凹腔
- 凹腔对高超声速边界层稳定性的影响
其中凹陷型又称为凹腔。对于矩形凹腔，宽深比d/h是影响凹腔内流动结构的重要因素之一[2-4]，依据不同宽深比，凹腔对应的流动状态可分为三类：开式凹腔、过渡式凹腔和闭式凹腔。对于闭式凹腔，随着凹腔深度的增加，边界层主层对平均流的修正逐渐增强。当凹腔过渡为开式凹腔时，凹腔的核心区产生由主流边界层和腔内回流区组成的混合层，这种混合层会在凹腔局部产生增长率更快的Kelvin-Helmholtz 不稳定性。Guo 等[5]指出来流条件也是影响腔内流动结构的重要因素之
空气动力学学报 2023年11期2024-01-09
- 凹腔稳燃超声速燃烧火焰闪回不稳定性的数值研究*
室中[2,6]．凹腔火焰稳定方案以其较宽的稳焰范围和较低的总压损失而逐步成为一种主流的稳焰设计方案[2-3,7-13]．随着对超燃冲压发动机燃烧研究的逐渐深入,实验研究表明燃烧室内存在不稳定燃烧过程[9,11-18]．燃烧室内不稳定的燃烧流动可能会引起发动机推力不稳定、进气道不起动、喘振等严重后果,为发动机的工作带来重大安全隐患．为了控制燃烧室内的不稳定燃烧流动过程,需要对燃烧室内不稳定燃烧流动机制有更进一步的认识．对于凹腔的构型设计,当超声速流体流过时,
应用数学和力学 2023年9期2023-10-20
- 冲压旋转爆震发动机隔离段抗反压特性数值研究
究工作。首先提出凹腔隔离段设计思路,统一在扩张构型的等直段内外两侧加装凹腔,凹腔长度与等直段长度保持一致,流动交换通过取消原等直段壁面实现。本文共设计了4种物理模型,依次对应4种计算工况。模型1为常规扩张隔离段,模型2～模型4为凹腔隔离段,三者仅在凹腔深度存在差异。模型头部收敛段用以简化模拟流场进气,模型总长300mm,等直段长240mm,出口截面内径92mm、外径100mm,轴向二维示意图如图1所示,其他相关参数见表1。表1 RRDE隔离段尺寸参数(a)
工程与试验 2023年3期2023-10-08
- 吸气式旋转爆轰发动机冷流掺混数值模拟研究
,并且认为外壁面凹腔回流区内燃料与氧化剂的适当掺混是实现旋转爆轰的关键。PENG等[9-11]和LIU等[12]在环形燃烧室的内壁面增加凹腔,结果表明:增加凹腔有助于传播模态的改变,适当增加凹腔深度有助于维持燃烧并提高爆轰波的稳定性。MENG等[13]通过在燃烧室内壁面增加凹腔结构实现了煤油/高温空气的吸气式旋转爆轰发动机点火试验,在当量比为1.1时获得最大传播速度。郑榆山等[14]开展氢燃料旋转爆轰冲压发动机自由射流试验研究,实现了爆轰波的稳定自持传播,
弹道学报 2023年2期2023-07-03
- 超燃冲压发动机燃料混合增强技术研究进展
对壁面横向射流、凹腔、激波/剪切层干扰以及波形壁混合增强方法的研究进展进行了综述，梳理总结了各类方法的混合增强机理与主要特点，并提出对混合增强技术未来研究方向的展望。关键词：超燃冲压发动机；混合增强；横向射流；凹腔；入射激波；波形壁中图分类号：TJ760.1；V43文献标识码：A文章编号：1673-5048（2023）01-0080-15DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2022.00850引言超燃冲压发动机被认为是目前实现飞行器在大
航空兵器 2023年1期2023-05-30
- 非对称凹腔橫向阵列压电风扇强化冷却特性研究
特别是针对非对称凹腔这类经常出现在涡轮叶片、电子设备散热等场景中的冷却结构目前基本没有涉及［26-27］。因此，本文主要针对利用多压电风扇系统冷却非对称凹腔问题，开展非稳态数值研究，重点关注振动相位、相对曲率等因素对腔内流动换热特性的影响。相关研究成果对于指导非对称凹腔型结构冷却系统设计具有一定的参考意义。1 计算模型与数据处理方法1.1 计算模型本文所使用的特定压电风扇如图1（a）所示，主要包括压电陶瓷片和不锈钢膜片两部分。其中压电陶瓷片尺寸为18 mm
南京航空航天大学学报 2022年4期2022-08-30
- 凹腔对含硼固体火箭超燃冲压燃烧特性的影响
、增加扰流装置与凹腔；改变空气射流进气的速度、温度、压力、方向、进气位置、改变空燃比等[9-10]，其中凹腔作为一种可产生低速回流区的结构，具有提高火焰稳定性、增强燃烧效率的作用，在液体燃料超燃冲压发动机的研究中得到广泛应用[11-12]。Kato等[11]的实验研究结果表明，凹腔减弱了火焰的波动，增强了火焰稳定性，提高了燃气燃烧效率。Lakka等[12]应用数值模拟方法研究了凹腔长深比与后壁倾斜角对液体超燃冲压发动机燃烧特性的影响。耿辉等[13]利用实验
兵工学报 2022年5期2022-06-10
- 环形燃烧室中凹腔对C2H4/Air旋转爆轰流场影响的数值模拟
