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711.
倒置梯形涡流发生器与非对称超声速来流相互作用的短隔离段流动数值研究 总被引:3,自引:0,他引:3
为了有效地缩短超燃冲压发动机隔离段长度,在前期研究的等宽度平直斜楔基础上,用数值模拟的方法,研究了一种侧壁面后掠的倒置梯形涡流发生器,涡流发生器放置在隔离段进口厚附面层一侧。研究结果表明:加装倒置梯形涡流发生器后可在进出口压比相同的情况下,将隔离段长度减小40%左右,比等宽度平直斜楔多缩短5%;激波串长度随后掠角呈非线性变化,在一适当的后掠角下,激波串长度最小,它的总压恢复系数与等宽度平直斜楔处于同等水平。 相似文献
712.
柔性扑翼非定常涡格法气动计算的改进与实现 总被引:1,自引:0,他引:1
旨在快速、准确地模拟微型扑翼飞行器(Flapping-wing MAV)周边流场,根据柔性扑翼的扑动特点,提出了微型飞行器(MAV)气动力计算的一种改进非定常涡格法(UVLM)模型,该模型中充分考虑机翼的瞬时柔性变形、诱导阻力、尾迹涡环畸变以及黏性耗散等因素对气动力的影响;给出了该模型的一个可视化实现,并通过实例验证了该模型的可行性和有效性。算法仿真表明,采用该模型可使平均升力和平均推力计算精度分别提高20%和70%左右。为了提高运算效率,还研究了剔除尾涡对UVLM性能的影响,计算结果显示,剔除距翼面适当距离处的尾涡后,可在保证算法计算精度基本不下降的前提下使运行时间减少2/3,这表明改进的UVLM可作为MAV的一种快速气动力估算工具,在MAV的优化中存在显见的应用价值。 相似文献
713.
通过数值模拟,研究了在空气入口总温为294.28 K,燃料气体为乙烷(C2H6)时在轴向旋流器出口截面上安装多个小突片的多源涡(MSV)结构对燃烧室内燃料/空气掺混效果的影响.结果表明:在每个小突片下游产生的小尺度流向涡使得局部的燃料/空气掺混加强;装有多源涡结构的燃烧室内对应的C2H6质量分数在文氏管下游2 mm截面上的混合不均匀度由不带多源涡结构时的13.0%下降到小于7.4%.在该研究的范围内,当小突片总的阻塞比增大时,对应的混合不均匀度减小,掺混效果变好. 相似文献
714.
715.
涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却方法,可以简化推力室结构,降低成本,提高可靠性。本文首先介绍该类型推力室的工作原理,并对涡流的结构进行了理论分析,得出内外涡流的速度分布特点。通过冷流场计算,验证了涡流结构分析的正确性。由于流体的粘性,减小了内部涡流的速度及涡量强度,影响推进剂的掺混及燃烧。通过对氧化剂喷嘴入射角的优化,发现氧化剂喷嘴倾斜一定的角度,可以增加内部涡流的速度及涡量强度,将有助于提高涡流冷却推力室中推进剂的燃烧效率。 相似文献
716.
717.
大小孔交替排列对气膜冷却效率的影响 总被引:4,自引:1,他引:3
采用数值模拟方法研究了大小气膜孔交替排列(均匀排列的圆柱形单孔两侧分别开设一个平行的小孔)情况下的流动和换热,并与常规的圆柱形单孔结构进行对比,分析大小气膜孔交替排列提高冷效的机理,研究大小孔的孔径比对气膜冷却效果的影响规律.结果发现:在圆柱形单孔两侧分别设置一个平行的辅助小孔,大小孔冷气射流的肾形涡相互干涉,导致主气膜孔下游的肾形涡的尺度和强度与圆柱形单孔相比均有明显降低,气膜冷却效果明显改善.相同冷气量下,小孔孔径越大,分配的冷气流量越大,对主孔冷气射流的干涉作用越强,气膜冷却效果改善越明显;当小孔孔径d2=4mm时,气膜冷却结构类似常规的离散圆柱形气膜孔,气膜冷却效果开始下降. 相似文献
718.
719.
文氏效应在叶片根部马蹄涡控制中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
为研究文氏管在叶片根部马蹄涡控制作用的应用,针对简化了的叶片-平板结构在叶片上游平板上的某位置开狭缝,在平板的另一侧构造一文氏管(文氏管的喉道位于狭缝处),引射叶片根部的流体,进而控制马蹄涡.数值模拟了不同狭缝位置的湍流流动;结果表明了改变狭缝相对于叶片的位置能很好地控制马蹄涡,甚至能完全消除叶片前马蹄涡.提出的方法可以利用外势流的能量而无需额外消耗能量,为一种被动的控制手段,有很大的实际应用前景.利用文氏效应的控制方法简单实用,因此工程中采用该法是不错的一种选择. 相似文献
720.
驻涡燃烧室蒸发管供油装置的雾化蒸发性能试验 总被引:3,自引:2,他引:1
设计了两种适用于驻涡燃烧室的蒸发管供油装置,并通过试验研究了两种蒸发管在不同环境温度、气液比、蒸发管雾化用气温度、流速等条件下的雾化蒸发性能.试验结果表明,这些条件对蒸发管的雾化蒸发性能均有较大影响,而且不同蒸发管出口轴向位置处的雾化性能也有较大差别.比较两种蒸发管的雾化性能后,选择其中较好的一种蒸发管作为涡轮级间驻涡燃烧室的供油装置,燃烧性能试验的结果表明,采用此种蒸发管的驻涡燃烧室具有较高的燃烧效率、较宽的稳定燃烧范围和较低的壁面温度. 相似文献