三维加力燃烧室两相湍流燃烧的数值模拟

以下是小编整理的三维加力燃烧室两相湍流燃烧的数值模拟，本文共5篇，欢迎阅读分享。本文原稿由网友“himicky”提供。

篇1：三维加力燃烧室两相湍流燃烧的数值模拟

三维加力燃烧室两相湍流燃烧的数值模拟

本文对涡扇发动机三维加力燃烧室内的.两相湍流燃烧过程进行了数值模拟.两相流模型采用双流体模型,湍流模型采用标准k-ε模型,湍流燃烧采用涡旋破碎(EBU) 模型,数值方法采用LEAGAP算法.计算结果定性合理.

作 者：章诚 叶桃红 陈义良 何家德 赵周兵 ZHANG Cheng YE Tao-hong CHEN Yi-liang HE Jia-de ZHAO Zhou-bing  作者单位：章诚,叶桃红,陈义良,ZHANG Cheng,YE Tao-hong,CHEN Yi-liang(中国科学技术大学,热科学和能源工程系,安徽,合肥,230026)

何家德,赵周兵,HE Jia-de,ZHAO Zhou-bing(中国燃气涡轮研究院,四川,成都,610500)

刊 名：航空动力学报  ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF AEROSPACE POWER 年，卷(期)： 15(4) 分类号：V231.2 关键词：加力燃烧室   两相流   燃烧   数值模拟  

篇2：加力燃烧室三维两相化学反应流数值模拟

加力燃烧室三维两相化学反应流数值模拟

利用FLUENT软件对某型发动机加力燃烧室进行了三维两相化学反应流的数值计算;应用有限速率化学反应模型和离散相雾化模型描述了加力燃烧室中复杂的三维两相化学反应过程.计算中给出了冷热态的.流场变量和化学组分分布,以及燃烧效率和总压恢复系数沿流程的变化关系,与试验结果符合较好.

作 者： 作者单位： 刊 名：航空发动机 英文刊名：AEROENGINE 年，卷(期)： 35(5) 分类号：V2 关键词：加力燃烧室   化学反应   数值模拟   航空发动机  

篇3：三维加力燃烧室湍流流场的数值模拟

三维加力燃烧室湍流流场的数值模拟

采用SIMPLE方法,对涡扇航空发动机加力燃烧室内无化学反应的湍流流场进行了数值模拟.该加力燃烧室带有波瓣型混合器,并有多个环形稳定器及径向稳定器.湍流模型采用k-ε双方程模型.湍流流场数值计算结果合理.

作 者：章诚 叶桃红 陈义良 何家德 赵周兵 Zhang Cheng Ye Taohong Chen Yiliang He Jiade Zhao Zhoubing  作者单位：章诚,叶桃红,陈义良,Zhang Cheng,Ye Taohong,Chen Yiliang(中国科学技术大学,热科学和能源工程系,安徽,合肥,230026)

何家德,赵周兵,He Jiade,Zhao Zhoubing(中国航空燃气涡轮研究院,四川,成都,610500)

刊 名：推进技术  ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY 年，卷(期)： 21(1) 分类号：V235.13 关键词：涡轮风扇发动机   三维流   加力燃烧室   湍流   数值仿真  

篇4：预燃室三维湍流和燃烧过程的数值模拟(Ⅱ)数值模拟结果及分析

预燃室三维湍流和燃烧过程的数值模拟(Ⅱ)数值模拟结果及分析

用三维湍流N-S方程和单步快速不可逆化学反应描述液氧-煤油液体火箭发动机预燃室内的三维湍流和燃烧过程.采用同位网格和SIMPLE算法求解控制方程,得到了喷注单元和预燃室内参数的'详细分布.结果表明,预燃室结构设计合理,其出口处燃气浓度、温度分布均匀,质量加权平均温度与实际温度接近.同时表明,预燃室头部的喷注单元和液氧二次喷注孔的结构排列,喷注单元的流动和燃烧状况,液氧二次喷注孔的入口参数等,对预燃室出口燃气温度等参数分布的均匀性影响很大.

作 者：冯喜平何洪庆 葛李虎  作者单位：冯喜平,何洪庆(西北工业大学,航天工程学院,陕西,西安,710072)

葛李虎(陕西动力机械设计研究所,陕西,西安,710100)

刊 名：推进技术  ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY 年，卷(期)： 23(3) 分类号：V434.13 关键词：液体推进剂火箭发动机   预燃室   三维流   湍流燃烧   反应流   数值仿真  

篇5：旋转条件下固体火箭发动机燃烧室气-固两相湍流流动数值模拟

旋转条件下固体火箭发动机燃烧室气-固两相湍流流动数值模拟

以不可压N-S方程为基础,在旋转相对坐标系中,采用贴体坐标和SIMPLE法,对给定结构的旋转固体火箭发动机燃烧室试车中气-固两相湍流流动进行了数值模拟.不同时刻燃烧情况的计算结果表明:旋转对固体火箭发动机燃烧室燃气流动结构的影响随着燃烧肉厚的退移而显著增强;在发动机药柱的前翼燃烧消失后,前封头开口区域的.气-固两相切向涡开始变得强烈;切向涡的分布呈现Rankine涡的特点,在发动机前开口区域涡的固核半径极小,旋转角速度极大,将会影响该区域的热防护, 这也是导致固体火箭发动机地面旋转热试车前开口烧穿的重要原因之一.

作 者：高波 叶定友 侯晓 GAO Bo YE Ding-you HOU Xiao  作者单位：中国航天工业总公司四院四十一所,西安,710025 刊 名：固体火箭技术  ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF SOLID ROCKET TECHNOLOGY 年，卷(期)：1999 22(3) 分类号：V435 关键词：固体推进剂火箭发动机   旋转流体   湍流   数值模拟  

旋转条件下固体火箭发动机燃烧室气-固两相湍流流动数值模拟

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