常是十分困难的。凹腔广泛地用以提高点火特性和火焰稳定性[24]。数值模拟的研究也发现凹腔内的低速高温回流区可以有效地改善燃料与氧化剂的掺混效果[25]。受此启发，Peng等[26-27]和Liu等[28]将环形RDC与凹腔结构相结合，首次提出了凹腔基环形RDC构型，并在此基础上开展了一系列实验研究，系统地研究了凹腔深度、凹腔位置等因素对C2H4/Air的RDW传播特性的影响。实验证实了凹腔的存在有助于碳氢燃料RDW的实现和自持传播，发现了在凹腔内存在回流区
兵工学报 2022年5期2022-06-10
- 旁侧进气凹腔燃烧室三维流场对比分析研究
稳定技术。近年来凹腔火焰稳定技术应用广泛，多用于超燃冲压发动机，或以驻涡燃烧室的形式应用于航空发动机，逐渐被用于亚燃冲压发动机燃烧室。凹腔火焰稳定器能够实现煤油在低压条件下的点火和稳定燃烧，且容易与其它火焰稳定器组合使，同时能够在下游形成较大的回流区，有利于组织高效燃烧。相对简单的几何结构也不会导致太大的总压损失。当前先进导弹采用的冲压发动机多为第三代的旁侧进气的整体式冲压发动机，现役空空导弹中唯一采用冲压发动机为动力装置的“流星”空空导弹的进气布局方式也
弹箭与制导学报 2022年2期2022-06-06
- 乙烯燃料超燃燃烧室流动特性与燃烧稳定性研究1)
现,无化学反应时凹腔内部流场结构与平板燃料垂直喷注流场完全不同,因凹腔内有一个低速回流区,凹腔可在不增加额外总压损失的情况下提升掺混效率[5].试验研究发现在超声速内流中横向射流所形成的涡结构,由于升力和反向对涡的存在,燃料会远离凹腔[6].在速度梯度引起的剪切力作用下,剪切层变得不稳定,大尺度涡的破裂和合并可增强掺混[7].同时,研究发现合适的燃料喷注位置以及当量比可有效抑制冷流振荡[8].为详细了解火焰建立及稳定过程,Ma 等[9]使用八方向、20 k
力学学报 2022年3期2022-04-07
- 导流片结构参数对四通道环形进气先进旋涡燃烧室性能影响
用下，在两钝体的凹腔内形成稳定的双涡旋。由于AVC在凹腔内形成涡对，不易受主流燃气流动特性的影响，因此AVC具有较强的火焰稳定性。按照与主流流动垂直的方向上布置的钝体个数，AVC可分为双通道、三通道及四通道进气先进旋涡燃烧室。在双通道AVC研究中，T.R.Meyer等指出凹腔双旋涡结构最有利于驻涡燃烧室综合性能的发挥；P.K.E.Kumar等通过实验的方法研究了二维驻涡燃烧室的火焰稳定性，研究表明对于特定的喷射方式，为了维持雷诺数和当量比不变，燃料流量应随
航空工程进展 2021年4期2021-08-30
- 超声速燃烧不稳定的尺度效应分析
应运而生.其中，凹腔火焰稳定器得到了非常广泛的应用[3]，之后又被大量试验证明其配合横向射流喷注是稳定火焰的一项有效手段[4-5].理论上通常认为超声速气流流经凹腔时，凹腔中会形成低速回流区，由于回流区流速较低，火焰能够持续稳定存在，因此该回流区为整个燃烧室提供了一个稳定的点火源，进而能够实现超声速燃烧室中的火焰稳定.同时凹腔火焰稳定器具有良好的火焰稳定效果，结构简单且总压损失较低，因此受到了广泛的研究和关注.之前的研究中[6-8]，研究人员普遍认为超声速
燃烧科学与技术 2021年4期2021-08-24
- 导流片结构参数对三通道进气TVC性能影响
燃烧室，依靠壁面凹腔形成驻涡。Agarwal等[4]将导流片技术应用于壁面驻涡燃烧室中，相比较普通驻涡燃烧室，燃烧效率提高。导流片的引入，不仅有利于形成双涡结构，其分流作用增强了凹腔与来流的热质交换，有利于燃烧效率的提升。曾卓雄等[5]对带导流片的驻涡燃烧室的进气参数进行研究，结果显示当量比增大使得钝体回流区减小；韩吉昂等[6]发现凹腔喷射可以形成稳定双涡结构，降低总压损失系数；王志凯、俞骏等[7-8]对双通道驻涡燃烧室中导流片结构参数进行研究，发现合适的
弹箭与制导学报 2021年3期2021-07-30
- 基于高速化学发光测量的超声速燃烧室振荡特性统计学分析 ①
火焰稳定技术中，凹腔燃烧室由于具有较宽的火焰稳定范围，较小的总压损失，近年来受到各国研究者的重视，成为超燃冲压发动机火焰稳定技术的首选[2]。当超声速来流流经凹腔时，气流在凹腔前缘台阶处分离为两部分，一部分气流进入凹腔内形成回流，主流与凹腔的低速回流相互作用形成剪切层，燃料随气流被卷吸入回流区，通过点火器点燃回流区的混合燃气。高温燃烧产物通过凹腔回流区与剪切层的涡旋相互作用被输送到喷射尾流，与此同时，腔体周围富含燃料的射流被高温燃烧产物点燃[3]。凹腔在超
固体火箭技术 2021年3期2021-07-15
- 两种优化组合式燃料喷注方案的凹腔稳焰特性实验研究①
