期刊文献+
共找到29篇文章
< 1 2 >
每页显示 20 50 100
马赫数10条件下冲压发动机内氢气燃烧特性试验
1
作者 卢洪波 林键 +8 位作者 金熠 陈星 纪锋 吴衡毅 刘春风 王瑞庭 朱浩 杨甫江 韦宝禧 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第4期27-36,I0001,共11页
针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型。采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的... 针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型。采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的试验手段,在自由活塞驱动激波风洞的名义Ma=10流场中,对凹腔上游横向氢气射流的燃烧特性进行了研究,并讨论了模拟流场的重复性,给出了氢气燃烧演化特征、火焰稳定结构及释热特性。不同车次的总压等流场参数表明试验流场具有较高的重复性,可保障氢气燃烧特性的可复现性。通过观察试验过程中OH*基动态发光特征发现,在高焓激波风洞发动机试验中采用燃料提前喷注的方法使发动机流道在空气主流到来之前充盈大量的氢气,进而在主流到达发动机内的瞬间形成所谓“激波管流动-燃烧”效应,使来流空气与氢气接触面发生自点火与剧烈燃烧,产生显著不同于发动机正常工作情况下的点火与燃烧机制,但随着主流趋于平稳,“激波管流动-燃烧”效应消失,在高总温气流的自点火效应与凹腔后缘的X型激波耦合作用下,火焰稳定在凹腔上游近壁面区的氢气射流尾迹区和凹腔后缘附近的全流场中。通过分析壁面压力分布特征发现,凹腔后缘的X型激波实现了燃烧的强化与火焰的稳定,并获得了最显著的释热压升。这些结果表明高马赫数冲压发动机可利用凹腔后缘X型激波强化燃烧和稳定火焰。 展开更多
关键词 高马赫数 超燃冲压发动机 高焓激波风洞 化学发光光谱诊断 凹腔稳焰
下载PDF
超燃冲压发动机再生冷却结构的强化换热优化研究 被引量:13
2
作者 鲍文 周伟星 +1 位作者 周有新 于达仁 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期246-251,310,共7页
超燃冲压发动机采用燃油冷却壁面的主动再生冷却方式,如何提高冷却效率、减少冷却用的燃油消耗量是当前面临的一大问题。类比于压力容器的等强度设计原则,提出了主动热防护的等壁温设计原则,对发动机主动再生冷却结构进行局部强化换热... 超燃冲压发动机采用燃油冷却壁面的主动再生冷却方式,如何提高冷却效率、减少冷却用的燃油消耗量是当前面临的一大问题。类比于压力容器的等强度设计原则,提出了主动热防护的等壁温设计原则,对发动机主动再生冷却结构进行局部强化换热优化设计,通过优化冷却通道高度及人工粗糙度高度沿着通道壁面的变化规律,提高燃油的冷却性能。从算例得到,在超燃冲压发动机不同喷油量和不同燃油当量比情况下,为了达到壁面最高温度不超限,经过优化的强化换热壁面能够比非强化换热壁面少用冷却燃油30%以上,这对超燃冲压发动机主动热防护十分有利。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 主动再生冷却 强化换热 人工粗糙度
下载PDF
固体燃气涡轮火箭发动机掺混燃烧实验方法 被引量:3
3
作者 李江 王伟 +3 位作者 刘洋 刘诗昌 杨昀 杨飒 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第2期170-174,共5页
