气氧/煤油同轴离心式喷嘴燃烧特性实验研究

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作者 尚帅 陈鸿麟 +3 位作者 于涵 张锋 严宇 连俊恺 《火箭推进》 北大核心 2025年第1期119-127,共9页

为了研究气氧/煤油同轴离心式喷嘴的燃烧特性,进行了不同缩进长度和氧喷嘴长度喷嘴的单喷嘴燃烧实验,实验中氧化剂为氧气,从中心喷注,燃料为煤油,从离心喷嘴喷注。实验结果表明:当煤油或氧气喷注压降较低时,燃烧室内会产生低频压力振荡... 为了研究气氧/煤油同轴离心式喷嘴的燃烧特性,进行了不同缩进长度和氧喷嘴长度喷嘴的单喷嘴燃烧实验,实验中氧化剂为氧气,从中心喷注,燃料为煤油,从离心喷嘴喷注。实验结果表明:当煤油或氧气喷注压降较低时,燃烧室内会产生低频压力振荡。该振荡是由燃烧中间过程所诱发,燃烧室压力脉动与供应系统的流体压力脉动耦合所形成的,通过提高喷注压降可以抑制该低频振荡;缩进长度的变化会对喷嘴的振荡特性产生重要影响,在缩进比0.32~1.07范围内,存在中间某值使得燃烧较不稳定;氧喷嘴长度的变化对喷嘴的低频振荡无明显影响。 展开更多

关键词 气氧/煤油 同轴离心喷嘴 燃烧特性 低频振荡

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3D打印矩形粗糙通道内火箭煤油流动换热特性试验方法研究

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作者 刘朝晖 彭乐钦 +2 位作者 李沛奇 杨宝娥 王玫 《西安交通大学学报》 EI CAS 北大核心 2025年第1期47-55,67,共10页

为探究3D打印再生冷却通道在液体火箭发动机推力室中的替代应用特性,研制了具有不同内表面粗糙度的正弦波纹结构3D打印304不锈钢矩形通道。内截面名义尺寸为2.0 mm×2.0 mm,设计粗糙度分别为6.3、25.0、100.0μm,实际粗糙度Ra分别为... 为探究3D打印再生冷却通道在液体火箭发动机推力室中的替代应用特性,研制了具有不同内表面粗糙度的正弦波纹结构3D打印304不锈钢矩形通道。内截面名义尺寸为2.0 mm×2.0 mm,设计粗糙度分别为6.3、25.0、100.0μm,实际粗糙度Ra分别为11.88、12.70、17.53μm,通过将高温电阻率法和像素法相结合获得了3D打印通道的实际内径和壁厚,修正了火箭煤油流动换热的内壁温和热流密度,建立了3D打印粗糙通道内火箭煤油流动换热特性试验研究方法。试验参数如下:压力处于15~20 MPa范围、质量流速在12450~24900 kg·m^(-2)·s^(-1)之间、热流密度为5~15 MW·m^(-2)、流体温度为-150℃。研究结果表明:火箭煤油流动换热特性受到热流密度、流体温度和质量流速的影响;流体温度处于50~135℃范围内,换热系数增加约25%~33%;热流密度处于5.0~15.0 MW·m^(-2)范围内,换热系数增加了8.3%;质量流速为12450~24900 kg·m^(-2)·s^(-1)范围内,换热系数增加了60.2%。粗糙度增加对火箭煤油流动换热起到强化作用,粗糙度从11.88μm增加到17.53μm时,换热强化幅度超过20%以上。该研究可为3D打印通道在火箭发动机推力室中的替代应用提供参考。 展开更多

关键词 3D打印 矩形通道 流动换热 粗糙度 火箭煤油

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旋转爆震波传播频率与燃烧室切向声学频率对比的实验研究

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作者 王致程 严宇 +3 位作者 范玮 王可 杨宝娥 胡洪波 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期68-77,共10页

