凹腔
- 凹腔對高超聲速邊界層穩(wěn)定性的影響
其中凹陷型又稱為凹腔。對于矩形凹腔，寬深比d/h是影響凹腔內(nèi)流動結(jié)構(gòu)的重要因素之一[2-4]，依據(jù)不同寬深比，凹腔對應(yīng)的流動狀態(tài)可分為三類：開式凹腔、過渡式凹腔和閉式凹腔。對于閉式凹腔，隨著凹腔深度的增加，邊界層主層對平均流的修正逐漸增強。當(dāng)凹腔過渡為開式凹腔時，凹腔的核心區(qū)產(chǎn)生由主流邊界層和腔內(nèi)回流區(qū)組成的混合層，這種混合層會在凹腔局部產(chǎn)生增長率更快的Kelvin-Helmholtz 不穩(wěn)定性。Guo 等[5]指出來流條件也是影響腔內(nèi)流動結(jié)構(gòu)的重要因素之
空氣動力學(xué)學(xué)報 2023年11期2024-01-09
- 凹腔穩(wěn)燃超聲速燃燒火焰閃回不穩(wěn)定性的數(shù)值研究*
室中[2,6]．凹腔火焰穩(wěn)定方案以其較寬的穩(wěn)焰范圍和較低的總壓損失而逐步成為一種主流的穩(wěn)焰設(shè)計方案[2-3,7-13]．隨著對超燃沖壓發(fā)動機燃燒研究的逐漸深入,實驗研究表明燃燒室內(nèi)存在不穩(wěn)定燃燒過程[9,11-18]．燃燒室內(nèi)不穩(wěn)定的燃燒流動可能會引起發(fā)動機推力不穩(wěn)定、進(jìn)氣道不起動、喘振等嚴(yán)重后果,為發(fā)動機的工作帶來重大安全隱患．為了控制燃燒室內(nèi)的不穩(wěn)定燃燒流動過程,需要對燃燒室內(nèi)不穩(wěn)定燃燒流動機制有更進(jìn)一步的認(rèn)識．對于凹腔的構(gòu)型設(shè)計,當(dāng)超聲速流體流過時,
應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué) 2023年9期2023-10-20
- 沖壓旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機隔離段抗反壓特性數(shù)值研究
究工作。首先提出凹腔隔離段設(shè)計思路,統(tǒng)一在擴張構(gòu)型的等直段內(nèi)外兩側(cè)加裝凹腔,凹腔長度與等直段長度保持一致,流動交換通過取消原等直段壁面實現(xiàn)。本文共設(shè)計了4種物理模型,依次對應(yīng)4種計算工況。模型1為常規(guī)擴張隔離段,模型2～模型4為凹腔隔離段,三者僅在凹腔深度存在差異。模型頭部收斂段用以簡化模擬流場進(jìn)氣,模型總長300mm,等直段長240mm,出口截面內(nèi)徑92mm、外徑100mm,軸向二維示意圖如圖1所示,其他相關(guān)參數(shù)見表1。表1 RRDE隔離段尺寸參數(shù)(a)
工程與試驗 2023年3期2023-10-08
- 吸氣式旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機冷流摻混數(shù)值模擬研究
,并且認(rèn)為外壁面凹腔回流區(qū)內(nèi)燃料與氧化劑的適當(dāng)摻混是實現(xiàn)旋轉(zhuǎn)爆轟的關(guān)鍵。PENG等[9-11]和LIU等[12]在環(huán)形燃燒室的內(nèi)壁面增加凹腔,結(jié)果表明:增加凹腔有助于傳播模態(tài)的改變,適當(dāng)增加凹腔深度有助于維持燃燒并提高爆轟波的穩(wěn)定性。MENG等[13]通過在燃燒室內(nèi)壁面增加凹腔結(jié)構(gòu)實現(xiàn)了煤油/高溫空氣的吸氣式旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機點火試驗,在當(dāng)量比為1.1時獲得最大傳播速度。鄭榆山等[14]開展氫燃料旋轉(zhuǎn)爆轟沖壓發(fā)動機自由射流試驗研究,實現(xiàn)了爆轟波的穩(wěn)定自持傳播,
彈道學(xué)報 2023年2期2023-07-03
- 超燃沖壓發(fā)動機燃料混合增強技術(shù)研究進(jìn)展
對壁面橫向射流、凹腔、激波/剪切層干擾以及波形壁混合增強方法的研究進(jìn)展進(jìn)行了綜述，梳理總結(jié)了各類方法的混合增強機理與主要特點，并提出對混合增強技術(shù)未來研究方向的展望。關(guān)鍵詞：超燃沖壓發(fā)動機；混合增強；橫向射流；凹腔；入射激波；波形壁中圖分類號：TJ760.1；V43文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A文章編號：1673-5048（2023）01-0080-15DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2022.00850引言超燃沖壓發(fā)動機被認(rèn)為是目前實現(xiàn)飛行器在大
航空兵器 2023年1期2023-05-30
- 非對稱凹腔橫向陣列壓電風(fēng)扇強化冷卻特性研究
特別是針對非對稱凹腔這類經(jīng)常出現(xiàn)在渦輪葉片、電子設(shè)備散熱等場景中的冷卻結(jié)構(gòu)目前基本沒有涉及［26-27］。因此，本文主要針對利用多壓電風(fēng)扇系統(tǒng)冷卻非對稱凹腔問題，開展非穩(wěn)態(tài)數(shù)值研究，重點關(guān)注振動相位、相對曲率等因素對腔內(nèi)流動換熱特性的影響。相關(guān)研究成果對于指導(dǎo)非對稱凹腔型結(jié)構(gòu)冷卻系統(tǒng)設(shè)計具有一定的參考意義。1 計算模型與數(shù)據(jù)處理方法1.1 計算模型本文所使用的特定壓電風(fēng)扇如圖1（a）所示，主要包括壓電陶瓷片和不銹鋼膜片兩部分。其中壓電陶瓷片尺寸為18 mm
南京航空航天大學(xué)學(xué)報 2022年4期2022-08-30
- 凹腔對含硼固體火箭超燃沖壓燃燒特性的影響
、增加擾流裝置與凹腔；改變空氣射流進(jìn)氣的速度、溫度、壓力、方向、進(jìn)氣位置、改變空燃比等[9-10]，其中凹腔作為一種可產(chǎn)生低速回流區(qū)的結(jié)構(gòu)，具有提高火焰穩(wěn)定性、增強燃燒效率的作用，在液體燃料超燃沖壓發(fā)動機的研究中得到廣泛應(yīng)用[11-12]。Kato等[11]的實驗研究結(jié)果表明，凹腔減弱了火焰的波動，增強了火焰穩(wěn)定性，提高了燃?xì)馊紵?。Lakka等[12]應(yīng)用數(shù)值模擬方法研究了凹腔長深比與后壁傾斜角對液體超燃沖壓發(fā)動機燃燒特性的影響。耿輝等[13]利用實驗
