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组件组合方式对两相PDE总压损失和峰值压力影响 被引量：1
1
作者 刘鸿 王家骅 +3 位作者 王政伟 宫继双 唐豪 张靖周 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第1期99-104,110,共7页
为了提高脉冲爆震发动机(PDE)的综合性能,在冷态条件下研究了螺旋钝体组件和扰流片钝体组件的总压损失,同时研究了它们在不同工作频率下的爆震波压力,将两者结合起来进行比较,确定相应组件的损失是有效总压损失还是无效总压损失。研究表... 为了提高脉冲爆震发动机(PDE)的综合性能,在冷态条件下研究了螺旋钝体组件和扰流片钝体组件的总压损失,同时研究了它们在不同工作频率下的爆震波压力,将两者结合起来进行比较,确定相应组件的损失是有效总压损失还是无效总压损失。研究表明:激波反射器能反射、会聚强激波,增加爆震波峰值压力,因此它的总压损失大部分为有效损失;对于两相混气,平面火焰发生器和中心锥的总压损失基本为无效损失;总体上讲,螺旋钝体组件优于扰流片钝体组件。 展开更多
关键词 脉冲爆震发动机 有效总压损失 无效总压损失 峰值压力
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支板/凹腔超声速燃烧室总压损失特性研究 被引量：3
2
作者 赵永胜 林宇震 +1 位作者 王建臣 刘伟 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期339-345,共7页
为了研究支板/凹腔超声速燃烧室总压损失特性,基于实验测得的壁压,结合一维分析方法,得到了支板/凹腔超声速燃烧室冷态和热态的沿程马赫数与总压.对不同当量比下,燃烧室冷态与热态的总压损失特性进行了研究.研究表明：支板/凹腔超声速... 为了研究支板/凹腔超声速燃烧室总压损失特性,基于实验测得的壁压,结合一维分析方法,得到了支板/凹腔超声速燃烧室冷态和热态的沿程马赫数与总压.对不同当量比下,燃烧室冷态与热态的总压损失特性进行了研究.研究表明：支板/凹腔超声速燃烧室在当量比为0.35~0.8的范围内,随着当量比的提高,热态的总压损失系数逐渐减小,会逐步小于冷态总压损失系数;其中壁面摩擦和燃烧对总压损失的影响随之减小,波系结构的影响随之增加. 展开更多
关键词 支板/凹腔 超声速燃烧室 总压损失特性 一维分析
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径向进气轴向出流旋转盘腔总压损失特性研究 被引量：5
3
作者 于霄 黄涛 +1 位作者 邓明春 柴军生 《航空发动机》 2011年第2期20-24,共5页
在径向进气轴向出流的旋转盘腔中,在哥氏力的影响下,流体速度的切向分量和流体的总压损失均增大,用数值计算方法研究其损失特性缺乏验证。采用试验方法研究了径向进气轴向出流旋转盘腔的压力损失特性,测试了不同工况下的旋转盘腔的进、... 在径向进气轴向出流的旋转盘腔中,在哥氏力的影响下,流体速度的切向分量和流体的总压损失均增大,用数值计算方法研究其损失特性缺乏验证。采用试验方法研究了径向进气轴向出流旋转盘腔的压力损失特性,测试了不同工况下的旋转盘腔的进、出口总压,分析了流量系数和旋转雷诺数对径向进气旋转盘腔总压损失的影响规律。试验结果表明:旋转盘腔的总压损失随旋转雷诺数的增大而增大。随流量系数的变化规律较复杂,在较小旋转雷诺数下,总压损失随流量系数的增大而增大;在较大旋转雷诺数下,总压损失随流量系数的增大先减小后增大。 展开更多
关键词 旋转盘腔 径向进气 流量系数 旋转雷诺数 总压损失
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低压蒸汽透平排汽缸内能量损失的数值研究 被引量：34
4
作者 徐旭 康顺 蒋洪德 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第6期652-655,共4页