为研究固体燃气涡轮火箭发动机(SP-ATR)补燃室掺混燃烧规律,建立了一种采用多喉道喷管进行落压模拟的补燃室掺混燃烧实验方法,并利用该方法开展了典型工况下的地面直连实验研究,获取了流道内压强、温度分布、发动机推力等参数。结果表明... 为研究固体燃气涡轮火箭发动机(SP-ATR)补燃室掺混燃烧规律,建立了一种采用多喉道喷管进行落压模拟的补燃室掺混燃烧实验方法,并利用该方法开展了典型工况下的地面直连实验研究,获取了流道内压强、温度分布、发动机推力等参数。结果表明,文中建立的补燃室掺混燃烧实验方法切实可行;两级喉道喷管可较好实现落压模拟功能;典型工况下补燃室燃烧效率、发动机性能较好;圆孔型掺混器流通面积较为合适,但对补燃室中段温度分布改善有限,为获得较优的发动机性能,还需进一步就掺混燃烧组织方式开展优化研究。 展开更多
关键词 实验方法 掺混燃烧 固体燃气涡轮火箭发动机 多喉道喷管 掺混器
下载PDF
火箭发动机燃烧室压力测试中引压管设计 被引量:2
4
作者 董洪强 袁杰红 周杰 《中国测试》 CAS 2010年第4期13-17,共5页
利用管道固有频率计算的基本原理,较为深入地研究了压力测试中引压管固有频率与管内充质、结构之间的关系;根据传热学基本原理,对引压管进行了传热类型分析,并利用有限元方法,分析了管内充质为水时引压管的热传导特性。所得结论为小推... 利用管道固有频率计算的基本原理,较为深入地研究了压力测试中引压管固有频率与管内充质、结构之间的关系;根据传热学基本原理,对引压管进行了传热类型分析,并利用有限元方法,分析了管内充质为水时引压管的热传导特性。所得结论为小推力液体火箭发动机燃烧室压力测试中的引压管设计提供了参考依据。 展开更多
关键词 测试 小推力 火箭发动机 引压管 特性 研究
下载PDF
高雷诺数超声速混合层标量输运与扩散特性研究进展 被引量:1
5
作者 沈赤兵 石少平 冯军红 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期164-173,共10页
围绕超声速混合层标量混合在组合循环发动机中的应用,综述了超声速混合层以及超声速混合层标量混合过程的国内外研究进展,并针对高雷诺数超声速混合层标量输运与扩散特性研究中存在的不足提出解决办法,指出该领域值得深入开展的研究方向。
关键词 组合循环发动机 超声速混合层 标量混合 雷诺数 强化混合
下载PDF
国外大推力氢氧推力室制造技术现状与趋势 被引量:8
6
作者 丁兆波 李怡 《航天制造技术》 2012年第2期1-4,41,共5页
大推力氢氧发动机是未来载人登月和深空探测重型运载火箭上面级的首选动力。为探索大推力氢氧发动机推力室组件的材料选用和制造工艺,针对国外典型大推力氢氧推力室,详细论述了其喷注器、燃烧室和喷管延伸段等组合件的材料选用及所采取... 大推力氢氧发动机是未来载人登月和深空探测重型运载火箭上面级的首选动力。为探索大推力氢氧发动机推力室组件的材料选用和制造工艺,针对国外典型大推力氢氧推力室,详细论述了其喷注器、燃烧室和喷管延伸段等组合件的材料选用及所采取制造工艺的现状和发展趋势。相关结论可为我国未来重型运载火箭大推力氢氧发动机推力室方案的确定提供相应的技术参考。 展开更多
关键词 氢氧发动机 推力室 材料选用 制造工艺
下载PDF
固体燃料空气涡轮火箭发动机工作模式
7
作者 刘诗昌 何国强 +3 位作者 刘洋 李江 杨飒 王伟 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第1期17-21,共5页
根据SP-ATR目前存在的燃气难以兼顾清洁和富燃的问题,文章提出将原本由1股燃气单独承担驱动涡轮和补燃功能的工作模式分解为由2股燃气分别担负驱涡和补燃功能的工作模式。通过对比分析该工作模式的SP-ATR和固冲发动机、涡喷发动机工作特... 根据SP-ATR目前存在的燃气难以兼顾清洁和富燃的问题,文章提出将原本由1股燃气单独承担驱动涡轮和补燃功能的工作模式分解为由2股燃气分别担负驱涡和补燃功能的工作模式。通过对比分析该工作模式的SP-ATR和固冲发动机、涡喷发动机工作特点,提出了适合该形式SP-ATR的性能计算模型,得到其飞行包线,发现该SP-ATR工作包线宽广,可完全包含涡喷和固冲发动机的工作包线。在此基础上,计算得到了SP-ATR在不同空域和速度条件下的飞行性能及变化规律:(1)随飞行高度和速度的增加,其比冲、比推力增加,但性能随外弹道变化幅度较小,整个工作范围性能稳定;(2)在近地面和低空SP-ATR均可实现低空亚音速盘旋和5 km高度以上的超音速飞行,且在比冲高于6 700 N.s/kg,同时保持比推力大于1 100 N.s/kg;(3)高空SP-ATR工作高度速度范围宽,比冲性能与冲压发动机相当,比推力为冲压发动机的2倍,相同飞行速度条件下飞行高度增加比冲增加、比推力增加,具有在更高高度巡航潜力,高空性能优势明显。 展开更多
