文摘

在这项工作中,新配置的strut-based提出了超燃冲压发动机,进行了一系列的模拟研究其实际应用的可能性。仿真结果验证了通过古典DLR冲压喷气和连接管上的实验设施。入口区( )和进气口高度( )燃烧室是多种多样的独立调查他们的性能。结果表明,流场和激波结构等引擎揭示相似特征的古典DLR引擎,引擎几何的变化可以显著影响其燃烧特性。此外,由于燃烧效率可以提高2%变化从900年π毫米²到1100年π毫米²;提高进气路径( )12毫米可以提高燃烧效率25%。一般来说,目前的工作提出了一个新的超燃冲压发动机燃烧室的几何;这种燃烧室有实际应用的可能性,但仍然需要进一步详细的调查。

1。介绍

超音速燃烧冲压喷气发动机把人的注意力吸引世界各地由于其特点结构简单、高速度、低成本(1]。有许多研究人员已经进行了很多努力在超燃冲压发动机燃烧器的燃烧特性;他们发现,燃烧室的结构中起关键作用的火焰稳定和它的性能2- - - - - -5]。

到目前为止,有三种类型的超燃冲压发动机燃烧室的典型结构,即。腔- (2,3,6- - - - - -15],支柱——[5,16),将基础燃烧室(4,17- - - - - -20.]。首次提出了strut-based燃烧室Waidmann et al。21];他们使用氢作为燃料的燃烧特性研究典型strut-based超燃冲压发动机燃烧室(DLR(德国航空航天中心)超燃冲压发动机)通过实验方法;在这个调查中,流动特性显然是被俘,和燃烧室压力被发现增强氢质量流率的增加。与此同时,2 d cavity-based超燃冲压发动机燃烧室煤油作为燃料,氢被Vinogradov调查等。22];结果表明,超燃冲压发动机的性能是高度由点火和燃烧过程。之后,将基础提出的超燃冲压发动机是威特(23和安格斯24从海军研究生院);他们用PMMA作为燃料,发动机点火使用试点以氢为燃料的火炬;的研究证实了可行性面向后方的基础在超燃冲压发动机燃烧室。

与深化研究超音速燃烧的理解,他们注意到加强燃烧和混合效率最有效的方法来改善发动机的性能(25]。因此,浓缩和各种研究方法的发展,许多研究人员已经进行了很多努力提高混合和燃烧效率通过修改超燃冲压发动机燃烧室的结构,包括改变支柱或腔配置(26),使用多个腔(27- - - - - -31日)等等。太阳et al。31日氢燃料的点火过程)进行了一次调查超燃冲压发动机燃烧室;在这种燃烧室,multicavities。结果表明,多个腔有助于燃料的扩散,以及喷油器的位置发挥了重要作用的燃料点火性能。黄(16)进行了一次调查的影响支柱配置一个典型的strut-based DLR-type燃烧室。不同半径的影响支撑技巧的燃烧特性研究,不同的从0.211毫米到2.853毫米。结果表明,激波系统的支柱随着半径的增加变得更加复杂。燃烧效率是高度相关的激波结构由支柱配置。Kummitha et al。11,32- - - - - -34),Pandey et al ., Choubey et al。35- - - - - -38)进行了大量的调查,试图获得一个更高的燃烧效率;他们使用不同的支撑类型的注射器和燃烧室。研究报道,燃烧和混合效率可能是高度由发动机几何。

实验和分析技术的发展,最近,许多研究人员已经使许多的详细探索超燃冲压发动机燃烧室的结构对其的影响性能。杨et al。30.)进行了一次调查的multicavity固体燃料超燃冲压发动机;空腔形状的影响等的特点,研究了燃烧器。他们调查了三种类型的蛀牙,即。flame-holding,狭窄,叶空腔;结果表明,混合和燃烧效率可以显著提高在狭窄的结构和叶蛀牙。与此同时,杨et al。39]研究了注入相同类型的超燃冲压发动机的结构。在这个研究中,注入器有三种类型的结构,即,circular at 60°, elliptical at 90°, and two-stage elliptical at 60°; they reported that the elliptical at 90°-type injector had the ability to improve the ignition and combustion performance, and the two-stage elliptical at 60°-type injector could enhance the combustion frequency compared to that of the circular at 60°-type injector. Recently, Kireeti et al. [40)的燃烧特性数值研究了四个支柱喷油器和doubly-dual cavity-based超燃冲压发动机燃烧室。在这个研究中,四个struts cross-symmetrically分布式doubly-dual腔。结果表明,更好的混合燃料和进气获得了在这种情况下,由于激波层的增加。除了火焰稳定器的影响结构,引擎隔离器的结构也会影响发动机的性能。出于这一点,Sharma et al。41)的影响进行了数值调查隔离器部分超燃冲压发动机的性能。隔离器的长度变化从2.5 D 55 D, D代表喷射器的直径。结果显示,隔离器长度的变化可以略微提高搅拌速度,他们发现,普朗特迈耶扩张风机生成的火焰稳定器可以有效地隔离燃烧室和隔离器;因此,他们得出的结论是,隔离器可以设计基于流燃烧室的进气之前的均质化。