为验证旋转爆震波与燃烧室高频切向不稳定燃烧现象是否存在一致性,分别基于宽11 mm的环形燃烧室和圆柱形燃烧室,以乙烯为燃料,以富氧空气(体积分数33%、50%和100%)为氧化剂,通过改变氧化剂的供给流量和当量比开展实验研究。研究发现:在... 为验证旋转爆震波与燃烧室高频切向不稳定燃烧现象是否存在一致性,分别基于宽11 mm的环形燃烧室和圆柱形燃烧室,以乙烯为燃料,以富氧空气(体积分数33%、50%和100%)为氧化剂,通过改变氧化剂的供给流量和当量比开展实验研究。研究发现:在环形燃烧室中,通过改变氧气体积分数得到了不同的旋转爆震波传播模态:当氧气体积分数为33%时为双波对撞模态,爆震波速度亏损为37%~63%,且双波传播频率低于燃烧室二阶切向声学频率;当氧气体积分数为50%和100%时,分别得到了单波和双波传播模态,爆震波速度亏损减小至14%~40%,且单波模态爆震波传播频率高于燃烧室一阶切向声学频率,双波模态爆震波传播频率高于燃烧室二阶切向声学频率。在圆柱形燃烧室中,当氧气体积分数为50%时得到了单波模态,部分工况下爆震波传播速度高于理论C−J速度,且氧化剂流量越大,这一趋势越明显,大部分工况下旋转爆震波传播频率均高于燃烧室的一阶切向声学频率。上述研究表明旋转爆震波传播频率与燃烧室切向声学频率的数值大小和变化规律均不相同,说明旋转爆震波与高频切向不稳定燃烧现象并不存在一致性。 展开更多

关键词 环形燃烧室 圆柱形燃烧室 爆震波传播模态 爆震波传播频率 燃烧室切向声学频率

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重复使用火箭发动机推力室疲劳寿命研究进展 被引量：1

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作者 张凭 李斌 +2 位作者 高玉闪 霍世慧 王振 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第1期12-27,I0002,共17页

再生冷却推力室内壁的热-机械疲劳失效严重影响重复使用液体火箭发动机的可靠性和使用寿命,疲劳分析在内壁损伤机理研究、寿命预测和结构优化设计中具有重要作用。简要回顾了推力室再生冷却结构热-机械疲劳分析方法的发展历程,重点围绕... 再生冷却推力室内壁的热-机械疲劳失效严重影响重复使用液体火箭发动机的可靠性和使用寿命,疲劳分析在内壁损伤机理研究、寿命预测和结构优化设计中具有重要作用。简要回顾了推力室再生冷却结构热-机械疲劳分析方法的发展历程,重点围绕材料本构关系、热-力响应计算和疲劳寿命模型,对比梳理已有方法,讨论其特点及应用。基于研究进展与工程需求,从全服役周期瞬态载荷环境、材料本构关系、热-机械损伤模型及验证、基体与涂/镀层耦合失效分析和基于有限数据的工程方法等方面给出了进一步研究的方向和建议。 展开更多

关键词 重复使用 液体火箭发动机 再生冷却推力室 热-机械失效 疲劳寿命预测

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4种激励方式下声模态衰减率的识别

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作者 杨尚荣 尚帅 于涵 《火箭推进》 北大核心 2025年第1期102-110,共9页

声模态的衰减率常被用来评估液体火箭发动机的燃烧稳定性裕度,从脉动压力数据中识别衰减率的准确性决定着评估结果的可靠性。针对衰减率的准确识别问题,开展了4种激励方式下(白噪声激励、单频激励、扫频激励、脉冲激励)模型燃烧室的声... 声模态的衰减率常被用来评估液体火箭发动机的燃烧稳定性裕度,从脉动压力数据中识别衰减率的准确性决定着评估结果的可靠性。针对衰减率的准确识别问题,开展了4种激励方式下(白噪声激励、单频激励、扫频激励、脉冲激励)模型燃烧室的声模态衰减率识别研究。分析了4种识别方法间的关系以及适用的激励方式,比较了不同激励方式下声模态频率和衰减率的识别结果。数值验证发现:白噪声激励时自相关法的精度较高,偏差为1.8%;扫频激励下半功率方法和频率响应函数方法的精度相当,偏差为1.5%和1.8%;单频激励和脉冲激励采用对数减幅率方法,偏差分别为1.3%和0.8%。实验研究发现:不同激励方式下声模态频率的最大标准差为8.5%;噪声、扫频和单频激励下三者衰减率的绝对值差别较大,最大标准差为37%,但各阶声模态衰减率的排序一致。脉冲激励下衰减率整体偏大,应为激励幅值较大时模型燃烧室的非线性衰减特性所致。 展开更多

