本文關(guān)鍵詞：考慮來(lái)流邊界層的超燃燃燒室噴射特性　出處：《航空動(dòng)力學(xué)報(bào)》2016年06期 　論文類型：期刊論文

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【摘要】：針對(duì)超燃燃燒室中的燃料摻混問題,采用基于雷諾平均Navier-Stokes的數(shù)值模擬方法分析了考慮來(lái)流邊界層條件下的燃料橫向射流流場(chǎng)特征及其摻混特性.研究發(fā)現(xiàn):對(duì)于確定的來(lái)流邊界層,燃料噴射存在一個(gè)臨界動(dòng)壓比.當(dāng)動(dòng)壓比低于該臨界動(dòng)壓比時(shí),增大來(lái)流邊界層能明顯提高燃料的穿透深度和摻混效率.而當(dāng)動(dòng)壓比大于該臨界動(dòng)壓比時(shí),來(lái)流邊界層厚度對(duì)燃料的穿透深度和摻混效率幾乎沒有影響.對(duì)于所研究的流動(dòng)狀態(tài),該臨界動(dòng)壓比約為0.900.在相同動(dòng)壓比下,所選厚來(lái)流邊界層條件下的總壓恢復(fù)系數(shù)僅約為薄來(lái)流邊界層的0.93倍.其中,來(lái)流邊界層內(nèi)的摩擦損失是造成超燃燃燒室低總壓恢復(fù)的主要因素,而改變來(lái)流邊界層厚度對(duì)噴流及下游流場(chǎng)總壓損失造成的影響相對(duì)較小.
【作者單位】： 廈門大學(xué)航空航天學(xué)院;
【基金】：國(guó)家自然科學(xué)基金(91441128,51276151) 基礎(chǔ)科研項(xiàng)目(B1420133058) 航空科學(xué)基金(20155768007)
【分類號(hào)】：V231
【正文快照】： 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是實(shí)現(xiàn)吸氣式高超聲速飛行(Ma5)的關(guān)鍵之一.由于在高馬赫數(shù)下具有比沖性能好、結(jié)構(gòu)質(zhì)量少、速度快等優(yōu)點(diǎn),超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)被認(rèn)為是未來(lái)空天飛機(jī)、高超聲速飛行器的理想動(dòng)力.然而,超聲速主流在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道中滯留的時(shí)間通常僅有幾毫秒,超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)想要

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本文編號(hào)：1313849