性能的重要因素。凹腔火焰稳定器具有结构简单、稳焰能力强、低阻且总压损失小等优点[2-5]，已经被广泛用于超燃冲压发动机燃烧室的设计。基于凹腔的燃料喷注方案通常分为两种：一种是被动式燃料喷注方案(喷孔安装在凹腔上游，燃料通过剪切层卷吸到凹腔回流区中)，一种是主动式燃料喷注方案(喷孔安装凹腔壁面，燃料直接进入到凹腔回流区中)[6]。相对于被动喷注方案，Gruber等[7]发现凹腔直接喷注在点火过渡过程中能更好地提供均匀燃料/空气混合物和维持稳定燃烧。Rasmu
固体火箭技术 2021年2期2021-05-17
- 滑动弧等离子体辅助超声速燃烧实验研究①
及工作原理图1为凹腔喷注位置、点火位置和压力位置示意图，其中数字序号表示的是测压孔位置，A、B和C表示的是喷注位置。滑动弧点火器由钨针和陶瓷组成，钨针作为高压阳极，接入滑动弧电源产生高压后与距离其最近的铁壁(凹腔底部)击穿放电，钨针距离其最近的铁壁距离为3 mm，钨针距离凹腔前缘的距离为35.4 mm。测压孔共14个测压位置，其中测压位置9～12位于凹腔底部。图1 凹腔喷注位置、点火位置和压力位置示意图试验测量系统如图2所示。试验时由控制台发送脉冲信号控制
固体火箭技术 2021年2期2021-05-17
- Maxwell气固相互作用模型对稀薄高超声速凹腔绕流流动特征和热环境的影响
存在缝隙和缺陷等凹腔结构[3]。航天器表面凹腔结构的存在会影响其流动状态和传热特性：首先,凹腔入口处产生边界层分离和再附,导致局部热流升高；其次,凹腔干扰可增加湍流度,促进边界层转捩,导致整个表面的热流增加；最后,由于凹腔狭小,辐射散热效应被阻塞,即使凹腔内热流很低,也可能产生较高的凹腔表面温度[4]。因此,表面凹腔的存在对局部热防护系统会产生重要的影响,甚至导致局部防热结构的破坏[5]。然而,在热防护系统热载荷的计算和分析中,出于简化问题的考虑,通常假设
航空学报 2021年3期2021-03-27
- 飞行器鼻锥凹腔-发散组合冷却数值模拟
为研究热点。迎风凹腔结构是一种针对飞行器头锥驻点区域的热防护方案，它可以利用凹腔唇口的分流作用以及腔内压力振荡造成的能量耗散来达到减阻防热的目的，且冷却效果取决于凹腔形状、宽度、深度以及唇缘钝化程度[23-28]。Lu和Liu[29]对马赫数Ma=8条件下的带迎风凹腔结构的头锥进行了数值模拟，结果显示，这种冷却结构可以使驻点附近区域的热流有小幅下降，并使表面的热流峰值移至凹腔唇口的下游，但是对驻点以外的区域几乎没有作用。针对发散冷却和迎风凹腔结构各自的优缺
航空学报 2021年2期2021-03-26
- 乙烯燃料超燃冲压发动机燃烧过程研究
研究了乙烯燃料在凹腔流动的几个截面火焰结构，结果表明：当量比较低时，燃烧的火焰反应区主要在凹腔中，OH沿中心轴对称分布，当量比较高时OH主要沿燃烧室两侧壁分布；CH-PLIF的结果显示放热区呈现高度褶皱的破碎状，放热区分布范围比反应区更窄。Ruan等[4]在基于凹腔的超燃冲压发动机燃烧室构型中进行了反应流和无反应流的试验，结果表明：燃烧首先在扩散火焰控制下进行，然后是充分混合后的高效率燃烧，在凹腔内也出现了明显的扩散火焰控制燃烧现象。Gordon和Mast
实验流体力学 2021年1期2021-03-20
- 机器学习辅助下的五轴数控铣削刀轨优化*
择了车轮架的两个凹腔进行加工实验。两个凹腔的壁面形状都由一个垂直部分和一个30°倾斜部分组成，如图4所示。图4 五轴测试零件垂直部分是通过三轴外围铣削过程进行加工的，而倾斜部分则需要进行五轴铣削。工件材料是高强度铝。在进行精加工之前，所有凹腔的轮廓都要经过粗加工。最终形状的偏移量设置为1 mm。精加工过程使用硬质合金立铣刀(D=6 mm)。刀具路径由Siemens NX 11.0生成[13]。精加工时的切削深度设置为6 mm，切削速度设置为400 m/mi
组合机床与自动化加工技术 2021年2期2021-03-01
- 旋流驻涡燃烧室预混燃烧流动特性数值分析
1]等人提出通过凹腔实现火焰稳定的驻涡燃烧室，相比于传统旋流燃烧室，驻涡燃烧室稳定工作范围宽、贫油熄火极限(LBO)以及污染物(NOx)排放进一步降低。在此基础上，双/三通道驻涡燃烧室[2-3]、液体燃料驻涡燃烧室[4-6]以及双凹腔驻涡燃烧室[1,7]等各类改进的驻涡燃烧室被相继提出。上述驻涡燃烧室研究大多是在低速来流(14～42 m/s)的航空发动机/燃气轮机工作状态下开展。此外，凹腔结构也越来越多地应用于超燃冲压燃烧室中[8]。在冲压发动机燃烧领域，
航空兵器 2020年5期2020-12-03
- 斜流驻涡燃烧室火焰筒冷却方案数值模拟
