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672.
凹腔是高湍流度超声速燃烧的火焰稳定装置。为研究其尺寸结构及喷注位置对不同燃料燃烧性能的影响,设计了不同凹腔、不同位置横向喷注的氢及乙烯的超燃实验,拍摄了凹腔内OH.基与CH.基自发辐射火焰图像。并利用非线性分形的研究方法,分析了火焰分形维数与燃烧程度及火焰稳定性的关系。用大涡模拟方法对二维凹腔氢超燃流场进行了数值仿真,分析了凹腔流场结构,并对凹腔后缘压力时间序列进行了相空间重构,计算了其分形维数。实验及仿真结果均表明:燃烧的分形维数高时,燃料与空气接触充分,燃烧剧烈,易于火焰稳定。 相似文献
673.
超燃冲压发动机地面试验氢燃烧加热器流场数值模拟 总被引:3,自引:2,他引:3
采用Fluent软件模拟超燃冲压发动机直联式地面试验用燃烧型加热器的内部流场,对设计的氢气多孔喷射和氢气单孔喷射方案分别进行了研究.计算结果表明:加热器出口流场均能满足设计总温为1900K,马赫数为1.85的要求,而氢气单孔喷射方案优于氢气多孔喷射方案.计算中也发现了这两种设计方案中存在的不足. 相似文献
674.
基于火焰面模型的超声速燃烧混合LES/RANS模拟 总被引:2,自引:5,他引:2
为了明晰超燃冲压发动机燃烧室内部燃烧过程的细节,建立了超声速湍流燃烧稳态火焰面亚格子模型,并采用混合LES/RANS方法对氢燃料超燃冲压发动机进行算例验证.控制方程对流项用五阶精度WENO格式离散,时间方向采用二阶Runge-Kutta方法.研究表明:(1)冷流流场中燃料分布与大尺度结构分布相似,说明混合过程受大涡控制;(2)燃烧流场中涡的尺寸明显变大,且仅存在于火焰面上,另外温度分布和主要生成物分布与涡量云图基本相同,说明燃烧过程也由大涡控制;(3)时均计算结果与实验阴影基本符合,速度剖面和温度剖面与实验测量值定性一致,说明本文的数值模拟方法和燃烧模型可以较好地描述和预测超声速流动燃烧过程. 相似文献
675.
正癸烷预混燃烧的详细反应动力学数值模拟 总被引:1,自引:2,他引:1
提出了正癸烷预混燃烧的详细化学反应机理,并对正癸烷预混燃烧过程进行了数值计算.同时,详细分析了反应物、主要生成物及多种中间组分摩尔分数的变化趋势,并分别与采用正癸烷与航空煤油为燃料的燃烧火焰的实验结果进行了对比分析.结果表明,正癸烷与航空煤油预混燃烧火焰中反应物与生成物摩尔分数的变化趋势基本一致;通过数值计算所得到的主要反应物与生成物摩尔分数的变化趋势与两种燃料(正癸烷与航空煤油)燃烧火焰的实验值基本吻合,说明该详细反应机理能很好地反映正癸烷预混燃烧过程的详细动力学特性.同时,通过反应流分析发现,正癸烷的消耗主要通过热裂解反应以及H,OH自由基的提取反应来实现. 相似文献
676.
677.
在亚燃冲压发动机直连式高空试验系统上,实现了模型冲压发动机在40~60 kPa条件下的点火和稳定燃烧,研究了燃烧室构型、燃烧室入口来流条件以及燃料当量比对燃烧效率的影响。试验结果表明:低压条件下的燃烧效率比常压和高压条件下的燃烧效率都要低;但低压条件下燃烧效率随燃烧室构型、模拟来流条件和燃料当量比的变化规律与常压和高压下的情况基本一致,增加燃烧室长度、提高来流总压和总温、增大燃料当量比,降低飞行高度,以及增强煤油的雾化和混合,都有利于提高燃烧效率;与常压和高压下的情况不同的是减小凹腔长深比能进一步提高燃烧效率。 相似文献
678.
脉冲爆震发动机旋流式气动阀的设计与实验 总被引:2,自引:0,他引:2
为了研究大管径吸气式脉冲爆震发动机(PDE)的爆震性能,设计了不同结构的旋流式气动阀,由弯曲叶片构成气动阀推力壁"封闭"平面.开展了气动阀阻力系数实验与工程计算方法研究,不同气动阀的阻力系数差别很大,实验结果与理论计算结果相符.爆震燃烧实验证明,阻力系数较大的气动阀能够产生爆震波,要求气动阀阻力系数大于10,堵塞比大于60%,才能实现PDE的协调工作.从而获得了气动阀设计一般原则与工程计算方法,对于气动阀的优化设计有重要的参考价值. 相似文献
679.
680.