兵工學(xué)報 2022年5期2022-06-10
- 環(huán)形燃燒室中凹腔對C2H4/Air旋轉(zhuǎn)爆轟流場影響的數(shù)值模擬
常是十分困難的。凹腔廣泛地用以提高點火特性和火焰穩(wěn)定性[24]。數(shù)值模擬的研究也發(fā)現(xiàn)凹腔內(nèi)的低速高溫回流區(qū)可以有效地改善燃料與氧化劑的摻混效果[25]。受此啟發(fā)，Peng等[26-27]和Liu等[28]將環(huán)形RDC與凹腔結(jié)構(gòu)相結(jié)合，首次提出了凹腔基環(huán)形RDC構(gòu)型，并在此基礎(chǔ)上開展了一系列實驗研究，系統(tǒng)地研究了凹腔深度、凹腔位置等因素對C2H4/Air的RDW傳播特性的影響。實驗證實了凹腔的存在有助于碳?xì)淙剂蟁DW的實現(xiàn)和自持傳播，發(fā)現(xiàn)了在凹腔內(nèi)存在回流區(qū)
兵工學(xué)報 2022年5期2022-06-10
- 旁側(cè)進(jìn)氣凹腔燃燒室三維流場對比分析研究
穩(wěn)定技術(shù)。近年來凹腔火焰穩(wěn)定技術(shù)應(yīng)用廣泛，多用于超燃沖壓發(fā)動機，或以駐渦燃燒室的形式應(yīng)用于航空發(fā)動機，逐漸被用于亞燃沖壓發(fā)動機燃燒室。凹腔火焰穩(wěn)定器能夠?qū)崿F(xiàn)煤油在低壓條件下的點火和穩(wěn)定燃燒，且容易與其它火焰穩(wěn)定器組合使，同時能夠在下游形成較大的回流區(qū)，有利于組織高效燃燒。相對簡單的幾何結(jié)構(gòu)也不會導(dǎo)致太大的總壓損失。當(dāng)前先進(jìn)導(dǎo)彈采用的沖壓發(fā)動機多為第三代的旁側(cè)進(jìn)氣的整體式?jīng)_壓發(fā)動機，現(xiàn)役空空導(dǎo)彈中唯一采用沖壓發(fā)動機為動力裝置的“流星”空空導(dǎo)彈的進(jìn)氣布局方式也
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2022年2期2022-06-06
- 乙烯燃料超燃燃燒室流動特性與燃燒穩(wěn)定性研究1)
現(xiàn),無化學(xué)反應(yīng)時凹腔內(nèi)部流場結(jié)構(gòu)與平板燃料垂直噴注流場完全不同,因凹腔內(nèi)有一個低速回流區(qū),凹腔可在不增加額外總壓損失的情況下提升摻混效率[5].試驗研究發(fā)現(xiàn)在超聲速內(nèi)流中橫向射流所形成的渦結(jié)構(gòu),由于升力和反向?qū)u的存在,燃料會遠(yuǎn)離凹腔[6].在速度梯度引起的剪切力作用下,剪切層變得不穩(wěn)定,大尺度渦的破裂和合并可增強摻混[7].同時,研究發(fā)現(xiàn)合適的燃料噴注位置以及當(dāng)量比可有效抑制冷流振蕩[8].為詳細(xì)了解火焰建立及穩(wěn)定過程,Ma 等[9]使用八方向、20 k
力學(xué)學(xué)報 2022年3期2022-04-07
- 導(dǎo)流片結(jié)構(gòu)參數(shù)對四通道環(huán)形進(jìn)氣先進(jìn)旋渦燃燒室性能影響
用下，在兩鈍體的凹腔內(nèi)形成穩(wěn)定的雙渦旋。由于AVC在凹腔內(nèi)形成渦對，不易受主流燃?xì)饬鲃犹匦缘挠绊?，因此AVC具有較強的火焰穩(wěn)定性。按照與主流流動垂直的方向上布置的鈍體個數(shù)，AVC可分為雙通道、三通道及四通道進(jìn)氣先進(jìn)旋渦燃燒室。在雙通道AVC研究中，T.R.Meyer等指出凹腔雙旋渦結(jié)構(gòu)最有利于駐渦燃燒室綜合性能的發(fā)揮；P.K.E.Kumar等通過實驗的方法研究了二維駐渦燃燒室的火焰穩(wěn)定性，研究表明對于特定的噴射方式，為了維持雷諾數(shù)和當(dāng)量比不變，燃料流量應(yīng)隨
航空工程進(jìn)展 2021年4期2021-08-30
- 超聲速燃燒不穩(wěn)定的尺度效應(yīng)分析
應(yīng)運而生.其中，凹腔火焰穩(wěn)定器得到了非常廣泛的應(yīng)用[3]，之后又被大量試驗證明其配合橫向射流噴注是穩(wěn)定火焰的一項有效手段[4-5].理論上通常認(rèn)為超聲速氣流流經(jīng)凹腔時，凹腔中會形成低速回流區(qū)，由于回流區(qū)流速較低，火焰能夠持續(xù)穩(wěn)定存在，因此該回流區(qū)為整個燃燒室提供了一個穩(wěn)定的點火源，進(jìn)而能夠?qū)崿F(xiàn)超聲速燃燒室中的火焰穩(wěn)定.同時凹腔火焰穩(wěn)定器具有良好的火焰穩(wěn)定效果，結(jié)構(gòu)簡單且總壓損失較低，因此受到了廣泛的研究和關(guān)注.之前的研究中[6-8]，研究人員普遍認(rèn)為超聲速
燃燒科學(xué)與技術(shù) 2021年4期2021-08-24
- 導(dǎo)流片結(jié)構(gòu)參數(shù)對三通道進(jìn)氣TVC性能影響
燃燒室，依靠壁面凹腔形成駐渦。Agarwal等[4]將導(dǎo)流片技術(shù)應(yīng)用于壁面駐渦燃燒室中，相比較普通駐渦燃燒室，燃燒效率提高。導(dǎo)流片的引入，不僅有利于形成雙渦結(jié)構(gòu)，其分流作用增強了凹腔與來流的熱質(zhì)交換，有利于燃燒效率的提升。曾卓雄等[5]對帶導(dǎo)流片的駐渦燃燒室的進(jìn)氣參數(shù)進(jìn)行研究，結(jié)果顯示當(dāng)量比增大使得鈍體回流區(qū)減小；韓吉昂等[6]發(fā)現(xiàn)凹腔噴射可以形成穩(wěn)定雙渦結(jié)構(gòu)，降低總壓損失系數(shù)；王志凱、俞駿等[7-8]對雙通道駐渦燃燒室中導(dǎo)流片結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)合適的
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2021年3期2021-07-30
- 基于高速化學(xué)發(fā)光測量的超聲速燃燒室振蕩特性統(tǒng)計學(xué)分析 ①
火焰穩(wěn)定技術(shù)中，凹腔燃燒室由于具有較寬的火焰穩(wěn)定范圍，較小的總壓損失，近年來受到各國研究者的重視，成為超燃沖壓發(fā)動機火焰穩(wěn)定技術(shù)的首選[2]。當(dāng)超聲速來流流經(jīng)凹腔時，氣流在凹腔前緣臺階處分離為兩部分，一部分氣流進(jìn)入凹腔內(nèi)形成回流，主流與凹腔的低速回流相互作用形成剪切層，燃料隨氣流被卷吸入回流區(qū)，通過點火器點燃回流區(qū)的混合燃?xì)?。高溫燃燒產(chǎn)物通過凹腔回流區(qū)與剪切層的渦旋相互作用被輸送到噴射尾流，與此同時，腔體周圍富含燃料的射流被高溫燃燒產(chǎn)物點燃[3]。凹腔在超