关键词 固体燃料空气涡轮火箭发动机(SP—ATR) 工作模式 比冲 比推力
下载PDF
超燃冲压发动机布雷顿集成系统研究
8
作者 王诺飞 高峰 罗靖伦 《中文科技期刊数据库(全文版)工程技术》 2023年第4期8-14,共7页
为同时解决高超声速飞行器发动机壁面冷却和供电不足的问题,提出以液态金属为壁面冷却液的闭式回热式发动机布雷顿循环集成系统(SE-CRBC),以当今最为看好的氦气(He)和超临界二氧化碳(SCO2)为循环工质,重点对两工质系统的循环特性进行对... 为同时解决高超声速飞行器发动机壁面冷却和供电不足的问题,提出以液态金属为壁面冷却液的闭式回热式发动机布雷顿循环集成系统(SE-CRBC),以当今最为看好的氦气(He)和超临界二氧化碳(SCO2)为循环工质,重点对两工质系统的循环特性进行对比分析,并考虑液态金属流速和燃料热沉的限制,从实际应用角度获得系统的最优工况。分析结果表明,当燃烧室内壁温度控制在1200K以下,液态金属流速和燃料热沉分别不超过10m·s-1和0.5MJ·kg-1时,He和SCO2系统在各自最优工况下的发电功率分别为222.97KW,253.58KW,系统热效率分别为42.26%,40.00%,壁面温度降幅分别可达162.14℃,212.93℃,基本满足了大功率功耗和燃烧室壁面冷却的应用需求。总体上He循环的效率更高,而SCO2系统冷却发电能力更强,各具优势。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 布雷顿循环 MATLAB仿真 发动机冷却 机载供电
下载PDF
冲压发动机力学环境特点分析
9
作者 高庆 李会娜 +2 位作者 朱辰 蔡毅鹏 赵永辉 《强度与环境》 2017年第2期18-24,共7页
利用某冲压发动机直连试车试验力学环境测量结果,分析总结了冲压发动机的噪声、振动以及冲击等环境特点和规律,并与常规固体发动机进行了对比,最后与飞行振动环境进行了天地相关性分析,印证了DEF STAN 00-35标准中"强烈建议必须根... 利用某冲压发动机直连试车试验力学环境测量结果,分析总结了冲压发动机的噪声、振动以及冲击等环境特点和规律,并与常规固体发动机进行了对比,最后与飞行振动环境进行了天地相关性分析,印证了DEF STAN 00-35标准中"强烈建议必须根据飞行测量结果确定冲压导弹的振动试验条件"的结论,可为冲压飞行器的力学环境设计提供参考。 展开更多
关键词 冲压发动机 直连试车 力学环境 天地相关性
下载PDF
流体障碍物对爆震燃烧起爆性能影响的实验研究 被引量:3
10
作者 王永佳 范玮 +3 位作者 李舒欣 张扬 何建男 张启斌 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期646-652,共7页
为研究流体障碍物对于缓燃火焰向爆震波转变特性的影响,用乙烯和40%的富氧空气作为燃料和氧化剂,在6mm方形爆震管中进行了爆震燃烧实验。将带流体障碍物的爆震管与常规光滑爆震管起爆性能进行了对比,并首次提出了用热态流体障碍物加速... 为研究流体障碍物对于缓燃火焰向爆震波转变特性的影响,用乙烯和40%的富氧空气作为燃料和氧化剂,在6mm方形爆震管中进行了爆震燃烧实验。将带流体障碍物的爆震管与常规光滑爆震管起爆性能进行了对比,并首次提出了用热态流体障碍物加速起爆的方法。实验结果表明,在恰当的喷射孔径下,流体障碍物能够有效地加速爆震波的起始。对于6mm方形爆震管,通入1mm直径的冷态和热态流体障碍物均能够明显地加速起爆,分别使起爆距离缩短24%和15%;2mm热态流体障碍物没有明显的加速起爆作用,而2mm冷态流体障碍物甚至阻碍了火焰的传播。在相同的射流尺寸下,相比于传统的冷态流体障碍物,热态流体障碍物有更好的爆震加速起始增益效果。 展开更多
