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题名液体亚燃燃烧室点火装置工作特性数值研究
被引量：1
- 1
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作者
陈博
林木
吴宝元
刘志让
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机构
西安航天动力研究所
中国航天科技集团公司
航天推进技术研究院
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出处
《火箭推进》
CAS
2013年第6期6-11,共6页
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基金
国家863项目(2010AA702307)
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文摘
基于气体动力学和计算流体力学的相关理论,采用CFD-ACE+流场计算软件,对液体亚燃燃烧室点火装置单独工作时的稳态流场进行了数值模拟。在试验验证的基础上分析了点火器室压、点火导管内径和导管的结构形式对火焰点火性能的影响。结果表明:当点火器室温和燃气流量恒定时,若保持管道的扩张比不变,选用较低室压的点火器更利于点火;在一定范围内增大导管内径可以提高火焰的点火性能;燃气在直管内的流动损失较小,出口射流的速度较高,穿透深度较大,带弯头的点火导管出口火焰特征类似,有无弯头对火焰的影响很大,而角度差异产生的影响很小。
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关键词
液体亚燃燃烧室
点火装置
火焰点火性能
稳态流场
数值模拟
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Keywords
liquid ramjet combustor
igniter
flame ignition performance
steady-state flow field
numerical simulation
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分类号
V434-34
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名高温引气对亚燃冲压燃烧室性能影响的研究
被引量：5
- 2
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作者
王亚妹
方祥军
顾洪斌
林鹏
王霄
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机构
北京航空航天大学能源与动力工程学院
中国科学院力学研究所高温气体动力学重点实验室
中国航空工业集团沈阳飞机设计研究所
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2017年第12期2778-2787,共10页
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文摘
将高温引气加热煤油的方法、凹腔火焰稳定器和支板喷注器结构应用于亚燃冲压发动机燃烧室中,以提高煤油的点火能力和火焰稳定性。采用有限体积方法求解雷诺平均N-S方程及组分方程,对无引气和有引气时燃烧室内的流场结构进行了数值研究,对比研究了引气温度对燃烧及发动机性能的影响。研究发现,引气温度越高,燃料喷注对流场和温度场的影响越小,燃料分布越均匀;与无引气相比,引入高温气体虽然使总压恢复系数有所降低,但是混合效率、燃烧效率和燃烧室比冲都有提高;特别是有引气(煤油温度T=500K)时,在喷注点后X=480mm处混合效率提高了7.03%并混合完全,在燃烧室出口总压恢复系数降低了5.34%,燃烧效率和比冲分别提高了17.51%和20.29%。引入高温气体加热液态煤油省略了煤油的雾化和汽化过程,增强了燃料与空气掺混,改善了燃烧稳定性,有利于提高燃烧室整体性能。
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关键词
亚燃冲压燃烧室
凹腔/支板结构
高温引气
混合效率
燃烧效率
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Keywords
Ramjet combustor
Cavity/strut structure
Hot air
Mixing efficiency
Combustion efficiency
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分类号
V235.2
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名亚燃冲压模型燃烧室高空负压试验
被引量：2
- 3
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作者
邓远灏
钟华贵
徐华胜
钟世林
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
中国燃气涡轮研究院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2012年第1期69-72,共4页
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文摘
为了验证亚燃冲压燃烧室在高空负压条件下稳定工作的能力,设计了带蒸发式值班火焰稳定器与直射式喷油装置的亚燃冲压模型燃烧室,对该模型燃烧室进行了冷态流阻试验、贫油熄火边界试验以及不同截面燃烧效率试验研究。研究结果表明,试验件的冷态流阻系数略大于1,冷态总压恢复系数0.98以上;蒸发式火焰稳定器贫油熄火边界较宽;两截面燃烧效率最低相差6%,最高相差19%,在高空负压条件下,增加燃烧段长度能显著提高燃烧效率。
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关键词
亚燃冲压燃烧室
冷态流阻系数
冷态总压恢复系数
贫油熄火边界
燃烧效率
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Keywords
Ramjet combustor
Coefficient of cold flow resistance
Coefficient of cold total pressure recovery
Lean blowout
Combustion efficiency
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分类号
V231.2
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名基于气动斜坡的超燃冲压发动机双燃烧室方案研究
被引量：3
- 4
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作者
宋冈霖
陈华强
韦宝禧
徐旭
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机构
中国西昌卫星发射中心
北京航空航天大学宇航学院
北京动力机械研究所
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出处
《航空发动机》
2017年第2期41-47,共7页
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基金
国家重大基础研究项目资助
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文摘
为提高超燃冲压发动机工作稳定性,提出了基于气动斜坡的超声速燃烧冲压发动机双燃烧室方案,该方案属于高超声速飞行器动力装置新方案。超燃主燃烧室采用基于气动斜坡的燃料喷注方式,并以小型燃气发生器作为亚燃燃烧室布置于气动斜坡喷嘴下游。超声速来流空气经进气道分流,96%左右进入超燃主燃烧室,4%左右经燃料电池驱动的离心式压气机增压后进入亚燃燃烧室。亚燃燃烧室在富油工况下工作,其出口布置在超燃主燃烧室气动斜坡喷注模块的下游(距气动斜坡第1排喷孔10倍喷孔直径处),此模块在主燃烧室中高效、低损失地形成流向涡。亚燃燃烧室喷流位于流向涡之后,起到点火、增强掺混和稳定火焰的作用。在直连式试验台上进行了该方案燃烧室部分的燃烧试验,结果表明:该方案成功实现了碳氢燃料大当量比范围内的稳定燃烧,以燃料比冲为评判标准,初步证明了该方案的可行性。
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关键词
超声速燃烧
双燃烧室冲压发动机
气动斜坡喷注器
亚燃燃烧室
燃料比冲
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Keywords
supersonic combustion
dual combustor ramjet
aero-ramp injector
ramjet combustor
fuel impulse
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分类号
V235.213
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名轴对称凹腔燃烧室点火影响因素的试验研究
- 5
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作者
席文雄
李庆
潘余
谭建国
王振国
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机构
国防科学技术大学航天与材料工程学院
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出处
《弹箭与制导学报》
CSCD
北大核心
2009年第5期162-165,共4页
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文摘
对采用凹腔作为火焰稳定器的亚燃燃烧室进行了点火试验研究。通过考察不同的凹腔结构及其组合方式、煤油喷注方式,分析了凹腔大小、火焰的轴向、周向传播对点火性能的影响。结果表明,点火瞬间的凹腔有效储能大小来源于轴向容积比率;凹腔内的轴向火焰传播是火焰发展的主要机制;在凹腔前方壁面以使喷油能使凹腔内维持合适的燃油浓度分布,是可靠点火的前提。
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关键词
凹腔
火焰稳定器
点火
亚燃燃烧室
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Keywords
cavity
flameholder
ignition
ramjet eombustor
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分类号
V235.213
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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