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201.
旋转射流对含硼固体火箭冲压发动机二次燃烧的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为提高固体火箭冲压发动机二次燃烧效率,将旋转射流技术引入固体火箭冲压发动机设计,采用Re-alizable k-ε湍流模型、单步涡团耗散燃烧模型以及KING硼粒子点火和燃烧模型,利用Fluent软件开展了旋转进气和一次燃气旋转含硼固体火箭冲压发动机补燃室三维反应流场流数值分析。研究结果表明,当空气射流切向进入补燃室时,气流产生的旋转均使燃料与空气的混合更充分,燃烧效率更高。当气流切入角度增大时,补燃效率先升后降,对于具体发动机结构,存在一个使燃烧效率最大的切入角,针对研究的模型发动机结构,此值在20°附近;当一次燃气旋流数的增加,二次燃烧效率呈逐渐增高的趋势。 相似文献
202.
连续旋转爆震波细致结构及自持机理 总被引:1,自引:13,他引:1
基于化学非平衡流解耦方法和详细化学反应机理,在0.1mm的网格尺度下对连续旋转爆震波内流场和爆震波平掠惰性气体界面的传播过程进行了数值模拟。详细分析了连续旋转爆震波的空间结构,由于在出口侧无几何约束,受一系列稀疏波的影响,旋转爆震波强度受到不同程度的削弱,形状也发生了相应的变化。爆震波平掠惰性气体界面时的流场分布与连续旋转爆震波结构极为类似,对比研究了波前可燃气体层高度对爆震波结构和传播过程的影响,当爆震波高度较小时,其抵御惰性气体侧稀疏波衰减的能力弱,波阵面严重变形,爆震波解耦。若爆震波要稳定自持传播,其必须要达到一定的临界高度来抵御稀疏波的影响。 相似文献
203.
对带不同数量孔板的环形爆震室进行数值模拟,并通过试验对数值计算进行验证,来研究火焰加速现象、爆燃向爆震转变过程和不同当量比下起爆距离.数值计算采用二维轴对称非定常Navier-Stokes方程来模拟流体动力学过程.研究发现用较低的点火能量对火焰混合区的可燃气点火产生低速火焰,低速火焰向环形爆震室射流并改变方向向出口传播,火焰在孔板的阻碍作用以及火焰诱导激波和反射波的加速作用下,由层流变为湍流,湍流火焰与其诱导激波相互加强,最终引爆未燃混气;还对爆震波在孔板区的传播过程进行了分析,对不同当量比下的火焰速度和起爆距离进行了模拟研究. 相似文献
204.
振动燃烧是由非稳定燃烧放热和压力脉动互相耦合产生的系统振荡过程。振荡燃烧的研究方法之一是对自激振荡燃烧相互耦合过程进行研究,得到系统的闭环特性。另外还可以对燃烧系统施加特定的扰动以得到燃烧系统的开环特性。为了研究振荡燃烧的动态过程,需要实现不同物理量的同步测量。相同步方法能够实现压力脉动与燃烧放热率脉动的同步测量,确定二者间的周期变化关系。通过对两个不同振荡类型的实验台进行相同步测量,分析振荡燃烧过程中压力脉动与放热率脉动的相位关系,并讨论了相同步方法的误差,提出了不同实现方案。这些结果将有助于我们提高火焰测量的相同步技术的准确性。 相似文献
205.
脉冲爆震燃烧室管壁冲击冷却效果的数值研究 总被引:2,自引:2,他引:2
根据实验测量的脉冲爆震燃烧室壁温沿程分布,推算出符合脉冲爆震燃烧室特定频率下的准稳态热流阶梯分布;在此基础上,针对叉排阵列射流冲击冷却的脉冲爆震燃烧室壁面温度分布进行了数值计算.研究表明,由于冷却气流通道端壁效应的影响,靠近爆震燃烧室尾部的射流孔的冲击射流速度较大,热流最大的燃烧室尾部管壁的温度可以得到有效的降低,而燃烧室中部的射流由于受到前排射流形成的横流影响,对管壁的冲击冷却效果较弱,使得壁面温度的峰值向中部转移.在相同的环形冷却通道进口雷诺数下,阵列射流孔宜布置在脉冲爆震燃烧室中部,射流冲击间距比Zn/d=1.5时,管壁的峰值温度最低而且整体的平均温度最小,较小的冲击孔直径对应的冲击冷却效果较好. 相似文献
206.
207.
208.
209.
210.