关键词 冷态流体障碍物 热态流体障碍物 起爆距离 喷射孔径
下载PDF
RBCC推进系统主火箭发动机气氧/煤油推力室研究 被引量:6
11
作者 刘永兴 王魁 曹再勇 《火箭推进》 CAS 2009年第6期23-26,共4页
为满足RBCC推进系统主火箭发动机对气氧/煤油推力室的要求,对其进行了高燃烧室压力和温度、大范围变工况工作研究。气氧/煤油推力室喷注器采用中心区气液双组元内混式喷嘴和边区直流喷嘴结合结构,身部采用夹层冷却结构。通过对推力室气... 为满足RBCC推进系统主火箭发动机对气氧/煤油推力室的要求,对其进行了高燃烧室压力和温度、大范围变工况工作研究。气氧/煤油推力室喷注器采用中心区气液双组元内混式喷嘴和边区直流喷嘴结合结构,身部采用夹层冷却结构。通过对推力室气氧/煤油推进剂的点火及雾化混合技术、推力室喷注器及身部冷却设计技术、推力室的点火启动、稳态工作等关键技术的研究表明,推力室在室压3MPa、5MPa工况下可稳定燃烧。额定推力650N的气氧/煤油推力室方案可靠、点火工作正常,可以满足大范围变工况稳定工作要求。 展开更多
关键词 RBCC 火箭发动机 气氧/煤油 推力室
下载PDF
数值模拟气/气喷嘴速度比对燃烧性能的影响 被引量:2
12
作者 袁磊 沈赤兵 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第5期66-69,共4页
为研究应用于全流量补燃循环发动机的不同气/气喷嘴得到的燃烧流场,通过求解NavierStokes方程组,对不同燃料与氧化剂速度比下的流动燃烧过程进行了数值计算,计算结果与实验结果吻合。仿真结果表明:增加速度比能使燃烧火焰面提前,燃烧效... 为研究应用于全流量补燃循环发动机的不同气/气喷嘴得到的燃烧流场,通过求解NavierStokes方程组,对不同燃料与氧化剂速度比下的流动燃烧过程进行了数值计算,计算结果与实验结果吻合。仿真结果表明:增加速度比能使燃烧火焰面提前,燃烧效率变大。如果发动机的长度受到限制,可以适当增加速度比以实现高效燃烧。 展开更多
关键词 速度比 气/气喷嘴 燃烧流场 数值模拟
下载PDF
燃油初温对两相爆震性能影响的实验研究 被引量:1
13
作者 王永佳 严宇 +3 位作者 张扬 范玮 张启斌 焦中天 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第4期892-897,共6页
为研究燃油初温对两相爆震性能的影响,在24mm内径爆震管中,以30~200℃的不同初温煤油为燃料,氧气为氧化剂,成功进行了10Hz的两相爆震实验。实验发现,随着燃油初温的升高,火焰锋面的稳态传播速度逐渐增大,爆震燃烧的稳定性逐渐提升,两相... 为研究燃油初温对两相爆震性能的影响,在24mm内径爆震管中,以30~200℃的不同初温煤油为燃料,氧气为氧化剂,成功进行了10Hz的两相爆震实验。实验发现,随着燃油初温的升高,火焰锋面的稳态传播速度逐渐增大,爆震燃烧的稳定性逐渐提升,两相爆震峰值压力增大,起爆距离缩短。此外对不同燃油初温下的爆震燃烧尾焰观测表明,油温升高后,非稳态排气总压增大,发动机可获取的推力增大。 展开更多
关键词 燃油初温 波速 起爆距离 马赫盘 排气总压
下载PDF
液氢-液氧火箭发动机的推力测量 被引量:10
14
作者 谢显奇 《导弹与航天运载技术》 1997年第2期59-62,共4页
论述了氢氧发动机与常温推进剂发动机推力测量的不同点:环境影响,低温管路影响,发动机收缩影响及低温调试。针对低温对推力测量带来的影响,提出了解决问题的技术措施。
关键词 火箭发动机 推进剂 液氢-液氧 推力测量
下载PDF
冷气推力器泄漏机理分析及改进
15
