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进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,准确测量进气道流量系数是进气道风洞试验的重要内容。对来流马赫数Ma=4.5,5.0和6.0状态下皮托管进气道开展流量系数测量研究,通过对比理论值和实测值,获取各状态流量系数修正系数。试验结果表明,随着来流马赫数增加,进气道流量系数与理论值偏差较明显,并逐渐增大。超声速风洞试验通常认为测量截面总温与来流总温相等,通过对测量截面总温与来流总温偏差以及测量截面流场畸变情况的分析,判断测量偏差主要是由测量截面总温等于来流总温的假设导致的。在高超声速风洞试验中,由于模型壁面热交换的存在,测量截面总温低于来流总温,进气道流量系数测量时需要进行总温修正,以提高流量测量精度。 相似文献
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进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,准确测量进气道流量系数是进气道风洞试验的重要内容。对来流马赫数Ma=4.5,5.0和6.0状态下皮托管进气道开展流量系数测量研究,通过对比理论值和实测值,获取各状态流量系数修正系数。试验结果表明,随着来流马赫数增加,进气道流量系数与理论值偏差较明显,并逐渐增大。超声速风洞试验通常认为测量截面总温与来流总温相等,通过对测量截面总温与来流总温偏差以及测量截面流场畸变情况的分析,判断测量偏差主要是由测量截面总温等于来流总温的假设导致的。在高超声速风洞试验中,由于模型壁面热交换的存在,测量截面总温低于来流总温,进气道流量系数测量时需要进行总温修正,以提高流量测量精度。 相似文献
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该文研究水下超声速喷管燃气射流动力学特性。采用基于均质平衡流的mixture多相流模型和标准k？ε湍流模式,运用有限体积法和SIMPLE算法,求解了不同工况下的二维水下燃气射流的湍流流动。考虑了流体的可压缩性、黏性、重力作用、气水掺混效应和能量交换等复杂因素。通过对不同扩张比、不同水深和不同来流情况下喷管射流流场的数值计算结果的比较与分析,发现在环境背压较大的情况下,大扩张比喷管燃气射流会产生颈缩、断裂和回击现象;而小扩张比喷管和有来流情况下,喷管燃气射流形态较稳定。 相似文献
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在纯净空气与H2O/ CO2污染空气来流对比试验结果基础上,采用数值计算方法和化学动力学方法,研究了H2O和CO2污染组分对煤油燃料超声速燃烧的影响,获得了试验手段难以得到的燃烧室流场参数和性能数据。完成了相应的煤油燃料超声速燃烧室二维数值计算,其中匹配了进口总温、总压、马赫数、氧气摩尔分数和工作当量油气比。将数值计算结果与相应试验测量值进行了对比分析,并结合燃烧室流场数据、性能参数分析了H2O和CO2污染的动力学影响、以及对燃烧室性能的影响。研究表明:(1)数值计算结果与实验测量值总体上吻合,两种手段均体现了纯净空气来流时不同煤油当量油气比的燃烧室性能,并反映了一致的“污染效应”影响趋势；(2) H2O污染、H2O+ CO2污染的存在降低了煤油燃料超声速燃烧室性能,体现在燃烧诱导压升、燃烧效率、流向冲量增量的下降,而且随着污染组分含量的增加,燃烧室性能下降越加显著。 相似文献
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在纯净空气与H2O/ CO2污染空气来流对比试验结果基础上,采用数值计算方法和化学动力学方法,研究了H2O和CO2污染组分对煤油燃料超声速燃烧的影响,获得了试验手段难以得到的燃烧室流场参数和性能数据。完成了相应的煤油燃料超声速燃烧室二维数值计算,其中匹配了进口总温、总压、马赫数、氧气摩尔分数和工作当量油气比。将数值计算结果与相应试验测量值进行了对比分析,并结合燃烧室流场数据、性能参数分析了H2O和CO2污染的动力学影响、以及对燃烧室性能的影响。研究表明:(1)数值计算结果与实验测量值总体上吻合,两种手段均体现了纯净空气来流时不同煤油当量油气比的燃烧室性能,并反映了一致的“污染效应”影响趋势;(2) H2O污染、H2O+ CO2污染的存在降低了煤油燃料超声速燃烧室性能,体现在燃烧诱导压升、燃烧效率、流向冲量增量的下降,而且随着污染组分含量的增加,燃烧室性能下降越加显著。 相似文献
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