关键词 燃烧稳定性裕度 激励方式 衰减率 模态识别

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多次启动燃烧室燃油主动冷却模拟试验 被引量：2

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作者 胡锦华 张忠利 +1 位作者 邱成旭 周伟星 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第1期127-134,共8页

高超声速飞行器在不同马赫数、不同高度间跳跃飞行时,燃烧室在不同工况下间歇工作,热载荷发生交替变化,为保证燃烧室结构正常工作,采用燃油主动冷却对燃烧室进行热防护。为了验证燃烧室在燃油主动冷却时是否结焦积碳进而影响其正常工作... 高超声速飞行器在不同马赫数、不同高度间跳跃飞行时,燃烧室在不同工况下间歇工作,热载荷发生交替变化,为保证燃烧室结构正常工作,采用燃油主动冷却对燃烧室进行热防护。为了验证燃烧室在燃油主动冷却时是否结焦积碳进而影响其正常工作,设计了多次启动燃烧室燃油主动冷却模拟试验装置,该装置采用电加热的方法模拟高温来流产生的交变热载荷,对主动冷却燃烧室模拟试验件进行了热壁冷油、热壁热油和燃油不流动状态试验考核。结果表明:主动冷却燃烧室热结构通过3次以上的热壁冷油、热壁热油循环试验后,试件未发生损坏;随循环次数增加,试件流阻增加较小,热壁热油工况的压差增加高于热壁冷油工况;对试验件进行剖切检查,发现冷却槽内积碳不明显,积碳主要出现在燃油出口的燃料集液腔内。 展开更多

关键词 超燃冲压发动机 多次启动 燃烧室 主动冷却

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失重和重力条件液态金属绕流管束对流传热特性对比

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作者 肖辉 郭靓 +3 位作者 兰治科 马元 王苏豪 王盛 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第4期103-109,共7页

液态金属绕流管束对流换热能力强,其应用有助于换热设备小型化,是空间动力反应堆主换热器设计的较好选择。失重是空间环境的典型特征,失重和重力条件下液态金属绕流管束流动传热特性的异同尚不清楚,阻碍了液态金属用于空间反应堆的发展... 液态金属绕流管束对流换热能力强,其应用有助于换热设备小型化,是空间动力反应堆主换热器设计的较好选择。失重是空间环境的典型特征,失重和重力条件下液态金属绕流管束流动传热特性的异同尚不清楚,阻碍了液态金属用于空间反应堆的发展进程。为此,通过雷诺时均数值模拟方法,对比研究了失重和重力条件下液态金属绕流管束湍流传热特性,获得了局部温度与速度分布,得到了流动传热性能变化规律。结果表明:竖直向下流动时,液态金属对流传热性能在失重和重力条件下表现不同;重力条件下浮力影响了流场和温度场,相比失重条件,阻力和换热性能最大偏差约10%。 展开更多

关键词 对流传热 横掠管束 液态金属 失重 重力

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预冷器入口流量周向不均匀性对流动换热的影响

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作者 于溪尧 李楠 +4 位作者 姜淼 李哲 南向谊 马元 唐桂华 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第2期39-48,共10页

空气预冷器可在短时间内降低进入压气机的空气温度,提高增压比,增加发动机推力。预冷器入口流量周向不均匀性会导致预冷降温不均匀,对预冷发动机循环效率产生重要影响。以某预冷发动机运行参数为参考,合理简化预冷器物理模型,建立了二... 空气预冷器可在短时间内降低进入压气机的空气温度,提高增压比,增加发动机推力。预冷器入口流量周向不均匀性会导致预冷降温不均匀,对预冷发动机循环效率产生重要影响。以某预冷发动机运行参数为参考,合理简化预冷器物理模型,建立了二维流场和三维管束单元耦合换热模型,实现了预冷器的全尺寸模拟。分析了预冷器导流外壳几何参数对流动的影响,明确了空气流经管束的流动机理,优化了导流结构参数,进出口压差降低13.1%,减阻效果显著。分析了入口流量不均匀对流场不均匀的影响,入口流量较多地分配到区域4管束处。来流空气在区域1形成的流动死区对空气产生阻碍,增大了区域1处单元管束的入射角度。分析了预冷器流量均匀性和空气流入角度等对流动换热性能的影响,明确了大温差微细管束换热器耦合动态换热机理,发现预冷器总换热量最大偏差为2.45%,因此可以忽略预冷器入口截面上流量周向不均匀对预冷器传热的影响。 展开更多