上述燃烧室主要集中在二维形状(方形腔),这可能会增加超燃冲压发动机的实际应用困难,另一方面增加引擎的空间占用。,本研究提出了一种新颖的strut-based配置引擎,即环形strut-based燃烧器,燃烧特性在不同燃烧室几何形状进行了讨论。

摘要,小说strut-based提出了超燃冲压发动机的配置,并进行了初步的研究。介绍了控制方程和模型,仿真案例验证与基准的情况下,部分所示2。模型是应用于评估这种燃烧室的燃烧和混合特性的影响下(1)进气高度( )和(2)进气面积( );这是描述和讨论部分3。总结了主要的发现4。

2。数学方法

2.1。流体域的控制方程

流体域的控制方程可以写成下面的形式: 在哪里 , , , , , , ,和表达在以下形式:

的剪切应力, , ,和代表着热通量 , ,和的方向。考虑到多组分参与燃烧,利用代表每个组件的扩散和可以计算吗

与此同时,准确计算气体混合物的粘度,Lennard-Jones方程应用(见方程(4))。层流和湍流粘度(和 )混合物的计算使用以下公式:

如下所示的方程被用来计算热导率 。

气体混合物的压力是由方程(6),牛顿迭代法是用于计算温度( )的流场。 在哪里用于方程(7)是由方程(8);的参数( )化学动力学包中可以发现:

2.2。数值计算方法

在本研究中,利用ANSYS流利2019模拟流特性在当前模型。和捕捉激波的超音速流这样的系统更准确地说,守恒定律的单调upstream-centered方案(MUSCL)和平流upstream-splitting方法pressure-based权函数(AUSM)计划是用来计算对流通量数量。而且,由于剪切流和流动分离现象的存在在目前的超燃冲压发动机燃烧室,量海温(剪应力运输)湍流模型提出的表示“状态”是用来模拟湍流的研究。

2.3。化学反应模型

公司的化学反应动力学和H₂混合物在超燃冲压发动机被描述为方程(9)和(10);我们使用一个简化的一步机制来模拟公司之间的反应,H₂阿,₂。在这个研究中,考虑湍流的影响和高速流在超燃冲压发动机,有限率/艾迪论文模型应用于模拟化学反应过程。燃烧机理如下所示。和其他参数如preexponential因素,激活能量,温度指数可以从CHEMKIN获得动能包。

2.4。物理模型和边界条件

目前研究的物理模型是一个环形燃烧室模型,如图所示1。降低计算成本,选择模型的1/4,如图1(一)。在图1 (b)的价值, , , , , , , ,和是50毫米300毫米10 mm, 55毫米,45毫米,10毫米,38毫米,和10毫米(见表1(一))。有四个struts沿着圆周方向放置,和燃料喷嘴的直径 将每个支柱的中间底部。边界条件可以概括如下(见图1 (b)和1 (c)):(1)的入口条件设置恒定总压强,温度和速度为1.5 MPa, 650 K, 762 m / s,分别;(2)压力条件引擎出风口设置101325 Pa的压力和温度300 K;(3)对称边界条件是利用在两个对称的脸;(4)中性绝热边界条件是在墙上;和边界条件(5)的燃料喷嘴的总压2 MPa, 1362 m / s的速度,总温度1800 K(见表1 (b))。和燃料包含50%的股份有限公司,14%的H₂,36%的N₂。

网格表面如图的分离1 (c)和墙面附近的网格细化,以确保在1 ~ 5的范围。和总网格数是270万。

2.5。例描述

系统的仿真进行如表所示2。模拟执行调查室几何燃烧特性的影响。在例1 - 3,参数是设置为常数,和参数是多种多样的。在例2中,4,5,参数是多种多样的,是设置为常数。

