用数值计算方法对出口温度与压力指数关系的研究

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用数值计算方法对出口温度与压力指数关系的研究

田学清, 黄伟光

文章导航 > 航空动力学报 > 2005 > 20(1): 111-115

田学清, 黄伟光. 用数值计算方法对出口温度与压力指数关系的研究[J]. 航空动力学报, 2005, 20(1): 111-115.

引用本文:

田学清, 黄伟光. 用数值计算方法对出口温度与压力指数关系的研究[J]. 航空动力学报, 2005, 20(1): 111-115.

TIAN Xue-qing, HUANG Wei-guang. Numerical Study of the Relationship between Pressure Exponent n and Combustor Exit Temperature[J]. Journal of Aerospace Power, 2005, 20(1): 111-115.

Citation:

TIAN Xue-qing, HUANG Wei-guang. Numerical Study of the Relationship between Pressure Exponent n and Combustor Exit Temperature[J]. Journal of Aerospace Power, 2005, 20(1): 111-115.

田学清, 黄伟光. 用数值计算方法对出口温度与压力指数关系的研究[J]. 航空动力学报, 2005, 20(1): 111-115.

引用本文:

田学清, 黄伟光. 用数值计算方法对出口温度与压力指数关系的研究[J]. 航空动力学报, 2005, 20(1): 111-115.

TIAN Xue-qing, HUANG Wei-guang. Numerical Study of the Relationship between Pressure Exponent n and Combustor Exit Temperature[J]. Journal of Aerospace Power, 2005, 20(1): 111-115.

Citation:

TIAN Xue-qing, HUANG Wei-guang. Numerical Study of the Relationship between Pressure Exponent n and Combustor Exit Temperature[J]. Journal of Aerospace Power, 2005, 20(1): 111-115.

用数值计算方法对出口温度与压力指数关系的研究

中国科学院工程热物理研究所,北京100080

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出版历程
- 收稿日期: 2004-04-05
- 修回日期: 2004-05-08
- 刊出日期: 2005-02-28

Numerical Study of the Relationship between Pressure Exponent n and Combustor Exit Temperature

Institute of Engineering Thermophysic,Chinese Academy of Science,Beijing100080,China

摘要: 通过对两种不同类型的燃气轮机燃烧室的数值计算 ,研究了不同燃烧类型对燃气轮机燃烧效率模化试验中压力指数选取的影响 ,结果表明压力指数除受到燃料、余气系数等影响之外 ,燃烧类型对其也有很大影响。对于以碳氢化合物为燃料 ,化学动力学控制类型燃烧室模化中n值相对较大 ,范围为 1 .6～ 2 .0。当燃烧过程受扩散火焰控制时 ,n值相对较小 ,范围为 1 .0～ 1 .4
- 航空、航天推进系统 /
- 出口温度 /
- 压力指数 /
- 数值计算
Abstract: By numerical simulation of two different gas turbine combustors,the selection of pressure exponent n in combustion efficiency simulation test was investigated.It is suggested that for hydrocarbon fuel,the pressure exponent n may be selected in the range of 1.6～2.0,when the combustion process is reaction-controlled. When the combustion process is diffusion-controlled,the range of 1.0～1.4 is suggested.The result is useful for the model test of gas turbine combustors.
- aerospace propulsion system /
- exit temperature /
- pressure exponent /
- numerical calculation

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