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971.
为了深入理解再生冷却过程中碳氢燃料的超临界湍流传热特性,以正癸烷为研究对象,对其在非对称受热(上壁面外侧加热)方形通道内的流动传热进行了数值研究。在数值方法可靠性得到充分验证的基础上,详细探讨了进口温度和压力等运行参数对通道上壁面和侧壁面内侧平均壁温和平均努塞尔数分布的影响。计算结果表明:在运行压力接近临界压力且主流温度处于拟临界温度附近的综合条件下,流体热物性剧烈变化导致的类膜态沸腾效应,引起了上壁面内侧显著的传热恶化现象。同时,不平衡压差诱发的通道截面速度场异常分布,进一步影响了上壁面内侧近壁区域流体的换热性能。另外,类膜态沸腾效应致使上壁面热流更多地传递到侧壁面,导致侧壁面平均努塞尔数大幅增大,相比于正常换热的最大增幅约为50%。 相似文献
972.
对计算压力分布的格林函数方法作了一定的改进,虽然格林函数方法能给出比较准确的速势分布计算,但在压力分布的计算方面却比较欠缺,只给出了一个根据离散点上的速势值进行有限差分计算的简单的公式,采用这个公式无法算出物面准确的压力分布。鉴于此,通过对速势积分方程离散化后所得到的扰动速势的解析表达式进行微分运算,得到一组计算扰动速势导数的解析公式,并由此计算了物面上各离散点上的压力系数,其结果相当准确,与Navier-Stokes方程算法及实验结果相比,均吻合较好。另外,还对库塔条件在数值求解速势积分方程中的应用作了一定的改进,使计算结果更加准确。 相似文献
973.
为研究ADN基发动机燃烧室内的燃烧过程,搭建了一套基于可调谐半导体激光器吸收光谱(TDLAS)实验测量系统。实验采用直接吸收光谱法对ADN基发动机燃烧室内CO组分摩尔分数进行测量,获得了喷注压力分别为1.1MPa,0.9MPa,0.7MPa,0.5MPa时,发动机燃烧室内CO组分摩尔分数随时间的变化。实验结果表明当发动机喷注压力由1.1MPa下降到0.5MPa时,燃烧室内CO平均摩尔分数由2%上升到4.7%,这表明发动机喷注压力的变化影响燃烧室内ADN基推进剂化学反应进程,当喷注压力下降时燃烧室内CO摩尔分数升高,ADN基推进剂燃烧不充分。 相似文献
974.
975.
976.
超临界机翼多目标气动优化设计的策略与方法 总被引:2,自引:2,他引:0
超临界机翼的气动设计十分复杂,往往需要借助于有效的优化手段。然而,优化方法本身往往无法直接表达真实完整的设计意图,因此需要将工程需求和约束转换为优化方法所能处理的数学形式。本文首先探讨了梯度优化方法和进化类优化方法在气动优化中的表现。之后简要总结了前人在飞机气动设计中提出的准则和要求,并基于压力分布形态定义了超临界机翼气动设计的关键特征及定量要求,探究其在超临界机翼气动优化设计中的应用效果。研究结果表明,在多目标优化中引入面向压力分布形态特征的目标和约束,能有效引导优化体现工程设计思想,进而提高优化效率。 相似文献
977.
以液体火箭发动机同轴剪切喷嘴燃烧室作为研究对象,对超临界压力下低温正癸烷向高温正癸烷喷注过程中,由于高温正癸烷被快速冷却导致密度剧烈变化进而引发的热声振荡现象进行数值模拟。研究了出口压力、高温正癸烷流动速度与温度、低温正癸烷喷注速度与温度对热声波振幅与频率的影响。结果表明:当高温正癸烷被快速冷却时,其自身体积快速收缩,同时由于附近高温正癸烷的惯性导致压力先增大后减小,快速交替变化,从而产生热声波在高温正癸烷中传播。热声波振幅与频率的大小主要由高温正癸烷在不同压力与温度下的热物性决定。热声波的频率随着高温正癸烷声速增大而增大;热声波的振幅由高温正癸烷的相对压力系数与温度变化率共同决定。 相似文献
978.
燃油温度对离心式喷嘴雾化性能影响 总被引:1,自引:1,他引:0
以离心式压力雾化喷嘴为研究对象,对不同压力下燃油温度对航空煤油雾化特性的影响进行了实验测试和数值模拟研究,获得了燃油在喷嘴内的流动特性及温度、压力对燃油雾化特性参数的影响规律。实验研究了燃油温度变化范围在-20 ℃至50 ℃的雾化特性,数值模拟对燃油温度在-50 ℃至50 ℃范围内喷嘴内燃油的流动特性及燃油的雾化特性进行了数值模拟。结果表明:燃油压力对雾化特性影响不大;在所研究的温度范围内,温度增加会导致雾化角增大、索太尔平均直径(SMD)减小、周向分布不均匀性增大,在-20 ℃升至50 ℃时SMD由45 μm降低到30 μm;油膜厚度会随燃油温度的降低而增厚,有利于提高燃油周向分布均匀性,但会导致雾化液滴直径增大。 相似文献
979.
为了简化主燃烧室流量分配的试验方法,对传统堵孔法进行了改进,提出了一种采用参考压力损失与进口空气流量来建立流量特性曲线,之后通过求解线性方程组获得燃烧室流量分配比例的方法。通过在一扇形燃烧室上进行流量分配试验,验证了改进方法的可行性。研究结果表明:采用改进的堵孔法压力测点数最少为2个,能够有效减少试验测点和试验测量仪器的数量,不同测点位置测量获得的孔流量分配比例基本一致,在1%~4%参考压力损失范围内,不同参考压力损失对流量分配比例基本无影响,改进堵孔法测得的流量分配比例在试验参考压力损失范围内误差不超过4%。 相似文献
980.
铁路隧道缓冲结构空气动力学特性的试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究高速列车进入隧道时在隧道内所产生的空气动力学问题,开发了一套以压缩空气作为动力来驱动列车模型的缩尺模型试验装置。通过模型试验系统对高速列车突入带开口型入口(即缓冲结构)隧道所产生的复杂压力场进行模拟,通过分析模型试验结果中的压力及压力梯度曲线所表现的规律,对该类型入口削减隧道入口处的最大压力和最大梯度值的效果进行了研究,其削减效果依赖于其各自的特征参数。最后,通过理论推导和模型试验,得到了开口型缓冲结构的最小长度的计算公式。 相似文献