固體火箭技術(shù) 2021年3期2021-07-15
- 兩種優(yōu)化組合式燃料噴注方案的凹腔穩(wěn)焰特性實驗研究①
性能的重要因素。凹腔火焰穩(wěn)定器具有結(jié)構(gòu)簡單、穩(wěn)焰能力強、低阻且總壓損失小等優(yōu)點[2-5]，已經(jīng)被廣泛用于超燃沖壓發(fā)動機燃燒室的設(shè)計?；?span id="j5i0abt0b" class="hl">凹腔的燃料噴注方案通常分為兩種：一種是被動式燃料噴注方案(噴孔安裝在凹腔上游，燃料通過剪切層卷吸到凹腔回流區(qū)中)，一種是主動式燃料噴注方案(噴孔安裝凹腔壁面，燃料直接進(jìn)入到凹腔回流區(qū)中)[6]。相對于被動噴注方案，Gruber等[7]發(fā)現(xiàn)凹腔直接噴注在點火過渡過程中能更好地提供均勻燃料/空氣混合物和維持穩(wěn)定燃燒。Rasmu
固體火箭技術(shù) 2021年2期2021-05-17
- 滑動弧等離子體輔助超聲速燃燒實驗研究①
及工作原理圖1為凹腔噴注位置、點火位置和壓力位置示意圖，其中數(shù)字序號表示的是測壓孔位置，A、B和C表示的是噴注位置?；瑒踊↑c火器由鎢針和陶瓷組成，鎢針作為高壓陽極，接入滑動弧電源產(chǎn)生高壓后與距離其最近的鐵壁(凹腔底部)擊穿放電，鎢針距離其最近的鐵壁距離為3 mm，鎢針距離凹腔前緣的距離為35.4 mm。測壓孔共14個測壓位置，其中測壓位置9～12位于凹腔底部。圖1 凹腔噴注位置、點火位置和壓力位置示意圖試驗測量系統(tǒng)如圖2所示。試驗時由控制臺發(fā)送脈沖信號控制
固體火箭技術(shù) 2021年2期2021-05-17
- Maxwell氣固相互作用模型對稀薄高超聲速凹腔繞流流動特征和熱環(huán)境的影響
存在縫隙和缺陷等凹腔結(jié)構(gòu)[3]。航天器表面凹腔結(jié)構(gòu)的存在會影響其流動狀態(tài)和傳熱特性：首先,凹腔入口處產(chǎn)生邊界層分離和再附,導(dǎo)致局部熱流升高；其次,凹腔干擾可增加湍流度,促進(jìn)邊界層轉(zhuǎn)捩,導(dǎo)致整個表面的熱流增加；最后,由于凹腔狹小,輻射散熱效應(yīng)被阻塞,即使凹腔內(nèi)熱流很低,也可能產(chǎn)生較高的凹腔表面溫度[4]。因此,表面凹腔的存在對局部熱防護(hù)系統(tǒng)會產(chǎn)生重要的影響,甚至導(dǎo)致局部防熱結(jié)構(gòu)的破壞[5]。然而,在熱防護(hù)系統(tǒng)熱載荷的計算和分析中,出于簡化問題的考慮,通常假設(shè)
航空學(xué)報 2021年3期2021-03-27
- 飛行器鼻錐凹腔-發(fā)散組合冷卻數(shù)值模擬
為研究熱點。迎風(fēng)凹腔結(jié)構(gòu)是一種針對飛行器頭錐駐點區(qū)域的熱防護(hù)方案，它可以利用凹腔唇口的分流作用以及腔內(nèi)壓力振蕩造成的能量耗散來達(dá)到減阻防熱的目的，且冷卻效果取決于凹腔形狀、寬度、深度以及唇緣鈍化程度[23-28]。Lu和Liu[29]對馬赫數(shù)Ma=8條件下的帶迎風(fēng)凹腔結(jié)構(gòu)的頭錐進(jìn)行了數(shù)值模擬，結(jié)果顯示，這種冷卻結(jié)構(gòu)可以使駐點附近區(qū)域的熱流有小幅下降，并使表面的熱流峰值移至凹腔唇口的下游，但是對駐點以外的區(qū)域幾乎沒有作用。針對發(fā)散冷卻和迎風(fēng)凹腔結(jié)構(gòu)各自的優(yōu)缺
航空學(xué)報 2021年2期2021-03-26
- 乙烯燃料超燃沖壓發(fā)動機燃燒過程研究
研究了乙烯燃料在凹腔流動的幾個截面火焰結(jié)構(gòu)，結(jié)果表明：當(dāng)量比較低時，燃燒的火焰反應(yīng)區(qū)主要在凹腔中，OH沿中心軸對稱分布，當(dāng)量比較高時OH主要沿燃燒室兩側(cè)壁分布；CH-PLIF的結(jié)果顯示放熱區(qū)呈現(xiàn)高度褶皺的破碎狀，放熱區(qū)分布范圍比反應(yīng)區(qū)更窄。Ruan等[4]在基于凹腔的超燃沖壓發(fā)動機燃燒室構(gòu)型中進(jìn)行了反應(yīng)流和無反應(yīng)流的試驗，結(jié)果表明：燃燒首先在擴散火焰控制下進(jìn)行，然后是充分混合后的高效率燃燒，在凹腔內(nèi)也出現(xiàn)了明顯的擴散火焰控制燃燒現(xiàn)象。Gordon和Mast
實驗流體力學(xué) 2021年1期2021-03-20
- 機器學(xué)習(xí)輔助下的五軸數(shù)控銑削刀軌優(yōu)化*
擇了車輪架的兩個凹腔進(jìn)行加工實驗。兩個凹腔的壁面形狀都由一個垂直部分和一個30°傾斜部分組成，如圖4所示。圖4 五軸測試零件垂直部分是通過三軸外圍銑削過程進(jìn)行加工的，而傾斜部分則需要進(jìn)行五軸銑削。工件材料是高強度鋁。在進(jìn)行精加工之前，所有凹腔的輪廓都要經(jīng)過粗加工。最終形狀的偏移量設(shè)置為1 mm。精加工過程使用硬質(zhì)合金立銑刀(D=6 mm)。刀具路徑由Siemens NX 11.0生成[13]。精加工時的切削深度設(shè)置為6 mm，切削速度設(shè)置為400 m/mi
組合機床與自動化加工技術(shù) 2021年2期2021-03-01
- 旋流駐渦燃燒室預(yù)混燃燒流動特性數(shù)值分析
1]等人提出通過凹腔實現(xiàn)火焰穩(wěn)定的駐渦燃燒室，相比于傳統(tǒng)旋流燃燒室，駐渦燃燒室穩(wěn)定工作范圍寬、貧油熄火極限(LBO)以及污染物(NOx)排放進(jìn)一步降低。在此基礎(chǔ)上，雙/三通道駐渦燃燒室[2-3]、液體燃料駐渦燃燒室[4-6]以及雙凹腔駐渦燃燒室[1,7]等各類改進(jìn)的駐渦燃燒室被相繼提出。上述駐渦燃燒室研究大多是在低速來流(14～42 m/s)的航空發(fā)動機/燃?xì)廨啓C工作狀態(tài)下開展。此外，凹腔結(jié)構(gòu)也越來越多地應(yīng)用于超燃沖壓燃燒室中[8]。在沖壓發(fā)動機燃燒領(lǐng)域，
航空兵器 2020年5期2020-12-03
- 斜流駐渦燃燒室火焰筒冷卻方案數(shù)值模擬
