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431.
通过分析与试验表明 ,技术风险小、性能可靠、近期能够实现的、以煤油为燃料的弹用冲压发动机是一种适宜于飞行Ma =6左右的高超声速导弹的推进装置。采用尾喷管几何喉道可调的方法 ,有利于提高煤油冲压发动机亚燃工况的性能 ,满足飞行器对低马赫数 (Ma=2 5左右 )接力与加速状态推力特性的要求。以煤油与氢为燃料的双燃料冲压发动机具有广阔的应用前景 相似文献
432.
对边界层内小孔气水多相流场下射流问题开展数值仿真及定常水洞试验研究,建立了适用于边界层内压差驱动下小孔向气腔射流多相流场问题研究的数值仿真计算模型,针对典型孔参数及气水流场条件,对比分析了仿真试验数据,验证了数值仿真模型的正确性及模型计算精度。结合流体质点受力及运动模型及平板边界层理论,分析了气水域压力场特征及水域流动规律对小孔射流过程的作用机理及影响规律,开展了孔参数对射流多相流场特征及射流量的影响研究。获得了小孔射流量估算方法,为航行体上防水装置设计提供数据支撑。 相似文献
433.
434.
燃料喷射位置对凹槽火焰稳定特性的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
采用混合分数平衡化学模型,燃烧与紊流相互作用的PDF模型和离散液滴模型,研究了不同位置喷射燃料对双模态冲压发动机燃烧室中煤油超声速燃烧凹槽火焰稳定特性的影响。结果表明,凹槽内均出现燃料和空气的混气,以及燃烧产生的高温区,可以达到稳定火焰,增强燃烧的目的;从凹槽局部参数以及燃烧室壁面静压的分布来看,凹槽上游0位置喷射燃料,更有利于燃料与空气的混合、燃烧,并且燃烧室总压损失较小,是最佳的喷射方式。验证了我们在实验研究中的所采取的设计方案。同时,有关煤油超声速燃烧的研究可以通过数值实验,并对实验测量起到指导作用,从而减少风洞实验次数。 相似文献
435.
436.
437.
对某典型二元高超声速进气道三维流场进行了数值分析,将固壁面压力分布的计算结果与试验结果进行了比较,二者吻合较好,表明数值模拟方法正确,结果可信。分析了高超声速进气道流场的波系结构以及进气道(含隔离段)内二次流特征。给出了外压缩波系下的角涡的形成和发展规律,在侧壁与压缩面相交角区形成为逆时针方向角涡,角涡的形成、发展与近壁激波/侧壁附面层干扰以及压缩面有关。分析了隔离段中的激波的反射状况,提出了隔离段二次流的形成和发展规律以及影响因素。在隔离段进口附近存在一分离区。隔离段内二次涡的形成、发展和消失由上下壁面的压差,激波的移动方向(波后气流的横向流动)等决定。研究还表明对于高超声速进气道即使是二元进气道,也要关注二次涡的存在和发展。 相似文献
438.
液体冲压发动机特性分析 总被引:1,自引:1,他引:1
给出了液体冲压发动机特性计算的数学模型,进行了不同条件下发动机的特性计算, 分析了飞行高度、燃烧室后总温以及发动机部件总压恢复系数对冲压发动机特性的影响。 相似文献
439.
440.