级供油分区燃烧，凹腔在很高的主流速度下仍可以保持稳定燃烧，拓宽了燃烧室稳定工作范围[10-14]。斜流驻涡燃烧室是1 种新型燃烧室概念，兼具传统驻涡燃烧室的技术优势及回流燃烧室高空间利用率的特点。本文针对某型斜流驻涡燃烧室模型，根据流量分配要求，结合凹腔内流场特性，对其设计冷却方案的冷却效果进行数值模拟。1 燃烧室模型与传统轴流式驻涡燃烧室不同，斜流驻涡燃烧室结构采用回流式设计，机匣与第1 级涡轮连接。火焰筒内主要分成了驻涡区、主燃区以及掺混区。驻涡区设有
航空发动机 2020年4期2020-09-16
- 旋流驻涡燃烧室冷态流动特性数值分析*
高速来流条件下的凹腔驻涡燃烧室燃烧流动性能进行了实验研究,结果表明,在高速条件下,驻涡燃烧室依然可以表现出优异的稳焰性能。CHEN S 等[11]则以Hsu等[6]的驻涡燃烧室结构为基础,设计了一种微型冲压发动机,并对其掺混及燃烧特性进行数值分析。之后,CHEN S等[12]将之前的微型驻涡冲压发动机内的圆盘钝体外移到燃烧室进口处壁面,并对旋流进口影响的冷态流动特性进行数值分析,研究表明:凹腔内存在稳定的涡结构,且形成对称回流区,湍流强度增加。虽然目前凹腔
弹箭与制导学报 2020年2期2020-09-01
- 非稳态超声速燃烧研究进展
高频声学振荡壁面凹腔具有来流总压损失小、结构简单和热防护要求低等显著优势，已经成为广泛应用于超燃冲压发动机的稳焰装置，但凹腔同时也会诱发声学自激振荡现象[20]。凹腔的自激振荡特性与来流马赫数及凹腔的长深比有很大关系。Heller和Bliss[21]对Rossiter[22]提出的凹腔振荡机制进行了改进，改进后的半经验公式常被用于预测超声速冷流条件下凹腔内的振荡频率。Choi[23-25]通过数值计算捕捉到了与凹腔自激振荡关联的燃烧高频振荡，如图2所示。图
空气动力学学报 2020年3期2020-08-08
- 平面激光诱导荧光技术在超声速燃烧火焰结构可视化中的应用
LIF探索了不同凹腔结构和不同燃料类型对凹腔稳定火焰结构的影响，Donbar等[14]利用OH-PLIF成像研究了各种碳氢燃料在凹腔中的燃烧情况，Cantu等[15]利用OH-PLIF技术对双模凹腔中的乙烯预混火焰实现了可视化，O′Byrne等[16]使用OH-PLIF成像了在高马赫数工况下凹腔底部喷注燃料的燃烧火焰结构。超声速燃烧领域中的CH-PLIF研究较少，目前仅有Micka等[17]利用CH-PLIF技术对双模凹腔的反应区进行成像，梁剑寒等[18]
实验流体力学 2020年3期2020-07-22
- 民用飞机客舱舱门啸叫问题研究
在飞机外表面形成凹腔,在飞机飞行中产生啸叫噪声，对乘客和乘务员的乘坐舒适性有较大影响。民用飞机客舱舱门啸叫机理种类主要为气密区界面小缝泄漏产生高速射流啸叫和飞机外面凹腔在高速飞行下产生凹腔噪声。气密区界面小缝泄漏产生高速射流啸叫直接原因为客舱舱门存在明显的集中漏气点，可通过在地面完成客舱充压试验定位集中漏气位置，通过调试舱门等手段解决集中漏气问题，进而解决啸叫问题。飞机外表面凹腔在高速飞行下产生凹腔噪声啸叫与飞机飞行高度和飞行速度关系密切，啸叫现象无法在地
民用飞机设计与研究 2020年2期2020-07-06
- 某市政山岭扩建隧道洞口复杂地质、地貌条件下的施工解决方案简析
与管棚施工、洞口凹腔处理、开挖贯通及爆破設计等技术方案，并通过3D建模模拟施工过程，以指导施工。【关键词】山岭扩建隧道;洞口复杂地质、地貌条件;套拱加长;仰坡凹腔处理;隧道贯通;爆破设计;3D建模1、工程概况1.1隧道概况四家冲隧道位于为桃花源景区消防专用车道上，属市政隧道工程，设计为单行隧道。隧道起讫桩号为BK0+154～BK0+264，全长110m，隧道最大埋深约21.13m。隧道进出口均采用削竹式洞门。1.2隧道进出洞口边坡、仰坡稳定性评价（施工图设
中国房地产业·下旬 2020年1期2020-05-09
- 超燃燃烧室肋片/凹腔组合结构研究*。
研究人员将肋片与凹腔进行组合，展开相关研究。Gruber R和Mitchell R等通过试验研究和数值仿真研究了肋片与凹腔组合情况下肋片尺寸对燃烧室性能的影响[13-14]；Rama A.Balar对肋片后射流不同喷射角度的影响展开了深入研究[15]；国内金劲睿研究了前置肋片对凹槽火焰稳定器混合特性的影响：与传统结构相比，前置肋片能减小总压损失，增大射流的穿透深度，并获得更为均匀的燃料分布[16]。目前，国内相关文献较少，国外报导也更多的集中在肋片结构尺寸
弹箭与制导学报 2019年1期2019-07-30
- 超燃燃烧室肋片/凹腔结构组合数值研究*