作者 高永 宋飞 +3 位作者 武葱茏 胡越欣 林倩 陈芳浩 《真空科学与技术学报》 CAS CSCD 北大核心 2021年第12期1208-1212,共5页
针对某冷气推力器在总装测试时出现的泄漏故障,采用压力真空法开展了推力器漏率复测,结果表明该推力器内漏率超标。产品分解后对推力器零组件的损伤及多余物等情况进行检查,发现推力器阀门非金属(聚四氟乙烯)密封面的环形密封接触凹痕... 针对某冷气推力器在总装测试时出现的泄漏故障,采用压力真空法开展了推力器漏率复测,结果表明该推力器内漏率超标。产品分解后对推力器零组件的损伤及多余物等情况进行检查,发现推力器阀门非金属(聚四氟乙烯)密封面的环形密封接触凹痕内部存在一道贯穿性伤痕;经扫描电镜测量,伤痕造成的微小通道长度约220μm,直径约13.7μm。采用分子流漏率计算公式对该通道造成的泄漏率进行计算,结果显示非金属密封面贯穿性伤痕通道产生的漏率值为5.1×10^(-5)Pa·m^(3)/s,与压力真空法测得漏率值相符合。在此基础上,总结出多余物填堵密封面、密封面伤痕和阀芯偏斜等三种典型的阀门内漏故障模式,比较分析了不同故障模式下密封面的形态特征,提出了相应的检测改进措施。 展开更多
关键词 冷气推力器 形貌分析 泄漏 分子流
下载PDF
卫星气体工质剩余量高精度显式计算方法
16
作者 高永 宇文雷 +3 位作者 丁凤林 李玉峰 黎明 方忠坚 《航天器环境工程》 北大核心 2021年第4期389-394,共6页
为获取卫星气体工质在高压下的剩余量,研究气体密度的不同算法,结果显示:基于理想气体状态方程的密度计算在高压下存在误差;Redliche-Kwong(RK)方程对氮气密度的计算与NIST数据库查询结果最为接近。为在判读卫星实时遥测数据期间快速获... 为获取卫星气体工质在高压下的剩余量,研究气体密度的不同算法,结果显示:基于理想气体状态方程的密度计算在高压下存在误差;Redliche-Kwong(RK)方程对氮气密度的计算与NIST数据库查询结果最为接近。为在判读卫星实时遥测数据期间快速获取气体工质剩余量,基于数学拟合公式提出一种气体工质剩余量的显式计算方法,并采用气瓶容积随压力变化的线性模型对气瓶膨胀的影响进行修正。地面试验结果表明,该显式计算方法与实际测试结果符合良好,气瓶随压力的膨胀量呈线性变化,气瓶容积修正能够有效减小计算结果的误差。该方法针对某卫星冷气推进系统的计算结果显示,计算剩余量的不确定度为180 g,相对不确定度为0.62%。 展开更多
关键词 冷气推进系统 剩余量 气体状态方程 显式计算方法
下载PDF
超声速来流中燃料喷注与凹腔相互作用流场分析
17
作者 段君德 梁剑寒 +1 位作者 赵延辉 高天运 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第10期2351-2356,共6页
利用基于纳米粒子的PIV (Particle image velocimetry)速度测量系统研究超声速流场中不同喷注Ma的横向喷注与开式凹腔内气体相互作用的流场,主要研究了相同喷注总压下横向喷注穿透的影响因素,分析了喷注动压比影响凹腔内气体和喷注相互... 利用基于纳米粒子的PIV (Particle image velocimetry)速度测量系统研究超声速流场中不同喷注Ma的横向喷注与开式凹腔内气体相互作用的流场,主要研究了相同喷注总压下横向喷注穿透的影响因素,分析了喷注动压比影响凹腔内气体和喷注相互作用的表现形式。通过研究发现,喷注动压比为6~8工况下由于凹腔内气体出现大范围回流使得凹腔前缘局部空间出现回流区,影响凹腔上部局部空间剪切层的形成,有效降低喷注与凹腔内气体之间流体的速度,增强了喷注CVP (Counter-rotating vortex pair)对凹腔内气体的卷吸效果;超声速喷注与凹腔混合研究中,喷注出口欠膨胀程度是必要的考虑因素;相同喷注总压条件下,低Ma数更有有利于喷注展向扩展及穿透,以及和凹腔内气体的混合。 展开更多
关键词 超声速流场 凹腔 超声速喷注 回流区 穿透
下载PDF
空气加热器声学振荡特性的数值计算
18