級供油分區(qū)燃燒，凹腔在很高的主流速度下仍可以保持穩(wěn)定燃燒，拓寬了燃燒室穩(wěn)定工作范圍[10-14]。斜流駐渦燃燒室是1 種新型燃燒室概念，兼具傳統(tǒng)駐渦燃燒室的技術(shù)優(yōu)勢及回流燃燒室高空間利用率的特點。本文針對某型斜流駐渦燃燒室模型，根據(jù)流量分配要求，結(jié)合凹腔內(nèi)流場特性，對其設(shè)計冷卻方案的冷卻效果進(jìn)行數(shù)值模擬。1 燃燒室模型與傳統(tǒng)軸流式駐渦燃燒室不同，斜流駐渦燃燒室結(jié)構(gòu)采用回流式設(shè)計，機匣與第1 級渦輪連接?；鹧嫱矁?nèi)主要分成了駐渦區(qū)、主燃區(qū)以及摻混區(qū)。駐渦區(qū)設(shè)有
航空發(fā)動機 2020年4期2020-09-16
- 旋流駐渦燃燒室冷態(tài)流動特性數(shù)值分析*
高速來流條件下的凹腔駐渦燃燒室燃燒流動性能進(jìn)行了實驗研究,結(jié)果表明,在高速條件下,駐渦燃燒室依然可以表現(xiàn)出優(yōu)異的穩(wěn)焰性能。CHEN S 等[11]則以Hsu等[6]的駐渦燃燒室結(jié)構(gòu)為基礎(chǔ),設(shè)計了一種微型沖壓發(fā)動機,并對其摻混及燃燒特性進(jìn)行數(shù)值分析。之后,CHEN S等[12]將之前的微型駐渦沖壓發(fā)動機內(nèi)的圓盤鈍體外移到燃燒室進(jìn)口處壁面,并對旋流進(jìn)口影響的冷態(tài)流動特性進(jìn)行數(shù)值分析,研究表明:凹腔內(nèi)存在穩(wěn)定的渦結(jié)構(gòu),且形成對稱回流區(qū),湍流強度增加。雖然目前凹腔
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2020年2期2020-09-01
- 非穩(wěn)態(tài)超聲速燃燒研究進(jìn)展
高頻聲學(xué)振蕩壁面凹腔具有來流總壓損失小、結(jié)構(gòu)簡單和熱防護(hù)要求低等顯著優(yōu)勢，已經(jīng)成為廣泛應(yīng)用于超燃沖壓發(fā)動機的穩(wěn)焰裝置，但凹腔同時也會誘發(fā)聲學(xué)自激振蕩現(xiàn)象[20]。凹腔的自激振蕩特性與來流馬赫數(shù)及凹腔的長深比有很大關(guān)系。Heller和Bliss[21]對Rossiter[22]提出的凹腔振蕩機制進(jìn)行了改進(jìn)，改進(jìn)后的半經(jīng)驗公式常被用于預(yù)測超聲速冷流條件下凹腔內(nèi)的振蕩頻率。Choi[23-25]通過數(shù)值計算捕捉到了與凹腔自激振蕩關(guān)聯(lián)的燃燒高頻振蕩，如圖2所示。圖
空氣動力學(xué)學(xué)報 2020年3期2020-08-08
- 平面激光誘導(dǎo)熒光技術(shù)在超聲速燃燒火焰結(jié)構(gòu)可視化中的應(yīng)用
LIF探索了不同凹腔結(jié)構(gòu)和不同燃料類型對凹腔穩(wěn)定火焰結(jié)構(gòu)的影響，Donbar等[14]利用OH-PLIF成像研究了各種碳?xì)淙剂显?span id="j5i0abt0b" class="hl">凹腔中的燃燒情況，Cantu等[15]利用OH-PLIF技術(shù)對雙模凹腔中的乙烯預(yù)混火焰實現(xiàn)了可視化，O′Byrne等[16]使用OH-PLIF成像了在高馬赫數(shù)工況下凹腔底部噴注燃料的燃燒火焰結(jié)構(gòu)。超聲速燃燒領(lǐng)域中的CH-PLIF研究較少，目前僅有Micka等[17]利用CH-PLIF技術(shù)對雙模凹腔的反應(yīng)區(qū)進(jìn)行成像，梁劍寒等[18]
實驗流體力學(xué) 2020年3期2020-07-22
- 民用飛機客艙艙門嘯叫問題研究
在飛機外表面形成凹腔,在飛機飛行中產(chǎn)生嘯叫噪聲，對乘客和乘務(wù)員的乘坐舒適性有較大影響。民用飛機客艙艙門嘯叫機理種類主要為氣密區(qū)界面小縫泄漏產(chǎn)生高速射流嘯叫和飛機外面凹腔在高速飛行下產(chǎn)生凹腔噪聲。氣密區(qū)界面小縫泄漏產(chǎn)生高速射流嘯叫直接原因為客艙艙門存在明顯的集中漏氣點，可通過在地面完成客艙充壓試驗定位集中漏氣位置，通過調(diào)試艙門等手段解決集中漏氣問題，進(jìn)而解決嘯叫問題。飛機外表面凹腔在高速飛行下產(chǎn)生凹腔噪聲嘯叫與飛機飛行高度和飛行速度關(guān)系密切，嘯叫現(xiàn)象無法在地
民用飛機設(shè)計與研究 2020年2期2020-07-06
- 某市政山嶺擴建隧道洞口復(fù)雜地質(zhì)、地貌條件下的施工解決方案簡析
與管棚施工、洞口凹腔處理、開挖貫通及爆破設(shè)計等技術(shù)方案，并通過3D建模模擬施工過程，以指導(dǎo)施工。【關(guān)鍵詞】山嶺擴建隧道;洞口復(fù)雜地質(zhì)、地貌條件;套拱加長;仰坡凹腔處理;隧道貫通;爆破設(shè)計;3D建模1、工程概況1.1隧道概況四家沖隧道位于為桃花源景區(qū)消防專用車道上，屬市政隧道工程，設(shè)計為單行隧道。隧道起訖樁號為BK0+154～BK0+264，全長110m，隧道最大埋深約21.13m。隧道進(jìn)出口均采用削竹式洞門。1.2隧道進(jìn)出洞口邊坡、仰坡穩(wěn)定性評價（施工圖設(shè)
中國房地產(chǎn)業(yè)·下旬 2020年1期2020-05-09
- 超燃燃燒室肋片/凹腔組合結(jié)構(gòu)研究*。
研究人員將肋片與凹腔進(jìn)行組合，展開相關(guān)研究。Gruber R和Mitchell R等通過試驗研究和數(shù)值仿真研究了肋片與凹腔組合情況下肋片尺寸對燃燒室性能的影響[13-14]；Rama A.Balar對肋片后射流不同噴射角度的影響展開了深入研究[15]；國內(nèi)金勁睿研究了前置肋片對凹槽火焰穩(wěn)定器混合特性的影響：與傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)相比，前置肋片能減小總壓損失，增大射流的穿透深度，并獲得更為均勻的燃料分布[16]。目前，國內(nèi)相關(guān)文獻(xiàn)較少，國外報導(dǎo)也更多的集中在肋片結(jié)構(gòu)尺寸
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2019年1期2019-07-30
- 超燃燃燒室肋片/凹腔結(jié)構(gòu)組合數(shù)值研究*