采用斜坡、支板、凹腔等被动式掺混增强装置[1-3]。单一装置有着自己独到的优势，也存在着不足，将不同装置组合运用能达到取长补短的目的，因此，研究掺混增强装置的组合使用具有十分重要的意义[4-6]。近期,国外学者对支板结构进行了改造,提出肋片结构，能较大提高燃料穿透深度，增大掺混率，且不会造成更大总压损失,颇具应用前景[7-12]。由于具有优秀的稳定火焰能力，凹腔装置自20世纪末首次在俄罗斯超燃冲压发动机中得到应用起一直备受关注，也逐渐得到广泛运用[13]。
弹箭与制导学报 2019年5期2019-05-28
- 超声速燃烧火焰放热区结构CH-PLIF成像技术*
速燃烧火焰结构与凹腔稳焰作用。范周琴等[14]使用OH-PLIF技术探究喷注当量比、喷注位置、凹腔构型等对超燃火焰分布的影响。李麦亮等[15]使用OH-PLIF技术研究凹腔中不同长深比、凹腔后缘倾角和不同燃料喷注方案对超燃火焰结构的影响。Chen等[16]使用OH双色PLIF技术实现了对超声速燃烧火焰温度分布的测量。Rasmussen等[17]使用CH2O/OH-PLIF方法成像凹腔超声速燃烧，并探究喷注位置对凹腔稳焰效果的影响。CH基在碳氢燃料的燃烧反应
国防科技大学学报 2019年1期2019-03-19
- 插装式溢流阀流体自激振荡仿真研究
高速液流经过阀口凹腔时会造成剪切层的高频波动，并撞击到后壁产生向上游运动的声波。剪切层波动与反向声波耦合后还会产生更强烈的自持振荡，学术界称为流体自激振荡现象[1]。对于这种现象提出的最经典的理论是1964年，ROSSITER[2]在研究风洞实验时提出了凹腔自激振荡半经验频率公式和理论，如图1所示。图1 Rossiter的波涡耦合理论模型Rossiter认为涡流在这一过程中扮演着重要角色，并将其机理解释为：高速流场经过剪切层分离处时与凹腔内流体产生剪切，形
液压与气动 2019年1期2019-01-14
- 凹腔支板火焰稳定器冷态流场对点火特性影响规律的数值模拟分析
式，这其中就包括凹腔火焰稳定器。人们对凹腔火焰稳定器的研究起步较早，其总压损失相对较小[5-6]，目前多用于超燃冲压发动机的超声速燃烧中[7]，以及驻涡燃烧室中[8-11]，在加力燃烧室中应用较少[12-14]。另一种思路是将涡轮后框架结构与加力燃烧室传统的钝体火焰稳定器进行一体化设计，这也是结合了航空发动机部件设计一体化的发展趋势。美国的VAATE计划提出了一体化后框架加力燃烧室的概念，取消了传统加力燃烧室的火焰稳定器及燃烧组织方案，涉及到了扩压器-混合
燃气涡轮试验与研究 2018年5期2018-11-29
- 带导流片的三维环形驻涡燃烧室的数值分析*
速时科氏力是影响凹腔流体流动的主要因素。孙海俊等[5]对中心钝体TVC的数值计算发现驻涡稳定性好,但燃烧效率不高。对壁面凹腔TVC需要增进驻涡与主流的掺混,以提高燃烧效率[6]。增强掺混可以在凹腔内喷射空气产生反向旋转的涡对,利用与主流接触的涡增进相互作用,但凹腔内的空气速度对火焰稳定性具有强烈的影响。在中速范围内,由于火焰模式的转变,火焰容易被吹熄[1]。Agarwal等[6]把导流片引入壁面凹腔TVC,利用导流片将部分主流引入凹腔的方法来提高TVC的燃
弹箭与制导学报 2018年1期2018-11-13
- 进口参数对带导流片的三维环形TVC性能的影响*
把导流片引入壁面凹腔TVC,并进行了实验及数值模拟分析,结果表明引入的导流片能提高TVC的性能。王志凯等[7]则将导流片引入钝体结构TVC,并研究了导流片结构参数对TVC性能的影响。徐舟等[8-9]对带导流片壁面凹腔TVC进行了结构改进,并研究了结构参数及燃气进气参数的变化对改进的TVC性能的影响。文献[10-11]则对单、双旋流驻涡燃烧室流场结构进行了数值分析。引入导流片的TVC在总压损失系数可接受的范围内,不但会形成理想的双涡对结构、增进主流与凹腔内流
弹箭与制导学报 2018年3期2018-08-27
- 可降低气动热效应的类凹腔外形优化设计
[1-2]。针对凹腔和缝隙内的热流分布情况，国外很早就开展了大量的研究。1956年，Chapman[3]首次对高超声速流中的缝隙热流分布进行了机理分析，并提出了凹腔内平均热流的计算方法。Burggraf[4]采用近似线性方法求解方腔流动控制方程，得到了空腔内部归一化的热流分布计算关系式。Ben-Yakar等[5]对超声速流中的二维凹腔（D=3mm，L/D=3,5,7）流动进行了实验研究，发现当长深比改变时，凹腔附近的激波结构出现了显著变化；对于较大长深比的
航天器环境工程 2018年3期2018-07-09
- 工况变化对涡轮燃烧射流涡流技术方案的影响
叶片底部耦合驻涡凹腔，并于凹腔前后壁面分别设置二次气流射流孔，这种结构即为应用涡轮内增燃技术的射流涡流方案。二次射流的作用是加固燃烧回流区稳定燃烧，及强化凹腔内燃烧产物与主流燃气的掺混[11]。如图1所示，射流涡流方案中，涡轮燃烧室包括驻涡凹腔(TVC)、径向叶片(RV)和径向叶片凹槽(RVC)三个结构，所以涡轮增燃技术的射流涡流方案可简称为TIB-TRC方案。TIB-TRC方案的流体域及其边界条件选择如图2所示。燃烧室主流进口和二次射流进口均为质量进口，
