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超声速和高超声速燃烧的数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究HLLC黎曼求解器在超声速和高超声速燃烧问题中的适用性,对4个典型算例进行了数值模拟。基于多组分方程的完全N-S方程,对时间项和空间项离散分别采用2阶Runge-kutta方法和HLLC格式,考虑了H_2/Air燃烧的详细化学反应机理,用有限速率化学反应模型模拟燃烧现象。对Sod激波管问题和高超声速钝体绕流进行数值模拟,分析了流场内密度、压力和激波位置;对超声速燃烧和高超声速钝体激波诱导燃烧进行数值模拟,分析了流场内组分特性。数值模拟结果与实验结果或相关文献的计算结果吻合良好,表明了HLLC黎曼求解器在模拟复杂化学非平衡流场中能够准确地分析复杂的物理现象且具有较广的应用范围。 相似文献
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实验研究了过去在非燃烧条件下研究的相互逆转的纵涡流。探讨了在向纵涡流内喷射燃料进行燃烧时纵涡流的形成过程以及促进混合/燃烧的效果。介绍了实验装置、实验结果及其分析。 相似文献
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双燃烧室冲压发动机富油燃气超声速燃烧数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
文中对双燃烧室冲压发动机主燃室中富油燃气超声速燃烧进行了数值模拟。在模拟飞行马赫数6情况下,研究了亚燃室出口燃气马赫数、压力及燃气与超燃进气道出口热空气的压力匹配程度等多种因素对流场的影响。结果表明.保持热空气马赫数不变,燃气马赫数越低。混合层增长越快;燃烧促进了混合层增长,燃气马赫数较高时.燃烧对混合层增长的促进作用受到抑制;来流压力不匹配程度越大,流场波系越强.混合层和激波相互作用后偏折越厉害;燃气/空气压力比小于1时,混合层和燃烧释热区均有所增大。 相似文献
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对超燃冲压发动机Ma=6条件下的燃烧性能进行了试验,对发动机隔离段长度及支柱进行技术状态调整,研究不同状态下燃料当量比分布及燃烧效率和推力的变化关系,并找出了对发动机气动轮廓改进的方向. 相似文献
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对于中小迎角分离问题,延迟分离涡模拟(Delayed Detached Eddy Simulation, DDES)的方法在计算初期,流动分离区需要一定时间的发展,通常会延迟RANS模式到LES模式的切换,从而低估流动分离。本文采用改进RANS-LES混合长度尺度lhyb_new的方法,对网格尺度和涡探测函数VTM进行修正,基于计算流体力学开源平台OpenFOAM,将修正后的混合网格尺度、涡探测函数VTMnew以及二维剪切层识别函数FKH(VTMnew)植入到S-A DDES模型中,研究了大迎角NACA0012翼型以及12°迎角下的NACA0012半展长矩形机翼绕流问题,并对比了采用原S-A DDES和改进RANS-LES混合长度尺度后的S-A DDES湍流模型计算的机翼背风区涡结构和翼尖涡。结果表明,采用本文方法可以在机翼背风区观察到剪切层的快速失稳,并且能够更加精细地模拟机翼背风区的大尺度非定常涡系结构以及翼尖涡的形成细节,有效地加快DDES方法的RANS模式切换到LES模式。此外,本文还计算了... 相似文献