运用三维粘性流场数值模拟软件 (Fine/Turbo)对一个低压蒸汽透平排气缸内的复杂流动进行数值模拟 ,计算结果与已有的实验数据进行了对比 .计算得到的排气缸出口截面上的质量平均总压损失为 47.8% ,实验值为 40 .9% .数值模拟清晰地显示... 运用三维粘性流场数值模拟软件 (Fine/Turbo)对一个低压蒸汽透平排气缸内的复杂流动进行数值模拟 ,计算结果与已有的实验数据进行了对比 .计算得到的排气缸出口截面上的质量平均总压损失为 47.8% ,实验值为 40 .9% .数值模拟清晰地显示了排气缸通道内的流场结构是以各种旋涡为主要特征 ,包括通道涡、分离涡和端壁涡等 .其中 ,通道涡的尺度最大 ,是造成排汽缸内能量损失的最主要因素 . 展开更多
关键词 蒸汽透平 排气缸 数值模拟 总压损失
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粗糙度对压气机叶栅损失特性影响的实验研究 被引量：7
5
作者 高磊 王子楠 +2 位作者 耿少娟 张宏武 聂超群 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第7期1263-1270,共8页
为了研究粗糙度对压气机叶栅损失特性的影响,采用实验方法研究了三种雷诺数条件下表面粗糙度量级和位置对压气机平面叶栅不同攻角下总压损失特性的影响。叶片表面粗糙度通过贴砂纸的方式改变。对每种雷诺数,定量考察了由叶片表面贴砂纸... 为了研究粗糙度对压气机叶栅损失特性的影响,采用实验方法研究了三种雷诺数条件下表面粗糙度量级和位置对压气机平面叶栅不同攻角下总压损失特性的影响。叶片表面粗糙度通过贴砂纸的方式改变。对每种雷诺数,定量考察了由叶片表面贴砂纸引起的叶片厚度变化对叶栅攻角-损失特性的影响;对整体粗糙叶片,分析了四种粗糙度量级的影响;讨论了叶片表面局部粗糙度位置的影响。研究表明,定量比较损失时需考虑贴砂纸引起的叶片厚度变化,以加厚光滑叶片作为比较基准。粗糙度量级和位置对叶栅损失特性的影响与雷诺数密切相关,其影响趋势和程度在不同攻角范围内表现出明显的差异。高Re数条件下,当无量纲粗糙度k^+≤14.6时,叶栅性能尚可接受,当k^+≥20.1时,可认为叶栅已基本失效。总体上,叶片前缘和吸力面粗糙度对损失变化的影响最大。Re=1.0×105,-0.6°攻角情况下整体和吸力面前部加粗糙度80μm时,总压损失值相比加厚光滑叶片分别降低了17.3%和23.1%。 展开更多
关键词 压气机叶栅 总压损失 粗糙度量级 粗糙度位置 雷诺数 攻角
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1+1/2对转涡轮可调高压导叶流场及损失的数值研究 被引量：4
6
作者 雒伟伟 张磊 +1 位作者 王会社 徐建中 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期346-355,共10页
调节高压导叶开度可以有效控制1+1/2对转涡轮流量,同时导叶的调节也伴随着一些附加损失的产生,为了使采用可调导叶获得的效益不被涡轮效率的下降抵消过多,有必要对可调导叶的流场及间隙流动进行详细的分析。通过数值研究表明,当采用可... 调节高压导叶开度可以有效控制1+1/2对转涡轮流量,同时导叶的调节也伴随着一些附加损失的产生,为了使采用可调导叶获得的效益不被涡轮效率的下降抵消过多,有必要对可调导叶的流场及间隙流动进行详细的分析。通过数值研究表明,当采用可调导叶端部加入间隙后,在上下两端壁附近会出现高损失区。间隙泄漏流除了进口端壁的来流之外,还有一部分来自于叶片压力面的附面层,使得压力面出现明显的展向二次流。泄漏流的流量越大越容易形成泄漏涡,压力面和吸力面之间的压差是泄漏涡形成的主要动力。 展开更多
关键词 1+1/2对转涡轮 高压导叶可调 总压损失系数 泄漏涡 数值仿真
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突扩扩压器突扩间隙与压力损失间关系的研究 被引量：3
7