采用斜坡、支板、凹腔等被動式摻混增強裝置[1-3]。單一裝置有著自己獨到的優(yōu)勢，也存在著不足，將不同裝置組合運用能達(dá)到取長補短的目的，因此，研究摻混增強裝置的組合使用具有十分重要的意義[4-6]。近期,國外學(xué)者對支板結(jié)構(gòu)進(jìn)行了改造,提出肋片結(jié)構(gòu)，能較大提高燃料穿透深度，增大摻混率，且不會造成更大總壓損失,頗具應(yīng)用前景[7-12]。由于具有優(yōu)秀的穩(wěn)定火焰能力，凹腔裝置自20世紀(jì)末首次在俄羅斯超燃沖壓發(fā)動機中得到應(yīng)用起一直備受關(guān)注，也逐漸得到廣泛運用[13]。
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2019年5期2019-05-28
- 超聲速燃燒火焰放熱區(qū)結(jié)構(gòu)CH-PLIF成像技術(shù)*
速燃燒火焰結(jié)構(gòu)與凹腔穩(wěn)焰作用。范周琴等[14]使用OH-PLIF技術(shù)探究噴注當(dāng)量比、噴注位置、凹腔構(gòu)型等對超燃火焰分布的影響。李麥亮等[15]使用OH-PLIF技術(shù)研究凹腔中不同長深比、凹腔后緣傾角和不同燃料噴注方案對超燃火焰結(jié)構(gòu)的影響。Chen等[16]使用OH雙色PLIF技術(shù)實現(xiàn)了對超聲速燃燒火焰溫度分布的測量。Rasmussen等[17]使用CH2O/OH-PLIF方法成像凹腔超聲速燃燒，并探究噴注位置對凹腔穩(wěn)焰效果的影響。CH基在碳?xì)淙剂系娜紵磻?yīng)
國防科技大學(xué)學(xué)報 2019年1期2019-03-19
- 插裝式溢流閥流體自激振蕩仿真研究
高速液流經(jīng)過閥口凹腔時會造成剪切層的高頻波動，并撞擊到后壁產(chǎn)生向上游運動的聲波。剪切層波動與反向聲波耦合后還會產(chǎn)生更強烈的自持振蕩，學(xué)術(shù)界稱為流體自激振蕩現(xiàn)象[1]。對于這種現(xiàn)象提出的最經(jīng)典的理論是1964年，ROSSITER[2]在研究風(fēng)洞實驗時提出了凹腔自激振蕩半經(jīng)驗頻率公式和理論，如圖1所示。圖1 Rossiter的波渦耦合理論模型Rossiter認(rèn)為渦流在這一過程中扮演著重要角色，并將其機理解釋為：高速流場經(jīng)過剪切層分離處時與凹腔內(nèi)流體產(chǎn)生剪切，形
液壓與氣動 2019年1期2019-01-14
- 凹腔支板火焰穩(wěn)定器冷態(tài)流場對點火特性影響規(guī)律的數(shù)值模擬分析
式，這其中就包括凹腔火焰穩(wěn)定器。人們對凹腔火焰穩(wěn)定器的研究起步較早，其總壓損失相對較小[5-6]，目前多用于超燃沖壓發(fā)動機的超聲速燃燒中[7]，以及駐渦燃燒室中[8-11]，在加力燃燒室中應(yīng)用較少[12-14]。另一種思路是將渦輪后框架結(jié)構(gòu)與加力燃燒室傳統(tǒng)的鈍體火焰穩(wěn)定器進(jìn)行一體化設(shè)計，這也是結(jié)合了航空發(fā)動機部件設(shè)計一體化的發(fā)展趨勢。美國的VAATE計劃提出了一體化后框架加力燃燒室的概念，取消了傳統(tǒng)加力燃燒室的火焰穩(wěn)定器及燃燒組織方案，涉及到了擴壓器-混合
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2018年5期2018-11-29
- 帶導(dǎo)流片的三維環(huán)形駐渦燃燒室的數(shù)值分析*
速時科氏力是影響凹腔流體流動的主要因素。孫?？〉萚5]對中心鈍體TVC的數(shù)值計算發(fā)現(xiàn)駐渦穩(wěn)定性好,但燃燒效率不高。對壁面凹腔TVC需要增進(jìn)駐渦與主流的摻混,以提高燃燒效率[6]。增強摻混可以在凹腔內(nèi)噴射空氣產(chǎn)生反向旋轉(zhuǎn)的渦對,利用與主流接觸的渦增進(jìn)相互作用,但凹腔內(nèi)的空氣速度對火焰穩(wěn)定性具有強烈的影響。在中速范圍內(nèi),由于火焰模式的轉(zhuǎn)變,火焰容易被吹熄[1]。Agarwal等[6]把導(dǎo)流片引入壁面凹腔TVC,利用導(dǎo)流片將部分主流引入凹腔的方法來提高TVC的燃
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2018年1期2018-11-13
- 進(jìn)口參數(shù)對帶導(dǎo)流片的三維環(huán)形TVC性能的影響*
把導(dǎo)流片引入壁面凹腔TVC,并進(jìn)行了實驗及數(shù)值模擬分析,結(jié)果表明引入的導(dǎo)流片能提高TVC的性能。王志凱等[7]則將導(dǎo)流片引入鈍體結(jié)構(gòu)TVC,并研究了導(dǎo)流片結(jié)構(gòu)參數(shù)對TVC性能的影響。徐舟等[8-9]對帶導(dǎo)流片壁面凹腔TVC進(jìn)行了結(jié)構(gòu)改進(jìn),并研究了結(jié)構(gòu)參數(shù)及燃?xì)膺M(jìn)氣參數(shù)的變化對改進(jìn)的TVC性能的影響。文獻(xiàn)[10-11]則對單、雙旋流駐渦燃燒室流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行了數(shù)值分析。引入導(dǎo)流片的TVC在總壓損失系數(shù)可接受的范圍內(nèi),不但會形成理想的雙渦對結(jié)構(gòu)、增進(jìn)主流與凹腔內(nèi)流
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2018年3期2018-08-27
- 可降低氣動熱效應(yīng)的類凹腔外形優(yōu)化設(shè)計
[1-2]。針對凹腔和縫隙內(nèi)的熱流分布情況，國外很早就開展了大量的研究。1956年，Chapman[3]首次對高超聲速流中的縫隙熱流分布進(jìn)行了機理分析，并提出了凹腔內(nèi)平均熱流的計算方法。Burggraf[4]采用近似線性方法求解方腔流動控制方程，得到了空腔內(nèi)部歸一化的熱流分布計算關(guān)系式。Ben-Yakar等[5]對超聲速流中的二維凹腔（D=3mm，L/D=3,5,7）流動進(jìn)行了實驗研究，發(fā)現(xiàn)當(dāng)長深比改變時，凹腔附近的激波結(jié)構(gòu)出現(xiàn)了顯著變化；對于較大長深比的
航天器環(huán)境工程 2018年3期2018-07-09
- 工況變化對渦輪燃燒射流渦流技術(shù)方案的影響
