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131.
为实现脉冲爆震火箭发动机(PDRE)引射模态下主爆震室的起爆,采用航空煤油和氧气作为推进剂,设计了PDRE引射模态的模型机,采用压电传感器测量主爆震室中爆震波的压力和速度.在主爆震室中成功实现了5 ~8Hz稳定连续的爆震,爆震波的峰值压力能够达到3MPa,爆震波以1600~ 2000m/s左右的速度在主爆震室中传播.实验结果表明:PDRE引射模态下主爆震室的DDT距离,远低于常规高能电喷起爆下的两相PDRE的DDT距离;高频PDRE引射模态下主爆震室的起爆难度加大;加长主爆震室、末端增加收敛段可以提高引射模态的爆震性能. 相似文献
132.
针对支板喷注煤油和一次火箭引导燃烧的RBCC发动机,在亚燃模态下的高效燃烧组织和性能开展了实验研究和数值分析.实验验证了在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭产生的高温射流作为引导火焰,可以实现支板喷注二次燃料的可靠点火和高效稳定燃烧.通过数值模拟获得了燃烧室的详细流场特征和燃烧组织细节,分析表明支板后方集中的燃料热释放可形成扩张燃烧室流道中的“热力壅塞”;通过热力喉道的控制,实现了在直扩流道内的高效燃烧.研究表明:发动机在亚燃模态下燃烧组织应尽可能地使热力喉道处于燃烧室较后位置,使燃料在燃烧室高压区内充分燃烧释热,从而提高其燃烧效率.论文还研究了燃料支板喷注位置的影响,进一步开展RBCC发动机亚燃模态性能的优化. 相似文献
133.
134.
CHENG Cheng 《航空动力学报》2013,28(9):2100-2111
Chemical non-equilibrium flow was investigated for the scramjet single expansion ramp nozzle(SERN) with a strut-based liquid-kerosene-fueled combustor.Two-dimensional Reynolds-averaged Navier-Stokes(RANS) equations were solved with the species conservation equation for continuous phase and the renormalization group(RNG) k-ε turbulence model.Lagrangian discrete-phase model was analyzed for liquid-kerosene droplets behavior in the supersonic stream.Combustion was simulated by kerosene surrogate fuel's 10-species and 13-step reduced reaction kinetics mechanism with use of Arrhenius's laminar finite rate model.Parametric studies were carried out to estimate the influence of different fuel injection positions and equivalent mixture ratios on the SERN chemical non-equilibrium effects.Numerical calculation results show that the strut-based combustor enables convenient modeling of various SERN entry conditions,which is similar with many preceding investigations,by changing the injector strut position and controlling the mass flow rate of each injector.Chemical non-equilibrium effects function in the whole SERN,especially in the initial flow expansion region,leads to obviously higher SERN performance of the non-equilibrium flow than that of the frozen flow.Furthermore,the distributed fuel injection pattern plays a significant role in enhancing the combustion efficiency in combustor,but weakening the chemical non-equilibrium effects funciton in SERN.Additionally,while the equivalent mixture ratio increases,the SERN thrust coefficient and lift coefficient rise gradually,and the increment of non-equilibrium flow in relation to frozen flow becomes higher as well.To be specific,the equivalent mixture ratio is 0.6,the maximum increment of thrust coefficient and lift coefficient are 11.6% and 25% respectively. 相似文献
135.
燃油射流横流穿透深度试验和数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
采用激光粒子成像测速仪(PIV),试验研究了不同动量比下燃油射流在横向空气流中的穿透深度特性。同时,采用数值计算方法,对射流穿透特性进行了模拟,并将试验和计算结果,分别与已有的经验关系式,及考虑气动韦伯数影响修改后的关系式进行对比。结果表明:燃油射流上边界深度与幂指数关系式较吻合;采用VOF两相流模型能较准确地模拟出燃油射流的喷雾核心深度;修改后的关系式与不同燃油-空气动量比范围下的喷雾核心深度较吻合;燃油-空气动量比和气动韦伯数,是影响燃油射流横流穿透深度的主要参数。 相似文献
136.
通过实验研究发现了超临界吸热型碳氢燃料供油系统的压力降型不稳定现象。为了研究稳定机理和超临界吸热型碳氢燃料裂解特性对供油系统稳定性的影响,建立了零维平衡流模型,并针对不同裂解特性的燃料进行了对比仿真。研究结果表明,由于裂解反应的发生,超临界碳氢燃料供油系统存在临界区和裂解区两个不稳定区间。基于零维平衡流模型较好地复现不稳定实验现象,不稳定机理得到了详细的解释。密度随温度的变化是系统正反馈的重要环节之一,其剧烈的变化率是导致系统不稳定的主要原因,燃油裂解速率越快,其裂解产物密度相对变化率随温度变化越大,越容易引起供油系统的不稳定。 相似文献
137.
微型燃气轮机喷嘴射流和雾化特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为在微型燃气轮机内营造低氧贫燃氛围以实现液体燃料的节能减排,利用可适性多普勒激光测速仪APV/LDV对改造喷嘴附近截面进行了测量和分析,用以考查近喷嘴处的气液混合夹带情况以及雾滴尺寸及分布。结果发现:增加外部涡旋气流后,喷孔附近雾滴的动量增大,雾锥内出现一小回流区,对应湍流度较大区域附近;燃烧时较大切向动量及湍流度利于空气与周围高温烟气迅速混合形成低氧环境,并和雾滴掺混进行热量和动量的传递;喷孔出口雾化角增大,使得雾滴更加分散,利于雾化、气液混合和传热传质;所有实验工况雾滴平均直径低于50μm,且为偏高斯分布。该研究为液体燃料喷嘴的设计提供了参考,可作为微型燃气轮机燃烧室热态反应物流场的参考依据。 相似文献
138.
139.
航空发动机压气机声共振机理十分复杂,涉及到“气动-结构-声学”的多物理场耦合问题,能导致压气机叶片疲劳破坏,危害巨大,近年来已经成为国外压气机气动、振动、声学领域的研究热点。综述了国外流体诱发腔体发声机理的研究进展,分析了国外航空发动机压气机声共振的研究现状,总结了单级、多级压气机声共振现象的主要特征,并结合中国某型压气机的试验结果,进行了气动、振动、噪声等物理参数的特征分析,认为某型压气机虽然存在着某些独特的问题需要深入研究,但其故障特点与近年来国外开展的声共振现象具有很强的相似性,即认为该型压气机工作中可能存在声共振现象。 相似文献
140.