作者 何小民 毛军逵 谈浩元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第2期158-160,共3页
通过数值计算和试验两种方法研究了短突扩扩压器突扩间隙与压力损失间的变化规律并探讨了变化机理。研究在前置扩压器结构和进口马赫数保持不变的前提下 ,分别通过改变前置扩压器和火焰筒的位置两种方式改变突扩间隙 ,研究总压损失系数... 通过数值计算和试验两种方法研究了短突扩扩压器突扩间隙与压力损失间的变化规律并探讨了变化机理。研究在前置扩压器结构和进口马赫数保持不变的前提下 ,分别通过改变前置扩压器和火焰筒的位置两种方式改变突扩间隙 ,研究总压损失系数的变化规律。结果表明 :在本研究参数范围内 ,当突扩间隙较小时 ,前置扩压器出口气流拐弯剧烈 ,流线是非光滑的 ;相反 ,则会导致前置扩压器出口气流的二次分离 ,在突扩区形成两个涡 ,而且气流拐弯剧烈、流量分配不均匀。因而存在有最佳的相对突扩间隙 (δ =1 8～ 2 0 ) ,使得总压损失最小( 1 6%～ 1 75 % )。 展开更多
关键词 突扩扩压器 突扩间隙 总压损失 航空发动机 飞机
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单点总压探针安装位置对压气机进口级出口流场及测量结果的影响 被引量：3
8
作者 胡金鑫 郑光华 +2 位作者 孟玉航 魏邦 余柯锋 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第3期602-609,共8页
采用数值模拟的方法,研究了某涡轴发动机压气机进口级出口流道中单点L型总压探针的测量精度以及探针对流场的影响,分析在巡航、最大连续、起飞3个典型工作状态下,探针测量结果随流量的变化规律,以及安装位置对探针测量结果的影响。研究... 采用数值模拟的方法,研究了某涡轴发动机压气机进口级出口流道中单点L型总压探针的测量精度以及探针对流场的影响,分析在巡航、最大连续、起飞3个典型工作状态下,探针测量结果随流量的变化规律,以及安装位置对探针测量结果的影响。研究结果表明:随着进口流量增加,探针的测量误差逐渐增加,当D/d为6.5时,探针总压相对测量误差最小,且测量误差与流量呈线性关系;相较于叶背,当安装位置在叶盆附近时,探针总压相对测量误差最大;当探针安装位置越靠近叶背,探针下游的总压损失系数下降速度越慢,探针在流向的影响范围更大;当安装位置在叶盆和叶背附近时,探针下游5~24 mm之间的速度均匀度较小。 展开更多
关键词 压气机进口级出口 总压探针 测量误差 速度均匀度 总压损失系数
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斜爆轰波总压规律及其在爆轰发动机分析模型中的应用 被引量：1
9
作者 黄恩 史爱明 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第9期1892-1899,共8页
爆轰推进系统具有热循环效率高和燃烧速率快等优点,逐渐展露出将取代传统动力技术的趋势,在高超声速飞行器推进领域中具有广阔应用前景.对推进系统而言,气流总压损失需要尽可能小,从全解域出发研究斜爆轰波总压特性有利于在爆轰推进系... 爆轰推进系统具有热循环效率高和燃烧速率快等优点,逐渐展露出将取代传统动力技术的趋势,在高超声速飞行器推进领域中具有广阔应用前景.对推进系统而言,气流总压损失需要尽可能小,从全解域出发研究斜爆轰波总压特性有利于在爆轰推进系统的概念设计阶段控制总压损失量值.文章关注于已经形成稳定的斜爆轰波面,将斜爆轰波视为有瞬时能量添加的斜激波,利用极曲线方法研究斜爆轰波总压损失问题.以波前法向马赫数作为爆轰波强度表征量,推导出斜爆轰波强度关系式,发现绝热斜激波强度最弱关系式同样适用于斜爆轰波.借用激波图解法,证明了斜爆轰波最小总压损失特性仍然存在,并进一步揭示了最小总压损失线会随着添加能量的增大而向更大的爆轰角偏移,而原本对称的总压损失规律被打破.此外,还获得了增加能量大小和诱导爆轰楔面角度对最小总压损失的影响规律,发现当获得的能量越多而楔面角度越小时斜爆轰波总压损失极值点越容易向更大的爆轰角偏移.最后,根据斜爆轰波总压特性,提出了一种可提高发动机总压理论上限的简化设计思路,斜爆轰波总压规律可为斜爆轰发动机的概念设计提供参考. 展开更多