燃气涡轮试验与研究 2018年2期2018-05-18
- PDE点火室内凝胶汽油雾化特性的试验研究
源供气压力、挡风凹腔等因素对凝胶汽油在PDE点火室内雾化品质的影响,为提升PDE工作性能提供参考。1 试验系统及试验方法1.1 试验系统本文采用的凝胶推进剂是以95#汽油为基燃料,以纳米二氧化硅为凝胶剂配制而成的凝胶汽油,凝胶剂的质量分数为4.0%。配制过程中应用超声波振荡、空化技术并结合机械式搅拌的方法,实现汽油与凝胶剂的充分混合。1.2 试验方法为了研究凝胶汽油在脉冲爆轰发动机点火室内雾化后的液滴粒径分布特性,探索提升PDE管内雾化品质的方法,设计了基
弹道学报 2018年1期2018-03-31
- 涡轮转子内动态燃烧模型机理探讨
而生，其应用驻涡凹腔稳焰技术——即利用凹腔前后壁面的二次射流在凹腔内形成回流区，从而达到稳定燃烧的目的。Sekar等[7-10]首次提出将驻涡凹腔(TVC)燃烧技术应用于TIB技术中，并分别对驻涡凹腔燃烧室、带叶片的TIB燃烧室以及带径向凹槽叶片的TIB燃烧室的燃烧性能进行研究分析。结果显示，由于增加了燃油和空气的质量与动量，燃油和空气能够在驻涡凹腔内充分混合；此外，驻涡凹腔内出现了多个燃烧区域，这将有利于凹腔内的空气和燃油的燃烧中间产物向主流通道内的渗透
燃气涡轮试验与研究 2017年6期2018-01-16
- 涡轮内增燃技术
生，其应用了驻涡凹腔稳焰技术——即利用凹腔前后壁面的二次射流在凹腔内形成回流区，从而达到稳定燃烧的目的。但目前针对射流涡流结构的方案，缺乏将其应用于涡轮转子方面的研究。本期《涡轮转子内动态燃烧模型机理探讨》一文，通过建立的原高压涡轮转子模型和应用射流涡流方案的高压涡轮转子模型，利用数值模拟方法，采用尺度适应模拟湍流模型，对高压涡轮转子内应用射流涡轮方案进行了研究。
燃气涡轮试验与研究 2017年6期2017-12-15
- 带并联凹腔的超燃燃烧室数值研究*
0051)带并联凹腔的超燃燃烧室数值研究*高 峰,王旭东,王宏宇,黄桂彬(空军工程大学防空反导学院,西安 710051)采用离散相模型对带并联凹腔结构的煤油超燃燃烧室进行数值模拟,分析了正对并联凹腔和交错并联凹腔对支板直接喷入煤油的燃烧室燃烧性能的影响。结果表明,并联凹腔会使煤油进一步向展向扩展,混合效率得到明显提高;正对并联凹腔能极大提升煤油的穿透深度,拓宽煤油的亚声速燃烧范围,而对燃烧条件下总压损失系数影响不大;交错并联布置的凹腔可进一步增加煤油的混合
弹箭与制导学报 2017年2期2017-11-09
- 超燃燃烧室悬臂斜坡喷注器/凹腔组合结构研究
悬臂斜坡喷注器/凹腔组合结构研究吴达，黄桂彬，陈锋莉，张涵(空军工程大学 防空反导学院，西安 710051)超燃燃烧室中燃料的掺混强化问题备受关注，为了优化悬臂斜坡喷注器/凹腔组合结构在超燃燃烧室中的流场特性，运用数值模拟方法对悬臂斜坡喷注器/凹腔组合结构的冷、热流场进行研究，对比分析有无凹腔结构、悬臂斜坡喷注器/凹腔不同位置组合对流场特性的影响。结果表明：随着组合位置距离的增大，凹腔的稳定燃烧作用变强，但不同的组合位置会带来燃烧室不同的燃料掺混效果和燃烧
航空工程进展 2017年2期2017-06-13
- Influencing factors of strut-based RBCC performance in ramjet mode
损失，燃料支板和凹腔火焰稳定器的共同使用，能有效提升燃烧室内的燃烧组织效果，扩展火焰的传播范围；直连试验验证了通过构型的改进，燃烧室性能得到大幅提高，压力积分推力增大了682 N。当凹腔距离燃料支板较近时，火箭关闭之后，燃料能够实现自持燃烧，比冲性能可提高50%。通过减小主支板宽度，在来流Ma=4时，能够更容易在隔离段中建立预燃激波系，保证亚燃燃烧反应更好地进行，燃烧室内推力提高了418 N。火箭基组合循环；亚燃模态；性能；影响因素date：2015-03
固体火箭技术 2016年1期2016-11-03
- 扰流片对驻涡燃烧室性能影响的研究
当匹配，或者依靠凹腔后壁面得到喷射来形成[7-8]，而不同的燃烧室结构对应的速度比不同，应用起来非常不方便。Agarwal等[9]提出了将导流片与TVC结合的概念，通过将部分主流气体引入凹腔，可方便地形成稳定的双涡结构。但是研究发现，仅存在导流片结构的驻涡燃烧室的燃烧效率较低。为了提高燃烧室的燃烧效率等性能，在前人研究的基础上，在燃烧室内部加入扰流片，通过改变导流片个数和燃烧室进口速度，对其内部燃烧湍流流场进行数值模拟，研究燃烧室的性能。1 几何模型及计算