葉片底部耦合駐渦凹腔，并于凹腔前后壁面分別設(shè)置二次氣流射流孔，這種結(jié)構(gòu)即為應(yīng)用渦輪內(nèi)增燃技術(shù)的射流渦流方案。二次射流的作用是加固燃燒回流區(qū)穩(wěn)定燃燒，及強化凹腔內(nèi)燃燒產(chǎn)物與主流燃?xì)獾膿交靃11]。如圖1所示，射流渦流方案中，渦輪燃燒室包括駐渦凹腔(TVC)、徑向葉片(RV)和徑向葉片凹槽(RVC)三個結(jié)構(gòu)，所以渦輪增燃技術(shù)的射流渦流方案可簡稱為TIB-TRC方案。TIB-TRC方案的流體域及其邊界條件選擇如圖2所示。燃燒室主流進(jìn)口和二次射流進(jìn)口均為質(zhì)量進(jìn)口，
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2018年2期2018-05-18
- PDE點火室內(nèi)凝膠汽油霧化特性的試驗研究
源供氣壓力、擋風(fēng)凹腔等因素對凝膠汽油在PDE點火室內(nèi)霧化品質(zhì)的影響,為提升PDE工作性能提供參考。1 試驗系統(tǒng)及試驗方法1.1 試驗系統(tǒng)本文采用的凝膠推進(jìn)劑是以95#汽油為基燃料,以納米二氧化硅為凝膠劑配制而成的凝膠汽油,凝膠劑的質(zhì)量分?jǐn)?shù)為4.0%。配制過程中應(yīng)用超聲波振蕩、空化技術(shù)并結(jié)合機械式攪拌的方法,實現(xiàn)汽油與凝膠劑的充分混合。1.2 試驗方法為了研究凝膠汽油在脈沖爆轟發(fā)動機點火室內(nèi)霧化后的液滴粒徑分布特性,探索提升PDE管內(nèi)霧化品質(zhì)的方法,設(shè)計了基
彈道學(xué)報 2018年1期2018-03-31
- 渦輪轉(zhuǎn)子內(nèi)動態(tài)燃燒模型機理探討
而生，其應(yīng)用駐渦凹腔穩(wěn)焰技術(shù)——即利用凹腔前后壁面的二次射流在凹腔內(nèi)形成回流區(qū)，從而達(dá)到穩(wěn)定燃燒的目的。Sekar等[7-10]首次提出將駐渦凹腔(TVC)燃燒技術(shù)應(yīng)用于TIB技術(shù)中，并分別對駐渦凹腔燃燒室、帶葉片的TIB燃燒室以及帶徑向凹槽葉片的TIB燃燒室的燃燒性能進(jìn)行研究分析。結(jié)果顯示，由于增加了燃油和空氣的質(zhì)量與動量，燃油和空氣能夠在駐渦凹腔內(nèi)充分混合；此外，駐渦凹腔內(nèi)出現(xiàn)了多個燃燒區(qū)域，這將有利于凹腔內(nèi)的空氣和燃油的燃燒中間產(chǎn)物向主流通道內(nèi)的滲透
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2017年6期2018-01-16
- 渦輪內(nèi)增燃技術(shù)
生，其應(yīng)用了駐渦凹腔穩(wěn)焰技術(shù)——即利用凹腔前后壁面的二次射流在凹腔內(nèi)形成回流區(qū)，從而達(dá)到穩(wěn)定燃燒的目的。但目前針對射流渦流結(jié)構(gòu)的方案，缺乏將其應(yīng)用于渦輪轉(zhuǎn)子方面的研究。本期《渦輪轉(zhuǎn)子內(nèi)動態(tài)燃燒模型機理探討》一文，通過建立的原高壓渦輪轉(zhuǎn)子模型和應(yīng)用射流渦流方案的高壓渦輪轉(zhuǎn)子模型，利用數(shù)值模擬方法，采用尺度適應(yīng)模擬湍流模型，對高壓渦輪轉(zhuǎn)子內(nèi)應(yīng)用射流渦輪方案進(jìn)行了研究。
燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2017年6期2017-12-15
- 帶并聯(lián)凹腔的超燃燃燒室數(shù)值研究*
0051)帶并聯(lián)凹腔的超燃燃燒室數(shù)值研究*高 峰,王旭東,王宏宇,黃桂彬(空軍工程大學(xué)防空反導(dǎo)學(xué)院,西安 710051)采用離散相模型對帶并聯(lián)凹腔結(jié)構(gòu)的煤油超燃燃燒室進(jìn)行數(shù)值模擬,分析了正對并聯(lián)凹腔和交錯并聯(lián)凹腔對支板直接噴入煤油的燃燒室燃燒性能的影響。結(jié)果表明,并聯(lián)凹腔會使煤油進(jìn)一步向展向擴展,混合效率得到明顯提高;正對并聯(lián)凹腔能極大提升煤油的穿透深度,拓寬煤油的亞聲速燃燒范圍,而對燃燒條件下總壓損失系數(shù)影響不大;交錯并聯(lián)布置的凹腔可進(jìn)一步增加煤油的混合
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2017年2期2017-11-09
- 超燃燃燒室懸臂斜坡噴注器/凹腔組合結(jié)構(gòu)研究
懸臂斜坡噴注器/凹腔組合結(jié)構(gòu)研究吳達(dá)，黃桂彬，陳鋒莉，張涵(空軍工程大學(xué) 防空反導(dǎo)學(xué)院，西安 710051)超燃燃燒室中燃料的摻混強化問題備受關(guān)注，為了優(yōu)化懸臂斜坡噴注器/凹腔組合結(jié)構(gòu)在超燃燃燒室中的流場特性，運用數(shù)值模擬方法對懸臂斜坡噴注器/凹腔組合結(jié)構(gòu)的冷、熱流場進(jìn)行研究，對比分析有無凹腔結(jié)構(gòu)、懸臂斜坡噴注器/凹腔不同位置組合對流場特性的影響。結(jié)果表明：隨著組合位置距離的增大，凹腔的穩(wěn)定燃燒作用變強，但不同的組合位置會帶來燃燒室不同的燃料摻混效果和燃燒
航空工程進(jìn)展 2017年2期2017-06-13
- Influencing factors of strut-based RBCC performance in ramjet mode
損失，燃料支板和凹腔火焰穩(wěn)定器的共同使用，能有效提升燃燒室內(nèi)的燃燒組織效果，擴展火焰的傳播范圍；直連試驗驗證了通過構(gòu)型的改進(jìn)，燃燒室性能得到大幅提高，壓力積分推力增大了682 N。當(dāng)凹腔距離燃料支板較近時，火箭關(guān)閉之后，燃料能夠?qū)崿F(xiàn)自持燃燒，比沖性能可提高50%。通過減小主支板寬度，在來流Ma=4時，能夠更容易在隔離段中建立預(yù)燃激波系，保證亞燃燃燒反應(yīng)更好地進(jìn)行，燃燒室內(nèi)推力提高了418 N?；鸺M合循環(huán)；亞燃模態(tài)；性能；影響因素date：2015-03
固體火箭技術(shù) 2016年1期2016-11-03
- 擾流片對駐渦燃燒室性能影響的研究
