火箭推进
火箭推進
화전추진
JOURNAL OF ROCKET PROPULSION
2009年
3期
21-25
,共5页
亚燃冲压发动机%燃油雾化%燃料分布%雾化角%数值模拟
亞燃遲壓髮動機%燃油霧化%燃料分佈%霧化角%數值模擬
아연충압발동궤%연유무화%연료분포%무화각%수치모의
针对亚燃冲压发动机燃烧室内部流动特点,结合二元稳定器试验台高速气流场燃油雾化特性试验,建立试验件三维模型并对其喷雾两相流动进行数值模拟.主要研究了来流马赫数以及喷嘴条件变化时燃油雾化液滴与油气比的分布.分析认为,来流马赫数的增加使得雾化特征角缩小,可同时改善燃油蒸发并获得更加均匀的油气比分布.随着供油压力的提高,离心武与直流式喷嘴雾化特征角均增大,但供油压力不是影响直流喷嘴雾化锥角的主要因素.计算结果与试验结果对比定性符合良好,定量误差范围可以接受,验证了计算模型与计算方法的正确性,所得到的结果可应用于工程设计.
針對亞燃遲壓髮動機燃燒室內部流動特點,結閤二元穩定器試驗檯高速氣流場燃油霧化特性試驗,建立試驗件三維模型併對其噴霧兩相流動進行數值模擬.主要研究瞭來流馬赫數以及噴嘴條件變化時燃油霧化液滴與油氣比的分佈.分析認為,來流馬赫數的增加使得霧化特徵角縮小,可同時改善燃油蒸髮併穫得更加均勻的油氣比分佈.隨著供油壓力的提高,離心武與直流式噴嘴霧化特徵角均增大,但供油壓力不是影響直流噴嘴霧化錐角的主要因素.計算結果與試驗結果對比定性符閤良好,定量誤差範圍可以接受,驗證瞭計算模型與計算方法的正確性,所得到的結果可應用于工程設計.
침대아연충압발동궤연소실내부류동특점,결합이원은정기시험태고속기류장연유무화특성시험,건립시험건삼유모형병대기분무량상류동진행수치모의.주요연구료래류마혁수이급분취조건변화시연유무화액적여유기비적분포.분석인위,래류마혁수적증가사득무화특정각축소,가동시개선연유증발병획득경가균균적유기비분포.수착공유압력적제고,리심무여직류식분취무화특정각균증대,단공유압력불시영향직류분취무화추각적주요인소.계산결과여시험결과대비정성부합량호,정량오차범위가이접수,험증료계산모형여계산방법적정학성,소득도적결과가응용우공정설계.
