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发动机燃烧室数值计算 总被引:2,自引:0,他引:2
1引言为了研制或改进发动机燃烧室的设计;了解燃烧室内各气流参数分布对燃烧过程的影响是很有必要的。本文采用数值计算方法模拟涡喷发动机燃烧室内流场和壁温。本文计算的是发动机燃烧室火焰筒流场,所计算的实际几何形状较为复杂,如图1所示,入口处有倾斜壁面,在轴线方向有6排径向孔和6排轴向气膜隙缝槽;火焰筒进口处旋流器叶片安装角为74”,在旋流器内装有一个喷雾角为95”的喷咀。在计算过程中,由于径向小孔不对称,所以计算园周方向为360”园形截面。考虑到火焰筒实际形状,在计算时分前后二段;前段是联管火焰筒部分按三维两相… 相似文献
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对突扩燃烧室这一典型工程燃烧装置内的湍流预混反应流进行了数值模拟。时平均控制方程组的封闭采用k-ε湍流输运模型和EBU-Arhenius湍流反应模型。模拟结果给出了突扩燃烧室内湍流预混反应流的气体时均流场、组分浓度场与温度场的分布。通过数值模拟结果与实验的比较对EBU-Arhenius模型进行了讨论与评价。 相似文献
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本文实验观测到一种微型燃气轮机的DLN燃烧室工作在预混模式时存在低频燃烧振荡现象,其振荡频率为1~2 Hz。采用数值模拟方法探讨了该低频振荡的形成原因。燃烧室流场的数值模拟结果再现了该低频振荡现象,结果表明,产生该低频振荡的原因为进入燃烧室之前的腔体内存在周期性回流,诱发了该低频振荡。通过修改结构,可有效消除该低频振荡,这进一步印证了该低频振荡产生的原因。本文实验观测到的低频燃烧振荡现象在以往文献中未见报道,本文工作对于理解燃烧振荡的成因及DLN燃烧室的设计有重要意义。 相似文献
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燃气轮机合成气双旋流非预混燃烧室的设计及实验测试 总被引:1,自引:0,他引:1
本文针对上海交通大学25 kW燃气轮机性能试验台的合成气燃烧室开展了设计研究,完成了燃烧室样机的加工与实验测试。研究过程中,首先对合成气燃烧室开展了结构设计;采用双旋流结构的燃烧器进行合成气燃烧火焰组织;采用了燃烧室头部贫燃方式(低当量比)设计以保证燃烧室低排放特性;利用双层壁冷却方式进行火焰筒壁面冷却。在燃烧室结构设计的基础上,利用数值方法系统分析了合成气双旋流非预混燃烧室工作特性,完成了合成气非预混母型燃烧室的设计优化。根据优化方案,完成了燃烧室样机的加工、安装,并进行了实验性能测试。实验结果表明实验工况该燃烧室燃烧稳定,NO_x排放小于25 mg/m~3@15%O_2。 相似文献
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基于PDF-LES模型的凹腔支板火焰稳定器模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
航空发动机加力燃烧室有进口气体温度高、速度高、湍流度大的特点,是极为典型的湍流与燃烧相互耦合的工况。大涡模拟(LES)兼具高精度与合理计算量两个特点,概率密度函数模型(PDF)适用于湍流与复杂化学反应相互耦合的问题。本文在基于PDF-LES的Aero Engine Combustor Simulation Code(AECSC)程序基础上,对凹腔支板火焰稳定器进行数值模拟。使用气相版本对有无凹腔支板结构分别进行三个速度入口条件下的甲烷湍流燃烧模拟,并用两相版本对带凹腔支板结构进行设计工况下煤油喷雾的模拟。结果表明:凹腔结构的火焰稳定性要优于无凹腔结构;凹腔支板结构对于液相燃料的控制能力较气相更强。 相似文献
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大速差射流预燃室煤粉燃烧的颗粒轨道法数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
本文用颗粒轨道模型对流场复杂的二维大速差射流燃烧室内煤粉燃烧进行了数值模拟,给出了包括热态气相流场、温度场和浓度场等在内的各种气相场分布,同时也给出颗粒轨道及其速度、温度、质量等的变化。模拟结果再次揭示了该燃烧室内流动和燃烧的主要物理特征,并着重指出煤粉颗粒在燃烧室内的行为对火焰稳定的重要影响。 相似文献
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在牛顿流体中, 对颗粒在4种不同边界的垂直通道中的沉降运动进行了直接数值模拟. 计算结果表明:通过计算区域随颗粒运动而移动构建的无限长通道能准确模拟颗粒自由下落到稳定沉降的发展过程; 周期性边界条件由于流场变化, 对颗粒沉降产生了影响, 不能模拟颗粒的自由沉降过程; 底部封闭边界适合模拟封闭容器内颗粒与固壁的相互作用过程, 若颗粒达到稳定沉降, 也能模拟无限长通道内的沉降过程; 流化边界适合模拟流化床内气固两相流动. 计算结果有助于更好地理解和使用不同边界条件.
关键词:
直接数值模拟
边界条件
沉降
任意拉格朗日-欧拉方法 相似文献
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《光学技术》2020,(4)
航空发动机作为飞机上的核心动力装置,对其运行状态的监测,可以提高飞机的安全性与经济性。航空发动机尾喷温度场蕴含着燃烧室内部燃料燃烧程度等有效信息,对其温度场的监测可实现对发动机运行状态的评估。传统的温度场测量方法一般采用单点温度计测量法、激光诱导荧光法(LIF)、可调谐半导体激光法(TDLAS)等,单点温度计测量法测量数据较离散、LIF设备应用复杂、TDLAS仪器设备价格昂贵。因此针对传统测量方法所存在的问题,提出了纹影测量法。首先需要纹影系统对温度场进行纹影成像,得到正确的纹影图像;根据纹影图像求得截面的折射率分布;根据折射率分布算得温度场分布,实现对温度场的测量。纹影测量法是一种非接触、高精度的测量方法,且无需特殊的激光收发装置。实验证明该方法可有效地应用于实验室微型涡喷发动机尾喷区域温度场的测量,可进一步为航空发动机的状态监测提供支持。 相似文献
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本文在贴体坐标系下对双头部火焰简内三维两相紊流燃烧过程进行数值模拟,采用代数雷诺应力模型模拟紊流粘性、EBU-二阶矩模型模拟燃烧反应速率、六通量辐射模型考虑热辐射对燃烧流场及火焰筒壁温的影响.分别运用颗粒轨道模型与颗粒随机轨道模型研究燃烧室内气液两相流动与燃烧过程,将所得出口温度分布与实验结果进行比较,均较为相符. 相似文献
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基于吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化的气动布局设计方式,文章提出了一种内外流一体化流场的耦合求解方法,其中燃烧室内流场采用考虑有限速率化学反应动力学模型的一维非稳态方法求解,进气道和尾喷管外流场采用二维CFD软件计算,进气道与燃烧室在耦合界面处通过一维平均方法实现静温、静压和Mach数等参数传递.并分别以日本国家航空与航天实验室(NAL)的氢燃料燃烧室模型作为内流场验证算例,以某典型高超声速飞行器一体化模型作为内外耦合流场验证算例.研究结果表明:有限速率化学反应准一维方法能较为准确地模拟燃烧室内燃烧流场,提出的内外流场耦合方法能够有效地计算出内外流耦合效应,计算后体压力分布与理论值较接近.该方法可为超燃冲压发动机的性能快速分析和吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化的初步分析设计提供重要参考. 相似文献