當(dāng)匹配，或者依靠凹腔后壁面得到噴射來形成[7-8]，而不同的燃燒室結(jié)構(gòu)對應(yīng)的速度比不同，應(yīng)用起來非常不方便。Agarwal等[9]提出了將導(dǎo)流片與TVC結(jié)合的概念，通過將部分主流氣體引入凹腔，可方便地形成穩(wěn)定的雙渦結(jié)構(gòu)。但是研究發(fā)現(xiàn)，僅存在導(dǎo)流片結(jié)構(gòu)的駐渦燃燒室的燃燒效率較低。為了提高燃燒室的燃燒效率等性能，在前人研究的基礎(chǔ)上，在燃燒室內(nèi)部加入擾流片，通過改變導(dǎo)流片個數(shù)和燃燒室進(jìn)口速度，對其內(nèi)部燃燒湍流流場進(jìn)行數(shù)值模擬，研究燃燒室的性能。1 幾何模型及計算
兵器裝備工程學(xué)報 2016年8期2016-09-13
- 側(cè)壁激波誘導(dǎo)下凹腔燃燒室冷態(tài)流場實驗觀測*
?側(cè)壁激波誘導(dǎo)下凹腔燃燒室冷態(tài)流場實驗觀測*趙延輝，梁劍寒(國防科技大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院， 湖南 長沙410073)摘要：在單凹腔燃燒室中引入側(cè)壁激波，為研究燃燒室內(nèi)部流動特性，采用納米粒子平面激光散射技術(shù)和粒子圖像測速技術(shù)對全尺寸玻璃燃燒室模型進(jìn)行流場觀測，獲得了冷態(tài)流場展向和法向的瞬態(tài)灰度圖及平均速度場。實驗結(jié)果表明：在遠(yuǎn)壁面區(qū)域，凹腔內(nèi)部速度與密度都較低；引入側(cè)壁激波后，近壁面區(qū)域凹腔與主流的質(zhì)量與動量交換增強，速度與密度升高；受到側(cè)壁激波影響，
國防科技大學(xué)學(xué)報 2016年2期2016-07-26
- 凹腔布置方案對氣化煤油超聲速燃燒特性的影響*
410073)?凹腔布置方案對氣化煤油超聲速燃燒特性的影響*鐘戰(zhàn)1,2，王振國1,2，孫明波1,2(1.國防科技大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院， 湖南 長沙410073；2.國防科技大學(xué) 高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室， 湖南 長沙410073)摘要：針對兩種凹腔布置方案，模擬馬赫數(shù)6.0的來流條件，采用氣化RP-3開展了一系列直連式燃燒試驗。依據(jù)燃燒流場的可見光圖像、燃燒室壁面靜壓分布和推力增益，對比分析了凹腔布置方案對氣化煤油超聲速燃燒特性的影響。結(jié)果表明
國防科技大學(xué)學(xué)報 2016年2期2016-07-26
- 不同形狀底凹結(jié)構(gòu)對火炮彈丸飛行阻力影響研究*
究發(fā)現(xiàn),彈丸底部凹腔產(chǎn)生位于凹腔內(nèi)的回流流動對底凹結(jié)構(gòu)的減阻效果起決定性作用。研究的三種凹腔形狀中,“收縮”形狀的底凹結(jié)構(gòu)有最小的氣動阻力。底凹彈;凹腔形狀;減阻;數(shù)值模擬0 引言以減小彈丸氣動阻力為手段的火炮增程方法因其不涉及彈丸、發(fā)射藥裝藥量的改變而受到普遍重視。在彈丸飛行過程中,火炮彈丸的氣動阻力主要由彈丸頭部脫體激波產(chǎn)生的波阻、底部流動形成的底阻和彈丸外壁與空氣摩擦產(chǎn)生的摩擦阻力三者構(gòu)成。減小彈丸飛行時的空氣阻力,對改善彈丸的彈道性能(包括增大射程
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2016年5期2016-03-02
- 分區(qū)異化織構(gòu)缸孔表面形貌表征
究表明微米尺度的凹腔具有突出的潤滑減摩效應(yīng)［3－6］．因此，分區(qū)異化和尺度微納化是表面織構(gòu)技術(shù)的發(fā)展趨勢［5］．實現(xiàn)缸孔表面分區(qū)異化織構(gòu)，特別是產(chǎn)業(yè)化應(yīng)用，具有三個前提條件，一是充分的摩擦學(xué)基礎(chǔ)研究;二是可行的織構(gòu)加工技術(shù);三是織構(gòu)形貌的科學(xué)表征與快速測量．目前，前兩者已基本實現(xiàn)，而對織構(gòu)形貌表征的研究則相對較少．李敦橋等［7］發(fā)現(xiàn)在交叉紋理表面產(chǎn)生規(guī)則凹坑后，表面連通性系數(shù)明顯增大．劉小君等［8］通過設(shè)計形態(tài)學(xué)分離算法，建立了缸套形貌的多尺度特征與表面功
江蘇大學(xué)學(xué)報（自然科學(xué)版） 2015年1期2015-07-25
- 當(dāng)量比對超聲速燃燒室性能影響的數(shù)值研究
條件下，對帶支板凹腔組合結(jié)構(gòu)的煤油超燃燃燒室的內(nèi)流場進(jìn)行數(shù)值計算，分析了燃燒室下游支板不同當(dāng)量比對燃燒室燃燒流場的影響，并對燃燒室的性能做了定量分析。研究表明，隨下游支板燃料當(dāng)量比增加，燃燒反壓對燃燒室上游影響加重，流動分離區(qū)擴大，上游燃料發(fā)生亞聲速燃燒狀態(tài)，且亞聲速燃燒區(qū)域變大。在支板和凹腔共同作用下，凹腔后方形成了亞聲速燃燒區(qū)和超聲速燃燒區(qū)，當(dāng)量比增加時超聲速燃燒區(qū)減小，亞聲速燃燒區(qū)擴大，從而有利于燃料的充分混合和燃燒。隨當(dāng)量比增加，燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)
固體火箭技術(shù) 2015年4期2015-04-22
- 雙凹腔AVC冷態(tài)流動特性研究
02400)?雙凹腔AVC冷態(tài)流動特性研究田佳瑩1,2,曾卓雄3,徐義華2,薛 鋒4,郭譯群5,袁 琨6(1 北京動力機械研究所,北京 100074;2 南昌航空大學(xué)飛行器工程學(xué)院,南昌 330063;3 上海電力學(xué)院能源與機械工程學(xué)院,上海 200090;4 91467部隊,山東膠州 266300;5 海軍航空工程學(xué)院青島校區(qū),山東青島 266041;6 91395部隊,北京 102400)為探究第三鈍體對雙凹腔先進(jìn)旋渦燃燒室內(nèi)部冷態(tài)流動特性的影響,通過
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2015年6期2015-03-04
- 基于駐渦穩(wěn)定的無焰燃燒室實驗研究
12）本文通過將凹腔駐渦技術(shù)和無焰燃燒技術(shù)相結(jié)合，設(shè)計了一種基于凹腔駐渦的燃油無焰燃燒室，并對其進(jìn)行了實驗研究。重點關(guān)注了空氣溫度、空氣流量、凹腔當(dāng)量比和主當(dāng)量比對無焰燃燒的形成和燃燒室污染物排放特性的影響。在實驗基礎(chǔ)上總結(jié)了航空發(fā)動機凹腔駐渦燃燒室形成無焰燃燒的條件，為該種燃燒室的設(shè)計提供依據(jù)。無焰燃燒；凹腔駐渦；燃燒特性；航空發(fā)動機；低排放隨著人類環(huán)保與健康意識的不斷增強，蓬勃發(fā)展的民航運輸業(yè)排放的NOx等高空污染物對于臭氧層的破壞日益引起人們的重視，