关键词 预冷器 不均匀性 传热 多维耦合 导流结构

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驻波压力场速度波腹位置射流雾化的数值模拟 被引量：1

9

作者 李佳楠 隋禄涛 +1 位作者 周立新 杨建文 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第2期15-26,共12页

为研究驻波压力场速度波腹位置射流的雾化特性,基于八叉树结构形式的网格自适应方法与多尺度仿真算法构建了射流雾化的数值模拟方案,通过在计算域边界施加扰动构建了一阶横向驻波压力场。在此基础上实现了振荡压力场与雾化的多物理场耦... 为研究驻波压力场速度波腹位置射流的雾化特性,基于八叉树结构形式的网格自适应方法与多尺度仿真算法构建了射流雾化的数值模拟方案,通过在计算域边界施加扰动构建了一阶横向驻波压力场。在此基础上实现了振荡压力场与雾化的多物理场耦合计算,研究了驻波压力场速度波腹位置射流雾化的响应特性,基于气体动力学理论阐述了速度波腹位置射流雾化的响应机理。结果表明:基于自适应网格与多尺度仿真算法建立的雾化数值模拟方案可以实现雾化过程较为准确的求解,是研究雾化过程的有力工具;反压振荡与雾化的耦合求解算法可以研究振荡压力场下的雾化特性,对于进一步认识非定常雾化特性并揭示热声耦合机理起到重要的作用;射流处于速度波腹位置时,圆柱射流发生变形变成扁平液膜,并伴随气流的运动发生周期性摆动,破碎长度减小,破碎程度加剧。 展开更多

关键词 射流雾化 驻波压力场 速度波腹 网格自适应 多尺度仿真

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冲击载荷下姿轨控贮箱流固耦合响应分析

10

作者 张轩 王旭阳 +2 位作者 徐自力 薛杰 王珺 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第3期19-27,共9页

含推进剂贮箱在高量级冲击载荷作用下会产生强烈的流固耦合振动,严重时可能引起结构破坏。为准确预示充液贮箱的冲击响应,揭示贮箱内流固耦合振动机理,采用光滑粒子流体动力学(SPH)方法与结构有限元方法,建立了充液贮箱耦合动力学模型,... 含推进剂贮箱在高量级冲击载荷作用下会产生强烈的流固耦合振动,严重时可能引起结构破坏。为准确预示充液贮箱的冲击响应,揭示贮箱内流固耦合振动机理,采用光滑粒子流体动力学(SPH)方法与结构有限元方法,建立了充液贮箱耦合动力学模型,计算了不同载荷量级与充液比的贮箱加速度时程,并与实验结果进行对比。结果表明:高量级、高充液比下贮箱的加速度响应发生剧烈波动;就计算贮箱而言,满充液比下,载荷量级达到-3 dB时出现波动,峰值为5.33 g;0 dB载荷量级下,充液比达到75%时出现波动,峰值为7.82 g;0 dB载荷量级下满充液贮箱的波动最为剧烈,峰值计算值达到24.24 g,该值与实验结果对比,误差仅为2.78%。通过分析冲击过程中流体与结构的运动规律可知,冲击后加速度响应波动是由流体和贮箱壳体二者分离后产生的剧烈碰撞所引发。 展开更多

关键词 推进剂贮箱 SPH方法 半正弦冲击 流固耦合 动力学分析

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重复使用火箭发动机涡轮泵载荷谱编制方法

11

作者 孙羽键 李广 +3 位作者 徐自力 杜大华 闫松 王珺 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第1期97-104,共8页