2.6。网格独立性研究和模型验证

确保网格数量是适合当前的研究中,进行网格独立性研究。我们使用三种情况不同的网格数量,即。,the coarse mesh with 1.9 million cells, the moderate mesh with 2.7 million, and the refined mesh with 3.8 million cells. The设置为1 - 5的情况下独立研究。结果如图所示2;在图中可以看到,沿轴向方向的压力变化的三个案例展示粗网格和温和派之间的显著差异和细化网格。因此,为了节省计算资源和维护仿真的准确性,温和的网是用于本研究。

为了确保目前的模拟的准确性,模型验证是必要的。在目前的研究中,利用两个实验案例,即。,the classical DLR model proposed by Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt [21)和地面冷流测试通过连接管道设施。

经典的DLR模型如图3(一个);如图,支柱是装备的位置标记在图3(一个),氢燃料注入燃烧室与1马赫的速度。网格如图分离3 (b)。

进气口和燃料入口的边界条件中描述表3;出口设置为压力出口,和无衬壁条件适用于所有墙模型。

通过实验和数值模拟获得的纹影干涉图中描述的人物4。从图可以看出,膨胀波和反射激波的仿真实验结果符合很好。这表明,该方法能够准确地预测冲压发动机燃烧室的流场。

温度在不同的轴向位置在图描述5;从图可以看出,温度分布的趋势从实验和模拟获得几乎相同,这表明该模型能准确地预测流动和燃烧燃烧器。

确保目前的模型可以准确预测流条件在环形燃烧室,冷流进行地面测试通过连接管设备;实验模型几乎是一样的模型图所示1 (b),除了参数是800毫米。实验发动机如图6。五个压力传感器是发动机沿轴向方向上设置的,位置350毫米,450毫米,550毫米,650毫米,750毫米,对发动机进气。实验条件如表所示4。

至于仿真部分,边界条件一节中描述的是一样的2。4(图2),物理模型实验是一样的。结果如图7。在这个图中,说明了压力场的分布;与流动模式如图3,在一个环形流场的激波主要由支撑沿圆周方向放置,而不是燃烧室壁。因此,这可能会导致这种现象发生在中间的两个struts(标有广场),并与钻石形状的细胞出现下游的流场。此外,值得注意的是,低压地区燕尾服的形状可以观察到struts的底部(标明圆)。

实验和仿真的结果如图所示8;值得注意的是,从模拟结果揭示了波形;这被认为是由于上述菱形的压力分布。还可以看到,测点的压力测量符合仿真结果,这意味着该方法可以准确地预测燃烧室的流模式。

3所示。结果与讨论

3.1。流场特征

在本节中,例2是用于调查的混合特征燃烧室,没有点火。的分布密度图所示9;本图中描述,生成斜激波在杆的顶端,穿越到另一个冲击波形成的另一个支柱,标有广场。两条交叉的冲击波是一种进一步扩展到剪切层产生的燃料和进入的空气然后反射,最终导致细胞与钻石形状。值得注意的是,有一些微弱的冲击波产生的最后支柱(标有一个圈),也就是斜激波;这些微弱的冲击波也交叉和相互反映剪切层。

分布密度的ISO表面平行飞机两个struts(虚线标记的图9见图10;如图,冲击波特性主要由支柱。和斜激波产生位置,边界层变厚(标记的平方),和底部的支柱,密度分布显示一点停止行为(圆的);这被认为是由上述弱激波引起的。

马赫数的分布和静压数据11和12。它可以看到从图(11日)燃料的速度迅速增加燃料入口附近,然后逐渐减少下游流场;在相对应的位置的圆(位置在图11 (b)),速度就会更低,这主要是由于激波。图中描述12地区,高速度和低压力发生在底部的支柱,由于燃料的消耗射流入口;随着射流的发展下游,压力高,逐渐变得稳定。

温度分布如图13;杆的底部附近的温度迅速降低,增加逐渐下游流场。注意到,高温区域主要发生在射流的中心和可能影响激波的分布(见图(13日))。此外,如图13 (b)墙附近的温度会更高;这被认为是由于交叉和激波的反射效应,这提醒我们,应该更多的关注这一领域的热保护。