燃?xì)廨啓C技術(shù) 2014年3期2014-12-05
- 固體燃料凹腔結(jié)構(gòu)對超聲速流動的影響①
的燃燒室結(jié)構(gòu)是由凹腔火焰穩(wěn)定段、等直段和擴張段組成，第一次實現(xiàn)了PMMA(聚甲基丙烯酸甲酯)推進(jìn)劑在高溫氣流中的自點火及在超聲速來流條件下沒有外部輔助手段的火焰維持，同時給出了火焰穩(wěn)定的極限條件。在理論研究方面，Jarymowycz等[7]通過數(shù)值模擬研究了超聲速來流下，凹腔結(jié)構(gòu)燃燒室中固體推進(jìn)劑HTPB的燃燒特性。Ben-Arosh等[8-9]在不考慮化學(xué)反應(yīng)的情況下，對超聲速來流情況下，帶突擴臺階結(jié)構(gòu)的燃燒室中固體燃料和來流氣體的混合問題進(jìn)行了研究。通
固體火箭技術(shù) 2014年3期2014-03-15
- 臺階和凹腔在固體燃料超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)自點火性能對比①
對比分析了臺階和凹腔火焰穩(wěn)定器對SFSCRJ燃燒室自點火性能的影響。1 物理模型凹腔常被用在液體燃料超燃沖壓發(fā)動機中作為火焰穩(wěn)定器，如圖1(a)所示，其內(nèi)部形成的低速高溫區(qū)域，可作為點火源并維持火焰。突擴臺階常用作傳統(tǒng)固體燃料亞燃沖壓發(fā)動機(SFRJ)的火焰穩(wěn)定器［17］，如圖1(b)所示，引入臺階后，靠近壁面形成了回流區(qū)、重附區(qū)和重發(fā)展區(qū)3種不同的流動區(qū)域，回流區(qū)用以穩(wěn)定火焰，其在SFSCRJ中的應(yīng)用受到的關(guān)注較少，其幫助固體燃料實現(xiàn)自點火方面的研究未見
固體火箭技術(shù) 2014年5期2014-01-16
- 駐渦燃燒室駐渦區(qū)渦系特點數(shù)值模擬
區(qū)和主燃區(qū)。利用凹腔形成旋流，駐渦區(qū)主要起到火焰穩(wěn)定和小功率燃燒的作用，主流主要起到大狀態(tài)時的燃燒作用。駐渦區(qū)內(nèi)的燃料和空氣以一定方式單獨供入凹腔內(nèi)，在較寬范圍的主流進(jìn)氣狀況下建立穩(wěn)定的回流區(qū)。國內(nèi)外對駐渦燃燒室開展了大量研究，結(jié)果表明:駐渦燃燒室具有結(jié)構(gòu)簡單、貧富油極限寬、高空再點火性能優(yōu)越、可在更寬廣的油氣范圍內(nèi)保持高燃燒效率等優(yōu)點[4]。駐渦區(qū)的特性對燃燒室性能有重要影響，特別是駐渦區(qū)渦系特點。駐渦區(qū)內(nèi)主要存在2個渦，分別為主渦和副渦。對駐渦區(qū)的流場
航空發(fā)動機 2013年1期2013-09-28
- 乙烯超燃燃燒室支板/凹腔結(jié)構(gòu)組合的數(shù)值研究①
燒室研究的難點。凹腔作為超聲速燃燒中簡單有效的穩(wěn)焰結(jié)構(gòu)，已被越來越多的研究人員所重視。交錯尾部支板結(jié)構(gòu)能產(chǎn)生流向渦和展向渦，可有效增強燃料與空氣的混合［4－6］。凹腔和支板在超燃燃燒室的流動中都有著舉足輕重的作用，對于同時存在支板和凹腔的超燃燃燒室流場中，涉及復(fù)雜的激波/膨脹波相互作用、激波點火作用、化學(xué)反應(yīng)剪切層、大尺度分離流和旋渦流動、超聲速氣流的壓力傳播和燃燒的火焰?zhèn)鞑ブg的相互作用等多種相互耦合的復(fù)雜現(xiàn)象，蘊含其中的許多問題還未被人們所認(rèn)知。目前，
固體火箭技術(shù) 2012年5期2012-09-26
- 渦輪間燃燒室貧油熄火特性的試驗研究
赫數(shù)、主流溫度、凹腔深寬比和凹腔后體高度變化對其貧油熄火性能的影響。試驗結(jié)果表明：貧油熄火余氣系數(shù)隨主流馬赫數(shù)的增大而減小，隨主流溫度的升高而增大,但主流溫度的變化不如主流馬赫數(shù)變化對貧油熄火性能的影響大；后體進(jìn)氣量的增加對提高貧油熄火性能有利；凹腔深寬比和凹腔后體高度的變化對貧油熄火性能有一定影響；深寬比為0.8、后體高度為30 mm且在后體開槽的試驗件的貧油熄火性能最好。渦輪間燃燒室；駐渦燃燒室；凹腔；貧油熄火；試驗研究；渦軸發(fā)動機0 引言在航空發(fā)動機
航空發(fā)動機 2012年5期2012-07-05
- 凹腔支板尾緣渦脫落頻率試驗研究
100084）凹腔支板尾緣渦脫落頻率試驗研究吳 迪1，金 捷1，季鶴鳴2，徐勝金3（1.北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京 100191；2.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽 110015；3.清華大學(xué)航天航空學(xué)院，北京 100084）為研究不同結(jié)構(gòu)尺寸的凹腔對支板尾緣渦脫落頻率特性的影響，設(shè)計了用于一體化加力燃燒室的帶凹腔支板部件，并對其進(jìn)行了風(fēng)洞冷態(tài)試驗。對所測得的速度數(shù)據(jù)進(jìn)行頻譜分析，并與標(biāo)準(zhǔn)支板的相關(guān)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比。結(jié)果表明：開凹腔設(shè)計改變
航空發(fā)動機 2011年4期2011-06-06
- 凹腔火焰穩(wěn)定器內(nèi)氣流流動的實驗研究
M)首次成功地把凹腔作為超聲速燃燒火焰穩(wěn)定器[1]。目前,凹腔被作為集燃料噴射、混合及火焰穩(wěn)定為一體的火焰穩(wěn)定器是其中最具潛力的一種。Maureen B.Tracy和E.B.Plentovich等研究了亞音速和跨音速時不同尺寸的凹腔流場特征[2]。Stallings和Wilcox[3]把凹腔流動分為開放、閉合和過渡型三種類型。對于超聲速氣流,L/D＜10為開放型凹腔,L/D＞13為閉合型凹腔,L/D=10～13為過渡型凹腔,本文也采用這種分類方法。國內(nèi)針對
華北電力大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版) 2010年1期2010-10-08