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941.
推力室中压力剧烈振荡区域的燃烧特性分析 总被引:1,自引:1,他引:1
在不施加任何扰动的情况下,对液氧/煤油双组元液体火箭发动机模型燃烧室进行三维非稳态数值模拟,获得了其中的压力自激振荡现象。基于定义的能够辨识定容和定压燃烧特征的第三邓克尔数分析了压力剧烈振荡区域的燃烧特性。结果表明,在压力剧烈振荡区域内,第三邓克尔数取值很大,即发生了准定容燃烧或介于定容和定压之间的燃烧过程。可见尽管液体火箭发动机燃烧室整体表现为定压燃烧特性,但在头部附近区域出现了局部具有非定压特性的燃烧过程,其产生的压力膨胀波来不及迅速传播而使当地的压力迅速升高,形成了定容弹效应,从而导致了燃烧不稳定性的发生。该压力峰的传播及其与室壁相互作用在燃烧室中产生声学不稳定性,与研究燃烧不稳定性的定容弹试验机理相同。 相似文献
942.
火焰面模型在超燃冲压发动机数值模拟中的应用 总被引:6,自引:0,他引:6
采用k-ω两方程湍流模型, 火焰面模型和质量加权平均的Navier-Stokes方程组解耦求解的方法,模拟了DLR氢燃料直连式超燃冲压发动机湍流燃烧流场,并与化学反应源项直接采用Arrhenius公式模拟及实验得到的结果进行对比,可以发现湍流脉动对化学反应的影响不能忽略. 相似文献
943.
对有无楔板超燃冲压发动机模型内横向氢气喷流超声速燃烧流场进行了数值模拟,分析了进口马赫数对超声速燃烧流场特性及特征参数分布的影响特性。采用有限体积法求解多组元Navier-Stokes(N-S)方程,对不同进口马赫数下的燃烧流场进行了数值模拟,细致对比了流场激波结构、喷流穿透深度、燃烧阵面,燃烧效率及总压恢复系数等参数随进口条件的变化特征。结果表明:无论是否存在楔板结构,喷口后流场压强均随着进口马赫数的增加而减小,并且随进口马赫数的增加,氢气喷流穿透深度减小,楔板对喷流穿透深度基本无影响。较无楔板结构而言,设置楔板结构可以缓解燃烧室内流场对马赫数变化的敏感度,使燃烧更为稳定。在同一进口马赫数条件下,楔板布局有明显的促燃作用及激波点火效果,在一定程度上可增加此类发动机工作的马赫数范围,但以总压恢复系数略微降低为代价。 相似文献
944.
945.
946.
947.
建立了欧拉-拉格朗日坐标系下液体火箭发动机内部工作过程二维轴对称两相湍流化学反应流的完全Navier-Stokes模型。应用该模型对气氢液氧同轴式单喷嘴燃烧室热态流场进行了数值模拟,得到了全流场的速度矢量分布、燃气组分等值线、流场等温线、流场等压线和流场等马赫线。计算是在任意斜交曲线坐标系下进行的,采用等参数正变换(代数变换)把物理平面上不规则计算域变换成了计算平面上的矩形域,控制方程也进行了相应的变换。计算结果表明,用计算流体力学(CFD)的方法研究和分析液体火箭发动机内部工作过程是可行的。 相似文献
948.
949.
950.