关键词 斜爆轰 激波 总压损失率 激波效率图 激波极曲线
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支板型线对压气机中介机匣性能影响的试验研究 被引量：2
10
作者 赵龙辉 徐宁 +1 位作者 汪作心 陆华伟 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第6期1033-1040,共8页
为了明确支板对中介机匣气动性能的影响,本文针对某一舰船燃气轮机压气机中介机匣的2种不同支板开展了对比试验研究。试验结果显示:在0.2、0.3和0.4Ma工况下,改型支板较原型支板中介机匣的出口总压损失系数分别降低37%、79%和77%,原型... 为了明确支板对中介机匣气动性能的影响,本文针对某一舰船燃气轮机压气机中介机匣的2种不同支板开展了对比试验研究。试验结果显示:在0.2、0.3和0.4Ma工况下,改型支板较原型支板中介机匣的出口总压损失系数分别降低37%、79%和77%,原型支板尾迹损失远大于改型支板,但主流区域油流和气动测量结果相似。这说明主流区域轴向压力变化不受支板型线影响,但相较于原型支板,改型支板能够有效降低中介机匣的气动损失。 展开更多
关键词 支板 中介机匣 角区分离 气动性能 总压损失 压气机 气动试验 油流 燃气轮机 型线
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某型F级轴向分级燃烧室的全温全压试验研究
11
作者 隋永枫 臧鹏 +3 位作者 张宇明 彭志胜 傅燕妮 谷庭伟 《动力工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第9期1378-1384,共7页
在全温全压条件下对自主研发的F级燃气轮机轴向分级燃烧室进行了燃烧试验研究,以探究设计点工况下燃烧室的压力损失、出口温度分布、火焰筒壁面温度、污染物排放、燃烧效率和热声稳定性等燃烧性能。结果表明:在设计点工况下,燃烧室总压... 在全温全压条件下对自主研发的F级燃气轮机轴向分级燃烧室进行了燃烧试验研究,以探究设计点工况下燃烧室的压力损失、出口温度分布、火焰筒壁面温度、污染物排放、燃烧效率和热声稳定性等燃烧性能。结果表明:在设计点工况下,燃烧室总压损失系数为5.4%;燃烧室出口温度分布系数为0.06,燃烧室出口径向温度分布系数为0.03;燃烧室火焰筒壁面温度低于850℃;NO_(x)摩尔分数维持在1.9×10^(-5),CO和未燃碳氢(UHC)排放基本为0,燃烧效率维持在99.99%以上;压力脉动各特征频率对应幅值均低于3 kPa,表明燃烧室热声状态稳定。 展开更多
关键词 轴向分级燃烧室 总压损失系数 出口温度分布 壁面温度 排放
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基于进化算法的压气机叶型多目标优化设计 被引量：23
12
作者 李军 邓清华 丰镇平 《中国电机工程学报》 EI CSCD 北大核心 2004年第10期205-209,共5页
该文发展了基于进化计算和 Navier-Stokes 方程求解技术的压气机叶型气动多目标优化设计技术。压气机叶型气动优化设计目标是静压升最大和总压损失最小。文中采用Bezier 曲线参数化叶栅几何型线、相应的控制点坐标作为设计 变 量 ; 压 ... 该文发展了基于进化计算和 Navier-Stokes 方程求解技术的压气机叶型气动多目标优化设计技术。压气机叶型气动优化设计目标是静压升最大和总压损失最小。文中采用Bezier 曲线参数化叶栅几何型线、相应的控制点坐标作为设计 变 量 ; 压 气 机 叶 型 气 动 性 能 采 用 Reynolds 平 均Navier-Stokes 方程和 Baldwin-Lomax 代数紊流模型进行评价;采用实数型多目标进化计算作为优化算法对叶型进行优化设计。优化设计结果得到一组 Pareto 解集,并且将特定的 Pareto 解和初始叶型进行详细的气动性能分析比较。优化设计结果证明了该文发展的多目标优化设计技术的有效性和实用性。 展开更多