重复使用火箭一子级发动机通过多次点火将火箭送入预定轨道后,返回并定点回收,多次启动-关机会产生损伤累积及疲劳问题,掌握液体发动机涡轮泵真实载荷谱,是可重复使用火箭发动机研制中一项重要工作。针对重复使用火箭一子级发动机涡轮... 重复使用火箭一子级发动机通过多次点火将火箭送入预定轨道后,返回并定点回收,多次启动-关机会产生损伤累积及疲劳问题,掌握液体发动机涡轮泵真实载荷谱,是可重复使用火箭发动机研制中一项重要工作。针对重复使用火箭一子级发动机涡轮泵提出了载荷谱编制方法。根据回收任务方案,确定任务全周期飞行剖面,建立火箭动力学方程,计算一子级各飞行剖面发动机推力调节范围及质量流量。基于推进剂组分、质量流量等参数推算涡轮泵转速及功率变化,编制转速谱和功率谱。通过对SpaceX公司猎鹰9一子级陆地回收任务CRS-11分析,编制该任务全周期载荷谱,得到一子级发动机推力谱、涡轮泵转速谱和功率谱,通过真实推力数据验证载荷谱编制方法。研究结果可为重复使用发动机研制提供支撑。 展开更多

关键词 重复使用 涡轮泵 多次点火 载荷谱

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长旋流腔敞口型离心喷嘴注气雾化特性试验

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作者 彭乐钦 吴慧博 +2 位作者 徐天罡 杨岸龙 杨宝娥 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第3期28-41,共14页

以水和煤油模拟液作为液体工质,氮气和氦气作为注入气体,采用可视化试验技术和激光多普勒测速仪试验研究了不同气体流量作用下的长旋流腔敞口型离心喷嘴的雾化特性,包括喷注液膜破碎形态、气液两相混合建压与雾化粒径。研究结果表明:随... 以水和煤油模拟液作为液体工质,氮气和氦气作为注入气体,采用可视化试验技术和激光多普勒测速仪试验研究了不同气体流量作用下的长旋流腔敞口型离心喷嘴的雾化特性,包括喷注液膜破碎形态、气液两相混合建压与雾化粒径。研究结果表明:随着气液质量流量比升高,破碎模式逐步由轮缘型破碎、多孔型破碎过渡到爆裂型破碎。雾化过程中在喷嘴出口处伴随间歇性的中心气流冲击,冲击长度随气体流量升高而增大,但冲击频率随气体流量呈非线性变化,在气体流量较高或较低时的冲击频率反而升高。注气显著提高了喷注压降和雾化均匀性,相同气体流量的条件下,氦气相较于氮气具有更快的建压速度和更高的建压值,但氦气作用下的两相混合建压时混合室内的压力波动更为剧烈;氦气吹除的雾化粒径普遍小于氮气,但过高的氦气注气流量易引起气流冲击,引起冲击间隔时间内的雾化分布不均。 展开更多

关键词 离心喷嘴 长旋流腔 注气雾化 破碎模式 气液两相建压 雾化粒径

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核热火箭发动机技术发展态势分析与启示

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作者 彭乐钦 杨宝娥 +4 位作者 马元 高玉闪 杨岸龙 徐天罡 吴慧博 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第4期14-30,共17页

为解决航天任务中太阳能利用困难和化学能能力瓶颈的问题,发展空间核动力势在必行。核热火箭发动机具有运行能量转换效率高、推力调节范围广、比冲大、长驻留、启动快、可多次启停等优点,近年来再次成为国内外研究热点。通过回顾美俄在... 为解决航天任务中太阳能利用困难和化学能能力瓶颈的问题,发展空间核动力势在必行。核热火箭发动机具有运行能量转换效率高、推力调节范围广、比冲大、长驻留、启动快、可多次启停等优点,近年来再次成为国内外研究热点。通过回顾美俄在核热火箭发动机技术上的发展历程,梳理涉及的反应堆、发动机、推进剂管理、地面试验、系统仿真与核安全等相关的关键技术,总结美俄核热火箭发动机发展的启示,为未来空间核热火箭发动机的规划论证与技术研发提出发展建议。 展开更多

关键词 固体堆芯 核热火箭 发动机 反应堆 地面试验 系统仿真

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考虑尺寸效应的结构振动疲劳寿命评估方法

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作者 杨茂 时寒阳 +1 位作者 王珺 樊勋 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第3期75-82,共8页