3.2。混合特性

数据14和15说明公司的质量分数的分布和H₂。这些数据所示,气体的质量分数高附近的燃料进口和射流发展逐渐减少。和气体都集中在剪切层由于射流的特点(见图(14日)和(15日))如图14 (b)和15 (b)的观点 平面上,靠近墙的射流上升,这被认为是由于不对称的扩张,燃烧室。

分析混合特征更明显,混合系数计算,可以获得通过(26] 在哪里混合物的密度,是正常的速度,代表燃料的质量分数,的面积是ISO燃烧室表面,意味着燃料的质量流量,残余气体系数,被视为等价比率的倒数( )。和等价比率( )可以通过计算

残余气体系数被定义为

在平面的混合效率 如图16;它可以看到从图的混合系数达到最大值的位置之间的剪切层射流和进入的空气。随着射流下游,混合系数更高。它也可以从图的放大视图16再循环区域的面积,混合系数的增加,这表明混合系数可以增强效应下的循环流动。

图17说明了混合系数 飞机。从图中观察到的可能是混合系数增加的燃料射流下游发展,和混合系数的下盘燃烧室高于上墙。它也可以观察到的放大视图的图的底部附近的混合系数低于支柱 飞机。背后的原因是,位置靠近燃烧室壁;这可能不是导致充分发展紊流区,进而导致减少混合系数。

混合的分布系数是描述在图18;这个概要文件获得的轴 和 飞机。注意到,在75 - 150毫米,混合系数逐渐增加,相应的位置射流的核心区;在这一领域,扩散效果不是很显著,混合系数的增加主要是由于弱冲击波底部的支柱(见图9的黑色圆圈)。在150毫米的范围,快速混合系数增加;这被认为是由于交叉冲击波如图9(红色圆圈标记的);这里的冲击波可以减少射流的速度,另一方面增强混合系数。值得注意的是,在125 mm - 150 mm的范围,混合系数减少一点;这主要是由于发达射流之间的弱冲击波和之间的交叉冲击波范围(见黑色的圆和红色圆图9);在这个范围内,射流充分发达没有激波的干扰,从而导致在某种程度上减少混合系数。在这之后,在275毫米的位置,混合系数进一步增加;这也对应了激波的位置,这意味着速度进一步降低。从图可以看出,总体趋势增加,达到最大值燃烧室的出口,但上升趋势仍然可以观察到燃烧室的出口;因此,可以作出一个假设,如果燃烧室长度的增加,混合系数可能进一步提高到100%。

3.3。燃烧特性

在本节中,点火启动,分析目前的环形燃烧室的燃烧特性。的分布密度如图19;相比noncombusted的密度结果如图9,整体趋势几乎是相同的,除了射流的厚度。

详细分析密度分布,密度沿轴(如图19)是获得并与noncombusted的结果。如图20.在隔离器的一部分(0 - 100毫米)和扩展的地区(100 - 125毫米),密度是相同的,由于燃烧没有参与这样的地区。然而,对于燃烧发生的地区(> 125 mm),密度分布几乎没有差异。值得注意到图中描述的山峰20.符合冲击波是一种交叉的位置,和冲击波的交叉点的位置两种情况下是相同的,在第二点约200毫米的位置,可以观察到显著的差异之间的两种情况。这表明燃烧可能导致一些冲击波的结构的变化。它可以看到从图20.的总体趋势密度的燃烧情况下高于noncombusted情况;这主要是由于燃烧的CO和H₂;这两个工作介质的产品可能增强流场的总密度。

数据21和22说明反应物种的分布(有限公司有限公司₂阿,₂)。H的分布₂公司几乎是一样的;因此,H的分布₂没有提供。公司的质量分数下降随着燃料喷射流的发展,这主要是由于燃烧产品的质量分数的增加(见图21)。所示 面数据20.和21燃烧主要发生在剪切层,支柱底部,和下游流场;这对应于图所示的结果16;燃烧发生混合效率高在哪里获得;因此,可以得出的结论是,更高的混合率可能导致有效的燃烧。

温度的分布如图23;高温区域显示了一个圆柱形状和射流发展扩大。可以看到它能获得更高的温度附近的剪切层和再循环区底部的支柱;在剪切层的温度可以达到超过2400 K,在底部的支柱和温度高于2600 K。这些地区往往被视为火焰表面。

反应热如图24;结合上述温度分布,在火焰热释放表面总体上是最高的。和底部的支柱,热释放到最大和逐渐减少下游的流场。值得注意的是,射流内的热释放和温度远低于火焰的表面。中描述的裁判。42),火焰表面常被看作是氧化物富裕地区的接口(火焰外表面)和燃料达到区域(在火焰表面);内部的燃烧火焰表面主要由化学过程;燃烧在剪切层由扩散过程控制。在扩散过程控制区域,即。,the flame surface, the combustion occurs in stoichiometric ratio; thus, this may lead to a higher temperature and heat release rate in such region.