兵器装备工程学报 2016年8期2016-09-13
- 侧壁激波诱导下凹腔燃烧室冷态流场实验观测*
侧壁激波诱导下凹腔燃烧室冷态流场实验观测*赵延辉，梁剑寒(国防科技大学 航天科学与工程学院， 湖南 长沙410073)摘要：在单凹腔燃烧室中引入侧壁激波，为研究燃烧室内部流动特性，采用纳米粒子平面激光散射技术和粒子图像测速技术对全尺寸玻璃燃烧室模型进行流场观测，获得了冷态流场展向和法向的瞬态灰度图及平均速度场。实验结果表明：在远壁面区域，凹腔内部速度与密度都较低；引入侧壁激波后，近壁面区域凹腔与主流的质量与动量交换增强，速度与密度升高；受到侧壁激波影响，
国防科技大学学报 2016年2期2016-07-26
- 凹腔布置方案对气化煤油超声速燃烧特性的影响*
410073)凹腔布置方案对气化煤油超声速燃烧特性的影响*钟战1,2，王振国1,2，孙明波1,2(1.国防科技大学 航天科学与工程学院， 湖南 长沙410073；2.国防科技大学 高超声速冲压发动机技术重点实验室， 湖南 长沙410073)摘要：针对两种凹腔布置方案，模拟马赫数6.0的来流条件，采用气化RP-3开展了一系列直连式燃烧试验。依据燃烧流场的可见光图像、燃烧室壁面静压分布和推力增益，对比分析了凹腔布置方案对气化煤油超声速燃烧特性的影响。结果表明
国防科技大学学报 2016年2期2016-07-26
- 不同形状底凹结构对火炮弹丸飞行阻力影响研究*
究发现,弹丸底部凹腔产生位于凹腔内的回流流动对底凹结构的减阻效果起决定性作用。研究的三种凹腔形状中,“收缩”形状的底凹结构有最小的气动阻力。底凹弹;凹腔形状;减阻;数值模拟0 引言以减小弹丸气动阻力为手段的火炮增程方法因其不涉及弹丸、发射药装药量的改变而受到普遍重视。在弹丸飞行过程中,火炮弹丸的气动阻力主要由弹丸头部脱体激波产生的波阻、底部流动形成的底阻和弹丸外壁与空气摩擦产生的摩擦阻力三者构成。减小弹丸飞行时的空气阻力,对改善弹丸的弹道性能(包括增大射程
弹箭与制导学报 2016年5期2016-03-02
- 分区异化织构缸孔表面形貌表征
究表明微米尺度的凹腔具有突出的润滑减摩效应［3－6］．因此，分区异化和尺度微纳化是表面织构技术的发展趋势［5］．实现缸孔表面分区异化织构，特别是产业化应用，具有三个前提条件，一是充分的摩擦学基础研究;二是可行的织构加工技术;三是织构形貌的科学表征与快速测量．目前，前两者已基本实现，而对织构形貌表征的研究则相对较少．李敦桥等［7］发现在交叉纹理表面产生规则凹坑后，表面连通性系数明显增大．刘小君等［8］通过设计形态学分离算法，建立了缸套形貌的多尺度特征与表面功
江苏大学学报（自然科学版） 2015年1期2015-07-25
- 当量比对超声速燃烧室性能影响的数值研究
条件下，对带支板凹腔组合结构的煤油超燃燃烧室的内流场进行数值计算，分析了燃烧室下游支板不同当量比对燃烧室燃烧流场的影响，并对燃烧室的性能做了定量分析。研究表明，随下游支板燃料当量比增加，燃烧反压对燃烧室上游影响加重，流动分离区扩大，上游燃料发生亚声速燃烧状态，且亚声速燃烧区域变大。在支板和凹腔共同作用下，凹腔后方形成了亚声速燃烧区和超声速燃烧区，当量比增加时超声速燃烧区减小，亚声速燃烧区扩大，从而有利于燃料的充分混合和燃烧。随当量比增加，燃烧室总压恢复系数
固体火箭技术 2015年4期2015-04-22
- 双凹腔AVC冷态流动特性研究
02400)双凹腔AVC冷态流动特性研究田佳莹1,2,曾卓雄3,徐义华2,薛 锋4,郭译群5,袁 琨6(1 北京动力机械研究所,北京 100074;2 南昌航空大学飞行器工程学院,南昌 330063;3 上海电力学院能源与机械工程学院,上海 200090;4 91467部队,山东胶州 266300;5 海军航空工程学院青岛校区,山东青岛 266041;6 91395部队,北京 102400)为探究第三钝体对双凹腔先进旋涡燃烧室内部冷态流动特性的影响,通过
弹箭与制导学报 2015年6期2015-03-04
- 基于驻涡稳定的无焰燃烧室实验研究
12）本文通过将凹腔驻涡技术和无焰燃烧技术相结合，设计了一种基于凹腔驻涡的燃油无焰燃烧室，并对其进行了实验研究。重点关注了空气温度、空气流量、凹腔当量比和主当量比对无焰燃烧的形成和燃烧室污染物排放特性的影响。在实验基础上总结了航空发动机凹腔驻涡燃烧室形成无焰燃烧的条件，为该种燃烧室的设计提供依据。无焰燃烧；凹腔驻涡；燃烧特性；航空发动机；低排放随着人类环保与健康意识的不断增强，蓬勃发展的民航运输业排放的NOx等高空污染物对于臭氧层的破坏日益引起人们的重视，
燃气轮机技术 2014年3期2014-12-05
- 固体燃料凹腔结构对超声速流动的影响①