作者 袁磊 沈赤兵 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第11期1365-1370,共6页
为研究空气加热器的声学振荡特性并为其设计和后续的试验方案提供借鉴,对空气加热器不同喷嘴位置处的喷雾火焰形成的声学振荡进行了数值仿真,重点研究了多个离散点处的不稳定特征以及燃烧室内的流场演化过程。仿真结果捕捉到了燃烧不稳... 为研究空气加热器的声学振荡特性并为其设计和后续的试验方案提供借鉴,对空气加热器不同喷嘴位置处的喷雾火焰形成的声学振荡进行了数值仿真,重点研究了多个离散点处的不稳定特征以及燃烧室内的流场演化过程。仿真结果捕捉到了燃烧不稳定的典型特征,如起振、线性增长、稳定极限环;非稳态流场直观地展示出喷注面板中心位置处的喷嘴形成的喷雾火焰容易形成二阶横向声学振荡,并且这种振荡形式具有从喷注面板向喷管入口传播的行波特征;离面板中心53.6 mm的喷嘴形成的喷雾火焰容易形成一阶横向声学振荡,这种振荡形式没有明显的行波特征。 展开更多
关键词 燃烧不稳定 横向声学振荡 数值仿真 空气加热器
下载PDF
氧化剂喷注面积对连续旋转爆轰波传播特性影响的实验研究 被引量:8
19
作者 魏万里 翁春生 +2 位作者 武郁文 郑权 李宝星 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第12期2345-2353,共9页
为了研究氧化剂喷注面积对连续旋转爆轰波传播特性的影响,以H2为燃料、空气为氧化剂,在喷孔-环缝式连续旋转爆轰发动机上开展了一系列试验研究。基于燃烧室内高频压力信号和氧化剂集气腔内的压力信号,分析了氧化剂喷注面积对连续旋转爆... 为了研究氧化剂喷注面积对连续旋转爆轰波传播特性的影响,以H2为燃料、空气为氧化剂,在喷孔-环缝式连续旋转爆轰发动机上开展了一系列试验研究。基于燃烧室内高频压力信号和氧化剂集气腔内的压力信号,分析了氧化剂喷注面积对连续旋转爆轰波传播过程、速度亏损和稳定性以及爆轰波波头高度的影响。试验结果表明:当推进剂质量流量不变时,增大氧化剂喷注面积,爆轰波传播速度亏损增大,爆轰波稳定性变差,同时爆轰波波头高度减小;在氧化剂喷注面积为217. 1 mm2、当量比为0. 9时,爆轰波平均速度达到1 800 m/s,为理论Chapman-Jouguet速度的93%,同时爆轰波表现最为稳定;当氧化剂喷注面积不变时,随着当量比的增大,爆轰波传播的稳定性先升高、后降低。 展开更多
关键词 连续旋转爆轰发动机 爆轰波 氧化剂喷注面积 传播特性 速度亏损
下载PDF
基于动态火焰增厚模型气氧/气甲烷剪切火焰燃烧不稳定性的LES研究 被引量:1
20
作者 袁梦铖 王平 +2 位作者 俞南嘉 张洋 程康 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第12期215-223,共9页
为提升对液体火箭发动机中流动诱导燃烧不稳定机制的理解,使用动态火焰增厚模型(DTF)对气氧/气甲烷同轴剪切喷射燃烧试验进行了大涡模拟(LES),考虑了在相同氧燃混合比下的两种燃氧速度比工况,模拟的OH分布与PLIF试验结果吻合良好。燃氧... 为提升对液体火箭发动机中流动诱导燃烧不稳定机制的理解,使用动态火焰增厚模型(DTF)对气氧/气甲烷同轴剪切喷射燃烧试验进行了大涡模拟(LES),考虑了在相同氧燃混合比下的两种燃氧速度比工况,模拟的OH分布与PLIF试验结果吻合良好。燃氧速度比为0.5时,沿流向方向火焰从层流向湍流转变,同时剪切层厚度与褶皱程度均有明显增大。速度比为1.5时,火焰伴随着周期性熄灭和重燃而变得不稳定,通过联合OH与速度分布序列进行本征正交分解(POD),获得了对熄火起主导作用的大尺度相干结构,进一步将重构流场与火焰动态演化联系起来,揭示了流动因素对火焰不稳定性的影响过程。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 DTF燃烧模型 大涡模拟 燃烧不稳定性 POD分解
下载PDF
上一页 1 2 下一页 到第
使用帮助 返回顶部