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为减轻计算工作量,提高装药设计水平,提出一种通用固体火箭发动机装药模拟算法.通过UG NX软件的二次开发工具BlockStyler,生成可视化常见药型几何模型,运用UG NX最新二次开发接口SNAP获得燃面上离散点的坐标和法向等数据;使用C++语言编写模拟燃烧程序,详细讨论燃烧推移时线段相交,尖角点的处理以及曲线的拟合等方法,得到肉厚与燃面面积变化的曲线;对比解析解,阐述误差存在原因,并对误差进行了分析和处理.研究结果表明:该研究得出一种燃烧模拟算法,对提高固体火箭发动机装药设计精度和效率有一定的参考价值. 相似文献
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装有壁面燃料喷射器的超燃冲压发动机,导入纵向旋涡,可以增进燃料和超声速气流的混合和燃烧,利用高温激波风洞(HIEST)产生高焓流模拟马赫数Ma=8的飞行条件进行试验研究,发动机和燃料喷射器完全按照在2005年由澳洲昆士兰省大学(UQ)与JAXA宇宙航空研究开发机构共同进行的飞行试验计划中的Hy-shot-4全尺寸模型制作.主要研究目的是弄清楚装有喷射器的超燃冲压发动机的工作性能.纵涡导入促进超声速混合及提高附面层控制的效果,与定常状态下无纵涡导入的平行喷射器对比,纵涡导入喷射器效果优越.超燃冲压发动机在超燃状态导入纵涡,在较短距离内产生高的压力,好于另外两种无纵涡导入的喷射器.对有纵涡导入发动机,依照燃烧室及设定的喷管,采用一元解析方法,在燃料当量比Ф=0.3、0.6时的压力积分求得比推力增量依次达到25 960N·s/kg、21 795N·s/kg;在当量比Ф=1.0、1.5时,燃烧室下游预混气燃烧剧烈,产生强压力,形成准定常燃烧状态.压力波实际上是一种爆震波,从这一向上游传播的主要路径可看出纵涡导入的作用,爆震波向上游传播时,由于纵涡干涉,传播能力削弱,而且纵涡干涉形成对附面层分离的控制作用,造成波面下游的混合燃烧量减少,使爆震波衰减,保证了燃烧流场的准定常状态. 相似文献
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为了解37孔硝基胍发射药单一装药和混合装药的定容燃烧性能,采用花边形37孔三胍-15发射药为主装药(MC),花边形19孔三胍-15包覆药为辅助装药(B)。通过定容密闭爆发器实验,装填密度为0.20 g·cm-3,在高温(50℃)、常温(20℃)、低温(-40℃)条件下,研究弧厚对单一主装药燃烧性能的影响以及混合比例对混合装药(MC+B)燃烧性能的影响。结果表明,随温度降低,37孔单一主装药侵蚀燃烧现象越明显,燃烧渐增性越弱,而相同温度下,弧厚越大的主装药,其侵蚀燃烧现象越不明显,燃烧渐增性越强;温度越高,同一混合比例的混合装药ΔL、Lm/L0值越大,燃烧渐增性越好;相同温度下,混合装药的燃烧渐增性均强于单一主装药,且随着包覆药比例增加,侵蚀燃烧峰逐渐减小,说明包覆药的加入明显地提高了混合装药的渐增性并降低了侵蚀燃烧峰,且在50,20,-40℃条件下,混合装药获得较佳燃烧渐增性的混合比例均为7∶3。 相似文献
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随着超燃冲压发动机技术的飞速发展,对在燃烧室内驻留时间极短的燃料射流与超声速空气来流的充分掺混与高效燃烧的要求越来越高,为解决上述问题,需要研究出一套稳定、高效的喷注方案,因此,超声速燃料的混合增强策略逐渐成为国内外航空航天学者的研究热点。混合增强方法按照机理分为被动混合增强和主动混合增强。本文主要针对被动混合增强方法中的斜坡和波纹壁激波发生器,分别梳理总结了其促进混合增强的原理和特点,并对斜坡和波纹壁组合混合增强技术的研究进展进行了概述,最后对各种混合增强方式的未来发展趋势进行了展望。 相似文献
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大推力液氧煤油补燃发动机高频燃烧不稳定性的控制方法 总被引:2,自引:0,他引:2