关键词 叶型 压气机 气动性能 总压损失 叶栅 气动优化设计 多目标优化设计 NAVIER-STOKES方程 紊流模型 进化算法
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压力面侧小翼结构对凹槽叶顶冷却传热性能的影响 被引量：7
13
作者 黄琰 晏鑫 +2 位作者 何坤 李军 丰镇平 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第7期51-56,共6页
采用数值计算方法对带压力侧小翼凹槽叶顶附近的流动、传热和冷却特性进行了研究,计算获得了无气膜孔、单排气膜孔和双排气膜孔3种孔分布条件下叶顶区域的流场结构、传热系数和气膜冷却有效度,并与常规凹槽叶顶和无压力侧肩壁凹槽叶顶... 采用数值计算方法对带压力侧小翼凹槽叶顶附近的流动、传热和冷却特性进行了研究,计算获得了无气膜孔、单排气膜孔和双排气膜孔3种孔分布条件下叶顶区域的流场结构、传热系数和气膜冷却有效度,并与常规凹槽叶顶和无压力侧肩壁凹槽叶顶的冷却传热性能进行了比较。结果表明:与常规和无压力侧肩壁凹槽叶顶相比,带压力侧小翼凹槽叶顶具有更优的气动、传热和冷却性能;带压力侧小翼凹槽叶顶的总压损失与无压力侧肩壁凹槽叶顶的相近,比常规凹槽叶顶的低约10%;在3种孔分布条件下,带压力侧小翼凹槽叶顶的平均传热系数均最小,平均气膜冷却有效度最大。气膜孔分布影响了带压力侧小翼凹槽叶顶冷却流的作用范围,带压力侧小翼凹槽叶顶中弧线处的冷却流覆盖了凹槽底部吸力面侧区域,小翼处的冷却流能较好地冷却小翼和凹槽底部压力面侧区域。该结果可为增强凹槽叶顶的冷却传热性能提供参考。 展开更多
关键词 小翼 凹槽叶顶 传热 气膜冷却 总压损失
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二次喉道扩压器对COIL的影响实验 被引量：6
14
作者 蔡光明 刘军 +3 位作者 王永振 朱连贵 李春领 谢秀芳 《强激光与粒子束》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第12期1807-1811,共5页
氧碘化学激光器分别采用二次喉道扩压器和8°扩压器时,对在不同阀门开度下的气流方向的壁面静压曲线和背压曲线,光轴壁面静压曲线,出口总压与上游压比值曲线,输出功率曲线进行了测量。对两种扩压器的数据进行了对比,结果表明:与8... 氧碘化学激光器分别采用二次喉道扩压器和8°扩压器时,对在不同阀门开度下的气流方向的壁面静压曲线和背压曲线,光轴壁面静压曲线,出口总压与上游压比值曲线,输出功率曲线进行了测量。对两种扩压器的数据进行了对比,结果表明:与8°扩压器相比,二次喉道扩压器能够有效隔离扩压器下游气流对光腔的干扰,显著减小捩区长度,并将转捩区控制在扩压器内。在激光器背压升高时,二次喉道扩压器的稳定性更强。 展开更多
关键词 氧碘化学激光器 光腔 扩压器 总压损失 压力恢复
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间隙阻尼结构对轮缘密封封严效率和气动性能影响的数值研究
15
作者 雷隆 屈杰 +2 位作者 高庆 李志刚 李军 《西安交通大学学报》 北大核心 2025年第5期143-155,共13页
