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122.
针对超燃冲压发动机燃烧室综合性能的测试需求,从取样探针、系统管路及附件选型、测控方案等角度设计了一套六点暂冲式燃气取样系统,成功实现了燃气发生器出口2.0 s和发动机燃烧室出口1.4 s取样。分别测量了燃气发生器出口测量截面Ⅰ和发动机燃烧室出口测量截面Ⅱ的O_2、CO、CO_2含量,并采用理论温升法推算燃烧室出口温度约为2 121 K。基于暂冲式燃气取样分析,为评估超燃冲压发动机燃烧室性能提供了新的研究思路。 相似文献
123.
为了获得低压涡轮动叶叶顶间隙泄漏流动特性,采用数值方法研究带冠动叶叶顶间隙对低压涡轮级气动性能的影响。
对试验测量的扇形带冠叶顶叶栅气动性能进行数值计算,得到的叶栅总压恢复系数与试验数据吻合良好,验证了数值方法的可靠
性。对没有间隙和3 种动叶叶顶间隙条件下低压涡轮级的气动性能和动叶叶顶间隙泄漏流动特性进行对比分析。结果表明:带冠动
叶叶顶间隙增大导致转子叶尖的出口气流角增大和叶顶间隙泄漏量增加;涡轮级气动效率降低和叶顶间隙泄漏量增加与带冠动叶
叶顶间隙增大呈近似线性变化;在相同叶顶间隙条件下,出口马赫数对叶顶间隙泄漏量的影响较小;随着涡轮级出口马赫数的提
高,出口气流角度减小。 相似文献
124.
流场可压缩性对涡相互作用影响的数值研究 总被引:1,自引:1,他引:0
涡相互作用作为冲压发动机喷注装置的典型抽象流动现象,研究其可压缩性影响对于认识包含化学反应的真实燃料喷射场具有一定基础理论价值。基于经过数值验证的可压缩Navier-Stokes算法与压力泊松方程初始条件设置方法研究流场可压缩性对涡相互作用演化过程的影响。结果表明,以较高涡旋马赫数表征的可压缩性在改变涡对形态的同时,具有延缓涡旋相互靠近,迟滞融合进程的作用。关于涡对系统开始融合的临界条件,可压缩相互作用开始的临界展弦比与无量纲时间相比于低速涡对明显提高。为在无量纲时间意义下统一不同马赫数涡对相互作用的进程,从涡心密度随时间变化规律出发在不可压涡对特征时间的基础上,初步构建了考虑可压缩性的时间尺度修正关系。 相似文献
125.
为发展冲压发动机性能工程预估方法,建立了面向一体化计算的整体式液体冲压发动机性能计算模型,并使其兼容基团贡献算法,提高了拓展性。利用模型分析了冲压发动机在攻角0°~6°、高度0~18km、马赫数2.0~3.5、余气系数1.0~2.9范围工况多维度连续变化下,比冲、推力系数和燃油质量流量的速度-高度特性、高度-节流特性、节流-速度特性以及攻角特性。研究结果表明:性能计算模型可在一体化计算条件下、基团贡献算法允许范围内,不依赖试验数据对冲压发动机性能预估,计算结果与技术参考值相比相对误差均小于14%。推力系数和比冲具有基本一致的速度-高度特性和相似的高度-节流特性,受燃气组分影响,推力系数和比冲的节流-速度特性差异明显。燃油质量流量的变化规律不同于比冲和推力系数,在进入平流层后呈现折缓趋势,而呈现连续性,速度越大、高度越低、余气系数越小,燃油质量流量越高,反之则越小。引入攻角以后,攻角越大,比冲和推力系数越低,进气道起动马赫数越高;攻角-起动马赫数曲线小范围内近似线性,攻角超过5.6°非线性加剧。 相似文献
126.
以空心气冷低压涡轮动叶为研究对象,采用高质量的流体域和固体域网格控制技术,带转捩模型的双方程SST湍流模型,开展了基于CFD方法的叶片气热耦合问题研究。获得了不同冷气流量比(分别为1.0%,1.38%,1.8%和2.2%)、温比(分别为2.1,2.25,2.3,2.4和2.5)和压比(分别为1.4,1.6和1.8)对叶片换热特性的影响规律,设计状态中截面按弧长平均的叶片壁面金属温度计算值较试验值偏小0.3%,气热耦合计算的叶片壁面温度分布与试验结果吻合良好,验证了气热强耦合计算方法的精度,为涡轮叶片温度场分析提供了一种有效的方法。 相似文献
127.
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氢/空气超声速燃烧研究 总被引:19,自引:1,他引:18
H2/Air在两种不同的燃烧室尺寸、七种燃烧喷注方式下进行了系统的超声速燃烧实验。实验空气的滞止温度在2000K左右,滞止压力1 ̄1.4MPa,总流量2kg/s,燃烧室进口马赫数2.5,可以模拟飞行M数为7的超燃冲压发动机中的燃烧工况。新开发的一维超声速燃烧程序SSC-1可以估算出燃烧室内的流场参数、燃烧效率和总压损失。计算结果与实验进行了比较,发现较好的一致。实验结果表明,利用垂直喷射,燃烧效率 相似文献
129.
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