针对大推力液氧煤油补燃发动机高频燃烧不稳定性问题,讨论了气液同轴式喷嘴、隔板和整流栅等主要控制方法及其控制机理.对喷注单元和隔板进行了声学实验,获得了气喷嘴长度、节流直径以及隔板高度、间隙等结构参数对燃烧室声学特性的影响规律.研究表明,合理设计气液喷嘴和隔板可有效控制高频燃烧不稳定性;对未来重型运载大推力补燃火箭发动机... 相似文献
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建立了基于CE/SE方法的模块装药一维两相流内弹道数学模型,并利用该模型对某大口径火炮的发射内弹道过程进行了模拟,获得了膛压、气相速度、空隙率等内弹道参数的时间演化过程和轴向空间分布规律。通过将膛压曲线和内弹道相关参数的模拟结果与试验结果的对比,验证了模块装药一维两相流内弹道数学模型的正确性。利用该模型研究和分析了可燃容器能量以及装药长度等参数对内弹道环境的影响。结果表明,可燃容器能量越大或者装药长度越小,膛内压力波动现象越明显,膛底和坡膛处压力与时间曲线均会产生压力双峰现象,且最大负压差以及膛底、坡膛压力曲线的初峰值随着可燃容器能量的增大或者装药长度的减小而逐渐升高。研究结果对指导大口径火炮装药设计、内弹道环境优化设计具有重要意义。 相似文献
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不同形貌铝热剂在性能上有着很大的差异。为了探讨不同MoO3形貌对Al/MoO3铝热剂热性能和燃烧行为的影响,制备了Al/棒状MoO3和Al/带状MoO3铝热剂,采用场发射扫描电子显微镜(FE-SEM)、X射线衍射仪(XRD)和差示扫描量热仪(DSC)对其形貌和热性能进行了表征测试。DSC结果表明,Al/带状MoO3铝热剂和Al/棒状MoO3铝热剂释放的热量分别为1702 J·g-1释放432 J·g-1。Al/带状MoO3铝热剂的初始反应温度为401.95℃,比Al/棒状MoO3铝热剂的504.87℃提前102.92℃。通过非等温热力学分析,两种铝热剂的活化能(Ea)没有显著差异,但Al/棒状MoO3铝热剂具有较高的热爆炸临界温度(Tb),说明其具有较高的安全性。在开放燃烧实验中,两种铝热剂的燃烧行为差异小,但当燃烧结束时,Al/带状MoO 相似文献
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基于流动与化学反应耦合的镁/聚四氟乙烯烟火剂二维燃烧模型及数值计算 总被引:1,自引:0,他引:1
针对镁/聚四氟乙烯(MT)烟火剂燃烧过程中湍流对燃烧的影响关系,建立流动与化学反应相耦合的二维计算流体力学模型,模拟不同质量比MT烟火剂稳态燃烧过程,获得了燃烧场温度、组分分布特性,并将计算结果与文献\[10,16,18\]值进行对比。对比结果表明:燃烧场温度上升段大约20 mm, 这与文献\[10\]实验值吻合较好,且温升段距离与反应机理C2F4+M2CF2+M区域位置相对应;当量质量比为33/67的MT火焰温度最高,与热力计算结果相一致,随着质量比的增加,存在不完全反应;燃料Mg的消耗主要通过与CF2的氧化反应,Mg与F的反应过程不能忽略,且随着质量比的增大,燃烧产物MgF的比例减少。 相似文献
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为了深入探究模块装药的点传火特性,设计了一种金属模块药筒进行了点传火试验并对试验过程进行了仿真分析,建立了试验条件下的内弹道气固二维两相流模型,采用CE/SE方法对其进行了编程求解,获得了膛内流场参数的变化特性,数值结果与实验结果吻合较好。数值结果揭示了点传火过程中传火管及主装药区压力分布的变化过程、气相的流动规律及其径向传播效应对模块主装药区发射药燃烧的影响;药筒尾部膜片的破裂会导致燃烧室内自由空间区域形成激波现象,对这一激波形成的原因进行了探讨,并对假设工况下的传火孔破孔的燃气射流过程进行了仿真,研究了破孔条件下主装药区的气相流动及升压规律。综合结果表明模块装药条件下传火管燃气的径向效应在整个点传火过程中较为明显,并且装药结构的特殊性易引发激波现象的产生。 相似文献