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航空发动机燃烧室主燃区特性的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用FLUENT6.1软件对某型机燃烧室主燃区的各个典型工作状态进行三维两相湍流燃烧的速度场、温度场、油滴轨迹进行了数值模拟计算。通过对计算结果的分析,得出了主燃区的特性:主燃区的冷热区决定了出口温场冷热区,其效率决定了燃烧室的效率;随着负荷增加,油滴轨迹明显呈缩短趋势,模拟计算结果与试验结果及燃烧室工作特点比较吻合。 相似文献
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大涡模拟三维贴体坐标系下环形燃烧室火焰简热态紊流瞬态流场。利用椭圆方程方法生成三维贴体网格,计算中采用k方程亚网格尺度模型估算亚网格紊流粘性;亚网格EBU燃烧模型估算化学反应速率;热通量辐射模型估算辐射通量。并在非交错网格系下采用sIMPLE算法和混合差分格式求解离散方程,利用壁面函数处理固壁边界条件。计算结果与实验结果的比较表明,采用大涡模拟方法能更真实反映环形燃烧室火焰简内紊流化学反应流气流结构和燃烧过程。 相似文献
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通过相场理论建立了纯物质镍在过冷溶液中枝晶生长的相场模型。把相场方程和温度场方程进行耦合,建立了相对应的相场模型。该模型以熵增加函数为基础,通过熵增加函数推导出热力学一致性的相场控制方程。利用上述的模型和方法在计算机上编制二维组织凝固模拟程序得出结论,各向异性强度影响枝晶尖端生长速度,过冷度决定凝固速度的快慢。 相似文献
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为了获得涡轮叶片旋转时对气膜孔流量系数的影响,采用非结构化网格及标准k-ε紊流模型,求解三维N-S方程,对带90°肋和气膜孔出流的旋转矩形通道内的三维流场进行了数值模拟,气动参数变化范围是:通道入口雷诺数Re=60000,150000,罗斯贝数Ro=0,0.11,0.22,气膜孔总出流比为0.22和0.09。Ro≠0时,旋转效应对气膜孔流量系数有明显影响,通道顺时针旋转时,科氏力由上壁面指向带气膜孔的下壁面,引起流量系数增加;通道逆时针旋转时,情况相反。计算结果还表明,在通道内同一径向位置处的两个气膜孔的流量系数是不同的,通道顺时针旋转时,进入左侧孔的流体和气膜孔轴线的夹角小于进入右侧孔的流体和气膜孔轴线的夹角,导致左侧孔的流量系数大于右侧孔的流量系数;通道逆时针旋转时,情况相反。Ro=0时的计算结果与实验数据符合很好。 相似文献
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