为提高燃气轮机透平轮缘密封封严效率,以某型燃气透平第一级动静叶栅和动叶前盘腔轮缘密封为研究对象,设计了4种间隙阻尼轮缘密封结构,在5种工况下对比了原始结构和4种间隙阻尼结构的封严效率、非定常流动特征和盘腔下游动叶通道出口的... 为提高燃气轮机透平轮缘密封封严效率,以某型燃气透平第一级动静叶栅和动叶前盘腔轮缘密封为研究对象,设计了4种间隙阻尼轮缘密封结构,在5种工况下对比了原始结构和4种间隙阻尼结构的封严效率、非定常流动特征和盘腔下游动叶通道出口的总压损失系数。结果表明:在5种工况下,4种间隙阻尼结构的封严效率均优于原始结构,间隙内动盘凸肩结构的封严效率最高,其次为静盘凸肩动盘凹槽结构;与原始结构相比,5种工况下动盘凸肩结构在外腔静盘面测点处封严效率分别提高了47.1%、51.6%、32.4%、25.4%和26.2%;从流动机理角度分析,凸肩结构缩短了轮缘间隙长度,限制了燃气入侵通流面积,同时凸肩结构内的微小通道内形成了许多涡系,增大了燃气向内入侵的流动阻力,使封严效率大幅提高;在5种工况下,动盘凸肩结构在动叶栅出口端部的总压损失系数与原始结构相比分别增大了2.2%、1.6%、1.6%、2.5%和3.0%,相较于该结构大幅提高盘腔封严效率的表现而言,增加的气动损失相对较小。 展开更多
关键词 燃气透平 轮缘密封 阻尼结构 封严性能 总压损失
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燃烧室分配器式扩压器性能数值研究 被引量：5
16
作者 王蓉隽 索建秦 +1 位作者 梁红侠 汪涛 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第3期343-347,共5页
高性能航空发动机燃烧室进口马赫数的不断提高会导致扩压器总压损失急剧增加,设计了一种新型的燃烧室扩压装置—分配器式扩压器,采用CFD方法对其进行了数值模拟,重点研究了分配器式扩压器的总压损失,结果表明,数值模拟结果与理论分析相... 高性能航空发动机燃烧室进口马赫数的不断提高会导致扩压器总压损失急剧增加,设计了一种新型的燃烧室扩压装置—分配器式扩压器,采用CFD方法对其进行了数值模拟,重点研究了分配器式扩压器的总压损失,结果表明,数值模拟结果与理论分析相吻合,并且在Ma高达0.36时,设计的分配器式扩压器矩形结构的总压损失为4.79%,小于短突扩扩压器的总压损失,可以满足高性能发动机对燃烧室扩压器性能的要求。 展开更多
关键词 燃烧室 扩压器 总压损失 数值模拟
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低压轴流风机周向弯曲叶片顶部间隙流动的数值分析 被引量：16
17
作者 李杨 欧阳华 杜朝辉 《动力工程》 EI CSCD 北大核心 2006年第5期707-711,共5页
利用雷诺平均N-S方程组以及S-A一方程湍流模型对带有径向、周向前弯、周向后弯叶片的低压轴流风机在稳定工况点处进行了三维粘性流场的数值计算。在数值模拟结果与试验测量结果吻合的前提下,根据计算结果,分析了叶片吸力表面和压力表面... 利用雷诺平均N-S方程组以及S-A一方程湍流模型对带有径向、周向前弯、周向后弯叶片的低压轴流风机在稳定工况点处进行了三维粘性流场的数值计算。在数值模拟结果与试验测量结果吻合的前提下,根据计算结果,分析了叶片吸力表面和压力表面在顶部的压力分布的特点,揭示了在叶顶到机壳壁面之间泄漏流的发展过程以及损失分布。对难以测量部分的数值分析,深入理解了叶片的周向弯曲大小及方向对顶部间隙流动和叶轮工作稳定性的影响,为进一步改进此类风机的设计提供了更充分的依据。 展开更多
关键词 动力机械工程 低压轴流风机 叶顶泄漏流 叶片表面 压力分布 总压损失
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先进燃烧室分配器式扩压器实验研究 被引量：3
18
作者 李瀚 索建秦 +2 位作者 梁红侠 黎明 刘强 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第1期88-94,共7页
针对高性能航空发动机燃烧室进口马赫数不断提高,同时先进燃烧组织对流量分配及头部空气动力学的要求,设计出一种适用于可变几何燃烧室的新型燃烧室扩压装置—分配器式扩压器。通过试验研究,重点研究了分配器式扩压器的总压损失与马赫... 针对高性能航空发动机燃烧室进口马赫数不断提高,同时先进燃烧组织对流量分配及头部空气动力学的要求,设计出一种适用于可变几何燃烧室的新型燃烧室扩压装置—分配器式扩压器。通过试验研究,重点研究了分配器式扩压器的总压损失与马赫数以及面积比的关系,分配式扩压器挡板对流场的影响。结果表明:当马赫数为0.359时总压损失为3.57%,这说明扩压器总压损失符合要求;存在一个面积比1.6～2.1使得扩压器出口流畅分布均匀;挡板可以改变流场分布和入口压力参数。 展开更多
