄火边界保持不变;但是,可以通过调整参数k1和k2使得富燃熄火边界保持不变,此时凹腔几何参数遵循的放大准则近似为 k1≈k2≈n1/4。 相似文献
880.
附面层吸/吹气是抑制流动分离、提高压气机叶片负荷的有效技术途径。针对超声速压气机叶栅内激波诱导的角区分离,分别采用多种不同的端壁吸/吹气方案对其进行流动控制,旨在探索端壁吸/吹气对激波干涉下角区分离的控制机理,并对比分析端壁吸/吹气对超声速压气机叶栅角区分离的控制效果。结果表明:在激波/端壁附面层干涉下,该超声速压气机叶栅内存在大范围的激波诱导角区分离,角区分离使得该超声速叶栅存在强三维效应,二维叶栅中的单正激波变为"斜激波+正激波"结构,叶中吸力面尾缘开式分离变为闭式分离;端壁吸气可有效抑制该超声速叶栅的角区分离,吸气后近端壁区损失系数大幅降低,最优端壁吸气缝方案的起始点与亚声速压气机叶栅相同,但端壁吸气后叶中的双激波结构变为单正激波结构,叶中流动分离增大;端壁吹气也可有效抑制角区分离,其控制效果略优于端壁吸气,其原因是吹气缝处的静压高于吸气缝,对激波的增强作用弱于端壁吸气;与端壁吸气方案不同的是,最优端壁吹气缝方案的起始点位于叶片前缘。 相似文献