燃烧效率是一个关键因素,可以评估燃烧性能,可以通过计算 在哪里是当地的燃烧效率,代表了当地的质量分数,和最初的质量流率和存在质量流率在一定的表面,和下标吗意味着^th组件。

基于上述方程,燃烧效率在一定的表面可以定义如下:

燃烧效率如图25;在这个图中,燃烧效率得到定义的轴表面 ( )和 ( )。从图可以看到,燃烧效率的总体趋势是增加下游,在燃烧室的出口,H的燃烧效率₂是48.9%和61.4%,总燃烧效率是58.7%。值得注意的是,在位置约80毫米,是0;这是对应的数据描述的现象14和15;在这方面,燃料的质量分数几乎是100%;因此,燃烧不可能是建立在这样的条件下。

3.4。室几何燃烧理财学的影响

说明了不同情况下的混合效率26和27。如图26,混合效率的总体趋势是增加的减少(见例1、2和3),和他们都是完全混合在燃烧室的出口。值得被注意到是减少,混合效率达到100%的位置上游流场。对于不同的情况下(见例4、2和5图26),混合效率是增加价值的增加 ,它是与上述情况相同;随着增加,100%的位置混合走向燃烧室的进气效率。应该特别注意到,如案例4图所示26、燃气不完全混合即使在燃烧室的出口,这表明一个overnarrow环形燃烧室的路径可能负面影响燃烧器的混合特征。

图27说明了混合效率飞机的位置 。如图,混合效率有着相同的趋势相比,结果如图26。值得注意到这种情况下4表达了一个贫穷的混合效率,这被认为是由于nonfully扩大燃烧室的结构。

正如上面提到的,混合效率与激波的结构;因此,分析基于激波的结构。图中描述28的冲击波是一种交叉射流的中心的所有情况。然而,交叉点的位置是不一样的。例1,2,3,用鼻爱抚动作的底部附近的交叉点上游进口面积减少;这主要是由于减少的冲击波和支柱之间的角度却降低了。图中描述28例4、2和5的增加可能会导致增加角之间的激波和支柱,这进一步使交叉点向上游移动。这些现象最终导致混合效率的差异。

每种情况下的温度如图29日;从图可以看到,在这种情况下1 - 3,分布的温度几乎是一样的,和高温区域主要集中在下盘的表面。然而,如例4所示2和5,温度分布有很大的不同;至于最小的 ,火焰表面最高温度表示一个梯形的形状下游流场。和火焰扩张的中间地区的表面温度达到2400 K,这是低于高的情况下 。例2和5,火焰的形状表面表达了一个倒三角形的形状。

热释放率的分布如图所示30.;热释放率通常是用来描述火焰的形状,如图,火焰形状表达了一个倒三角形形状在例1中,2和3。和热释放更高的进口燃料,这意味着杆的底部附近的燃烧更充分;这进一步证实了紊流区支柱底部燃烧有积极影响。也可以看到情况下1、2和3,热释放率相比低得多的燃料入口;这主要是由于减少燃气的质量分数。和值得注意到案例1中的放热下游有点低于例2和3,这意味着入口区域的减少可以增强的热释放扩张区域。

见例4、2和5的图30.,4,火焰形状表达一个梯形的形状;这主要由环形燃烧室狭窄的路径;上下墙之间的距离太小,和燃烧喷射流不发达。随着道路的直径增加(例2和5所示),倒三角形的形状出现下游室;这意味着射流充分发展与规模更大的路径。路径的大小增加,底部的倒三角形远离火焰燃烧器的下盘。

燃烧效率如图31日和表5;它可以看到从图和表,燃烧效率随入口面积减少,但总体趋势几乎是一样的,这意味着入口区域的变化都有一个微不足道的燃烧效率的影响。然而,对于病例4、2和5,可以显著提高燃烧效率路径的高度增加。这部分表明,燃烧效率可以提高气体和空气之间的连接区域时增加。