为提高振动环境下液体火箭发动机关键结构振动寿命评估精度,通过裂纹萌生特征体积假设和危险区域体积细分串联模型,将尺寸效应引入振动疲劳寿命分析,提出了一种振动疲劳体积寿命模型,并建立了其数值模型。在关键结构模拟件振动试验数据... 为提高振动环境下液体火箭发动机关键结构振动寿命评估精度,通过裂纹萌生特征体积假设和危险区域体积细分串联模型,将尺寸效应引入振动疲劳寿命分析,提出了一种振动疲劳体积寿命模型,并建立了其数值模型。在关键结构模拟件振动试验数据基础上,识别了典型材料小尺度振动疲劳特性参数,并利用仿真与试验寿命数据极大似然对裂纹萌生特征长度进行优化取值。利用关键结构模拟试验件振动疲劳试验对提出的模型进行验证,结果表明:对两种状态模拟件,模型预测各量级振动寿命分布均覆盖试验数据,且原状态平均寿命在试验1.5倍分散带内、改进状态在试验2倍分散带内,提出的方法具有准确性及适用性。 展开更多

关键词 振动疲劳 尺寸效应 寿命 极大似然 裂纹萌生

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壳体开槽对诱导轮空化性能影响的数值分析

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作者 李炎栋 赵强 +1 位作者 胡海峰 项乐 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第2期122-129,共8页

为了提高诱导轮的空化性能,建立了壳体开槽诱导轮模型,采用数值计算方法对比了基准结构诱导轮和壳体开槽诱导轮的空化流动特性,通过分析不同空化数下叶片吸力面压力分布、诱导轮内部空化区的分布状态及扬程系数的变化,揭示了壳体开槽提... 为了提高诱导轮的空化性能,建立了壳体开槽诱导轮模型,采用数值计算方法对比了基准结构诱导轮和壳体开槽诱导轮的空化流动特性,通过分析不同空化数下叶片吸力面压力分布、诱导轮内部空化区的分布状态及扬程系数的变化,揭示了壳体开槽提高诱导轮空化性能的详细机理。结果表明:壳体开槽改变了叶尖泄漏流的发展方向,在叶尖附近形成大尺度涡流,减小了压力面和吸力面之间的压力梯度,改善了诱导轮内部的压力分布。壳体开槽诱导轮的初生空化数小于基准结构诱导轮,对空化的产生有抑制作用;随着空化数从0.37减小到0.086,空化区域不断扩大,扬程系数几乎保持不变。相同空化数下,壳体开槽诱导轮的扬程系数略低于基准结构,但空化区明显较小,对空化的发展有一定的抑制作用。随着空化数的进一步减小,当空化数达到某个值附近,扬程系数先略微上升后再陡降直至发生空化断裂,壳体开槽诱导轮的临界空化数更小;从空化初生至空化断裂,壳体开槽诱导轮较基准结构诱导轮空化性能均有所提升。 展开更多

关键词 壳体开槽 空化数 扬程系数 空化性能

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碳氢燃料燃烧三步简化反应机理

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作者 姚霄 王超 +3 位作者 杨建文 胡海峰 李炎栋 杨锐 《火箭推进》 2025年第2期62-75,共14页

随着液体火箭发动机性能不断提升,应用场景和工况范围不断拓展,为了实现快速迭代的研发模式,需要在短时间内以较高精度获得燃烧流场仿真结果,这对反应机理的宽工况适用性与计算的经济性均提出了严峻的挑战。为此,构建了一种适用于宽工... 随着液体火箭发动机性能不断提升,应用场景和工况范围不断拓展,为了实现快速迭代的研发模式,需要在短时间内以较高精度获得燃烧流场仿真结果,这对反应机理的宽工况适用性与计算的经济性均提出了严峻的挑战。为此,构建了一种适用于宽工况范围([0.1,2.0]当量比、[1,1000]倍大气压、[300,1000]K初温以及[0,4]氮氧比)的碳氢燃料燃烧三步简化反应机理,使得在大范围工况下能同时获得较准确的绝热平衡温度、层流火焰速度和点火延迟分布。甲烷和癸烷的零维/一维火焰计算结果显示,在当量比、压力、初温和氮氧比大幅变化的情况下,三步机理计算的宏观燃烧参数与详细机理、骨架机理具有较高的一致性。进一步计算了Sandia火焰D,并与详细机理及实验进行对比,温度、速度及组分分布证明了该机理在计算湍流燃烧时的准确性。 展开更多

关键词 碳氢燃料 燃烧 简化反应机理

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