【摘 要】
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本文采用雷诺平均方法及SST k-ω 湍流模型结合Westbrook 等人提出的乙烯三步反应模型,数值研究了入口参数变化条件下超声速燃烧室的流动与燃烧特性.燃烧室入口马赫数在1
【机 构】
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中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京,100190;中国科学院高超声速科技中心,北京,100190
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本文采用雷诺平均方法及SST k-ω 湍流模型结合Westbrook 等人提出的乙烯三步反应模型,数值研究了入口参数变化条件下超声速燃烧室的流动与燃烧特性.燃烧室入口马赫数在1s 内从2.4 线性变化到1.8,总温和总压分别保持1650K 和1MPa,用来模拟飞行过程中飞行器攻角发生突变时燃烧室入口的来流变化条件.研究结果表明,在燃烧室中心区域,马赫数降低使得气流速度降低、燃料停留时间增加,燃烧更为充分.而对于接近侧壁面的区域,高马赫数时燃烧室底面/侧面的角区流动分离更为显著,形成较大的涡结构,燃料能够更好地与空气混合,并进行更充分的燃烧.由此可见,燃烧室中心区与角区的流动与燃烧机制完全不同,导致马赫数变化在不同区域的影响规律不同.随着马赫数的降低,燃烧室整体的燃烧效率略有降低,从马赫数2.4 的65％降低到马赫数1.8 的59％.通过数值结果分析,这一变化主要是由于马赫数降低时,如果保持当量比不变,燃料流量将明显增大,因此燃料/空气混合效率有所下降.同时,释热率分布的结果显示：沿燃烧室轴向,释热主要集中在主喷注点和凹腔后缘之间.另外,壁面的高热流区域也因马赫数的降低而增大,这与燃烧特性的变化是对应的.本文初步揭示了变马赫数来流条件下,燃烧室的流动与燃烧特性变化规律,为超声速燃烧室的设计提供了参考.
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