按照文献[26,43),作者使用三种不同配置的支柱,即。,single strut, double strut, and double struts with backward-facing steps. It could be observed that the combustion efficiency for single strut case is around 70% and for double strut case is almost 90%, and for the cases with backward-facing step struts, the combustion efficiency is larger than 90%. In our cases, the maximum combustion efficiency occurs in case 5 with the value of 67%, which is obviously lower than that of the double and backward-facing step struts and a little lower than that of single strut case. However, it is worth noting that the DLR engine utilized in the abovementioned references is fueled by hydrogen only, while in the present research, the CO and H₂应用混合气体燃料,和公司的质量分数远远高于H₂的扩散速度,H₂(1.29厘米²在300 K / s和101325 Pa)远高于有限公司(0.175厘米²在300 K / s, 101325 Pa)在空气中;因此,这可能会导致较低的燃烧效率在当前发动机的结构。此外,上述研究是基于DLR-type燃烧室,和实际应用是难以实现的;然而,本文中的环形strut-based燃烧室提供工程应用使用的可能性。和值得注意到双struts和面向后方的步骤可以显著改善发动机的燃烧效率;这给我们提供了一个想法,燃烧效率可以提高通过改变支撑配置,这将是即将到来的项目的研究。

4所示。结论

在这项工作中,新配置的strut-based提出了超燃冲压发动机,和一系列的模拟。的影响,在这种超高速冲压喷气发动机燃烧室的几何形状进行了调查和分析。关键的结论进行了总结(我)现在引擎的流场显示了古典DLR引擎一样的特征。生成斜激波在杆的顶端,穿越到另一个冲击波形成的另一支柱。和燃料射流燃烧室的顶壁附近的上升,这被认为是由燃烧室的不对称扩张引起的(2)混合特征的调查表明,循环区底部附近的支撑可以增加混合系数。在150毫米和170毫米范围,快速混合系数增加;背后的原因就是交叉冲击波;这里的冲击波可以减少射流的速度,另一方面增强混合系数(3)在燃烧领域的研究表明,温度更高的剪切层和支柱底部附近;在剪切层的温度可以达到超过2400 K,在底部的支柱和温度高于2600 K。这些地区往往被视为火焰表面(iv)增加会导致增加的总体趋势混合效率,降低燃烧热释放速率和燃烧效率。然而,最窄的情况表达最穷的混合特征和显著影响燃烧效率。和火焰形状敏感腔几何

一般来说,目前的工作提出了一个新的超燃冲压发动机燃烧室的几何和燃烧器的可行性研究通过数值方法。结果表明,这种燃烧器的应用程序是可行的,但仍然需要进一步的调查。

命名法

:	保守的向量
:	对流通量向量
:	对流通量向量
:	粘性通量向量
:	粘性通量向量
:	对流通量向量
:	粘性通量向量
:	源项所产生的化学反应
:	总密度(公斤/米3)
:	轴向速度(米/秒)
:	径向速度(米/秒)
:	切向速度(米/秒)
:	能量(J)
:	压力(Pa)
:	剪切应力(Pa)
:	热通量(w / m2)
:	总粘度(Pa·s)
:	层流粘性(Pa·s)
:	湍流粘度(Pa·s)
:	温度(K)
:	导热系数(w / (m·k))
:	扩散系数为组件(m2/秒)
:	质量源组件
:	质量分数为组件
:	密度为组件(公斤/米3)
:	焓的单位质量组件(J /公斤)
:	层流施密特数
:	紊流施密特数
:	摩尔分数的组件
:	摩尔分数的组件
:	层流粘性的组件(Pa·s)
:	层流粘性的组件(Pa·s)
:	分子量的组件(公斤/摩尔)
:	分子量的组件(公斤/摩尔)
:	层流普朗特数
:	Surbulent普朗特数
:	定压比热容(J /(公斤·k))
:	通用气体常数(J·摩尔1·k1)
:	组件的生成热(J /公斤)
:	定压比热容的组件(J / k)(公斤)
:	混合系数
:	等价比率
:	残余气体系数
:	燃烧效率
:	最初的质量流率在一定表面(公斤/ s)
:	现在的质量流率在一定表面(公斤/ s)

下标

:	方向
:	方向
:	方向

数据可用性

所有的数据用于支持本研究的发现可以从相应的作者。

的利益冲突

作者宣称没有利益冲突。

确认

作者要感谢中国国家自然科学基金会的资金支持(52006099)。