的燃烧室结构是由凹腔火焰稳定段、等直段和扩张段组成，第一次实现了PMMA(聚甲基丙烯酸甲酯)推进剂在高温气流中的自点火及在超声速来流条件下没有外部辅助手段的火焰维持，同时给出了火焰稳定的极限条件。在理论研究方面，Jarymowycz等[7]通过数值模拟研究了超声速来流下，凹腔结构燃烧室中固体推进剂HTPB的燃烧特性。Ben-Arosh等[8-9]在不考虑化学反应的情况下，对超声速来流情况下，带突扩台阶结构的燃烧室中固体燃料和来流气体的混合问题进行了研究。通
固体火箭技术 2014年3期2014-03-15
- 台阶和凹腔在固体燃料超燃冲压发动机内自点火性能对比①
对比分析了台阶和凹腔火焰稳定器对SFSCRJ燃烧室自点火性能的影响。1 物理模型凹腔常被用在液体燃料超燃冲压发动机中作为火焰稳定器，如图1(a)所示，其内部形成的低速高温区域，可作为点火源并维持火焰。突扩台阶常用作传统固体燃料亚燃冲压发动机(SFRJ)的火焰稳定器［17］，如图1(b)所示，引入台阶后，靠近壁面形成了回流区、重附区和重发展区3种不同的流动区域，回流区用以稳定火焰，其在SFSCRJ中的应用受到的关注较少，其帮助固体燃料实现自点火方面的研究未见
固体火箭技术 2014年5期2014-01-16
- 驻涡燃烧室驻涡区涡系特点数值模拟
区和主燃区。利用凹腔形成旋流，驻涡区主要起到火焰稳定和小功率燃烧的作用，主流主要起到大状态时的燃烧作用。驻涡区内的燃料和空气以一定方式单独供入凹腔内，在较宽范围的主流进气状况下建立稳定的回流区。国内外对驻涡燃烧室开展了大量研究，结果表明:驻涡燃烧室具有结构简单、贫富油极限宽、高空再点火性能优越、可在更宽广的油气范围内保持高燃烧效率等优点[4]。驻涡区的特性对燃烧室性能有重要影响，特别是驻涡区涡系特点。驻涡区内主要存在2个涡，分别为主涡和副涡。对驻涡区的流场
航空发动机 2013年1期2013-09-28
- 乙烯超燃燃烧室支板/凹腔结构组合的数值研究①
烧室研究的难点。凹腔作为超声速燃烧中简单有效的稳焰结构，已被越来越多的研究人员所重视。交错尾部支板结构能产生流向涡和展向涡，可有效增强燃料与空气的混合［4－6］。凹腔和支板在超燃燃烧室的流动中都有着举足轻重的作用，对于同时存在支板和凹腔的超燃燃烧室流场中，涉及复杂的激波/膨胀波相互作用、激波点火作用、化学反应剪切层、大尺度分离流和旋涡流动、超声速气流的压力传播和燃烧的火焰传播之间的相互作用等多种相互耦合的复杂现象，蕴含其中的许多问题还未被人们所认知。目前，
固体火箭技术 2012年5期2012-09-26
- 涡轮间燃烧室贫油熄火特性的试验研究
赫数、主流温度、凹腔深宽比和凹腔后体高度变化对其贫油熄火性能的影响。试验结果表明：贫油熄火余气系数随主流马赫数的增大而减小，随主流温度的升高而增大,但主流温度的变化不如主流马赫数变化对贫油熄火性能的影响大；后体进气量的增加对提高贫油熄火性能有利；凹腔深宽比和凹腔后体高度的变化对贫油熄火性能有一定影响；深宽比为0.8、后体高度为30 mm且在后体开槽的试验件的贫油熄火性能最好。涡轮间燃烧室；驻涡燃烧室；凹腔；贫油熄火；试验研究；涡轴发动机0 引言在航空发动机
航空发动机 2012年5期2012-07-05
- 凹腔支板尾缘涡脱落频率试验研究
100084）凹腔支板尾缘涡脱落频率试验研究吴 迪1，金 捷1，季鹤鸣2，徐胜金3（1.北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京 100191；2.中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015；3.清华大学航天航空学院，北京 100084）为研究不同结构尺寸的凹腔对支板尾缘涡脱落频率特性的影响，设计了用于一体化加力燃烧室的带凹腔支板部件，并对其进行了风洞冷态试验。对所测得的速度数据进行频谱分析，并与标准支板的相关数据进行对比。结果表明：开凹腔设计改变
航空发动机 2011年4期2011-06-06
- 凹腔火焰稳定器内气流流动的实验研究
M)首次成功地把凹腔作为超声速燃烧火焰稳定器[1]。目前,凹腔被作为集燃料喷射、混合及火焰稳定为一体的火焰稳定器是其中最具潜力的一种。Maureen B.Tracy和E.B.Plentovich等研究了亚音速和跨音速时不同尺寸的凹腔流场特征[2]。Stallings和Wilcox[3]把凹腔流动分为开放、闭合和过渡型三种类型。对于超声速气流,L/D＜10为开放型凹腔,L/D＞13为闭合型凹腔,L/D=10～13为过渡型凹腔,本文也采用这种分类方法。国内针对
华北电力大学学报(自然科学版) 2010年1期2010-10-08