关键词 燃烧室 分配器式扩压器 试验 总压损失 流场分布
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等直段直径对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响 被引量：4
19
作者 陶欢 魏志军 +2 位作者 迟鸿伟 孙巍伟 王宁飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第6期884-892,共9页
为了研究燃烧室内等直段直径的尺寸对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能及流场特性的影响,基于国外研究者完成的固体燃料超燃冲压发动机的实验数据,对不同等直段直径燃烧室工作过程进行数值模拟。采用基于压力的二阶迎风差分数值方法,... 为了研究燃烧室内等直段直径的尺寸对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能及流场特性的影响,基于国外研究者完成的固体燃料超燃冲压发动机的实验数据,对不同等直段直径燃烧室工作过程进行数值模拟。采用基于压力的二阶迎风差分数值方法,物理模型为轴对称结构,燃烧模型采用有限速率/涡耗散模型(Finite-Rate/Eddy-Dissipation),湍流模型采用SST k-ω模型。PMMA燃料进口边界由用户自定义函数的方式给定,分析不同等直段直径下超燃冲压发动机燃烧室内流场特性及其性能变化。数值模拟结果显示:随着等直段直径的增大,燃烧室可由壅塞状态转变为超声速流动状态,增大至某一数值(约为16.5mm)附近时,燃烧室出口可以达到完全膨胀状态。同时,燃烧室的燃烧效率逐渐增大,出口处燃烧效率由62.45%增大至72.74%。总压损失也逐渐增大,出口处最大值可达52%,而燃烧室推力逐渐减小。 展开更多
关键词 固体燃料超燃冲压发动机 数值模拟 流场特性 燃烧效率 总压损失 燃烧室推力
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环形分配器式扩压器性能数值模拟 被引量：3
20
作者 赵聪聪 索建秦 +2 位作者 梁红侠 黎明 王铮钧 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第2期207-212,共6页
为降低航空发动机燃烧室扩压器的总压损失,提高其静压恢复系数和流动稳定性,设计了一种分配器式扩压器。采用计算流体动力学(CFD)方法。对矩形分配器式扩压器和环形分配器式扩压器进行了数值模拟,并将前者与试验结果进行对比,两者相互吻... 为降低航空发动机燃烧室扩压器的总压损失,提高其静压恢复系数和流动稳定性,设计了一种分配器式扩压器。采用计算流体动力学(CFD)方法。对矩形分配器式扩压器和环形分配器式扩压器进行了数值模拟,并将前者与试验结果进行对比,两者相互吻合,然后将此计算处理方法应用到环形分配器式扩压器中。研究结果表明:CFD软件能够准确地模拟矩形分配器式扩压器的内部流动,且准确度较高,数值模拟结果与试验结果偏差不大于±5%;环形分配器式扩压器具有优良的减速增压功能。在燃烧室进口Ma数高达0.36时,设计的环形分配器式扩压器的总压损失仅为2.89%,静压恢复系数为0.647;Ma数为0.42时,总压损失和静压恢复系数分别为4.12%和0.653,小于短突扩扩压器的总压损失。并且扩压器内均无流动分离。因此分配器式扩压器具有较大潜力,能够满足未来先进燃烧室的性能要求。 展开更多
关键词 航空发动机 燃烧室 分配器式扩压器 总压损失 数值模拟
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