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为研究双火花塞点火相位差对安装有预燃室的四冲程点燃式航空重油活塞发动机的整机性能的影响规律,利用AVL-Fire软件建立了发动机燃烧室的CFD模型,并验证了模型的有效性;研究异步点火相位增加对整机缸内燃烧、火焰传播和缸内爆震的影响等。结果表明:在转速为5 000 r/min,30%节气门开度、喷油量为20 mg的条件下,主燃室中火花塞点火固定在上止点前20°曲轴转角,另一个火花塞相对其分别提前4°、 8°、 12°点火。随着异步点火相位的增大,缸内平均压力、放热率及累计放热量呈现逐渐增加趋势,但爆震发生的角度逐渐向上止点移动,强度有所增加。 相似文献
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为了了解点火参数对某2冲程航空活塞煤油发动机燃烧及温度场的影响,利用GT-Power和Fire软件对该发动机整机及燃烧室分别建立了仿真模型,选取扭矩、功率以及缸压数据验证了该模型的正确性,并对发动机在6000 r/min、全负荷工况下的燃烧和温度场分布等特性进行分析.结果表明:当点火时刻由335°CA变化至331°CA时,缸内混合气燃烧放热量增多,放热率峰值增大,放热率峰值对应曲轴转角的提前量变大,燃烧放热速率加快,混合气温度和压力上升变快,高温区范围增大;当点火能量由28.02 mJ增加至46.73 mJ时,双火花塞附近的温度升高,火花塞点火产生的火核尺寸增大,缸内燃烧温度与压力升高,燃烧放热速率加快,缸内高温区分布范围增大. 相似文献
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基于内禀模态高频积分能量法的煤油发动机爆震因子计算方法 总被引:2,自引:2,他引:0
提出了基于内禀模态高频积分能量法的爆震因子计算方法.该方法对电控二冲程煤油发动机缸内燃烧压力信号进行经验模态分解,自适应得到若干内禀模态函数分量与残余函数.对内禀模态函数分量采用快速傅里叶变换得到爆震高频信号分量,选取残余函数峰值对应的曲轴转角为爆震窗口起始曲轴转角,对爆震窗口宽度分析,得到合理爆震窗口宽度持续曲轴转角为30°.利用内禀模态高频积分能量法对无爆震、轻微爆震、中度爆震与强烈爆震工作循环的缸内燃烧压力信号进行爆震因子计算,得到4个工作循环的爆震因子分别为0.6642,1.8191,3.0275,5.3717,可表征爆震的强弱.研究表明基于内禀模态高频积分能量法的爆震因子计算方法简便、快速有效. 相似文献
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在内径50mm的吸气式无阀脉冲爆震发动机模型机上,以煤油为燃料,空气为氧化剂,成功进行了两相脉冲爆震试验。研究了煤油/空气推进剂的点火、起爆过程与特点,发现燃油粒度对PDE的点火-起爆影响至关重要。粒度较小时无论煤油是否加温均可成功生成爆震;而提高燃油温度有利于煤油的快速点火和加速火焰传播速度,但在燃油粒度较大时没有生成爆震。与汽油/空气推进剂相比,煤油/空气PDE起爆难度较大,且点火-起爆时间显著增加;随着频率增加,两者的点火-起爆时间差值逐渐减小。 相似文献
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为解决某二冲程航空活塞发动机采用航空煤油后爆震极限功率严重下降的问题,进行了一维发动机性能仿真分析,提出了提高发动机爆震极限功率的技术措施。在发动机额定工况下,油耗率和排气温度不发生恶化的前提下,添加抗爆添加剂、降低压缩比和推迟点火提前角以抑制采用煤油后的发动机爆震倾向,扩大缸径和降低空燃比以助于恢复发动机的爆震极限功率。结果表明:经过优化,发动机输出功率可达到原型机的96%,油耗率增加了19%,排气温度升高了57K。研究结果可为二冲程煤油发动机的性能优化和提高工作的可靠性提供依据。 相似文献
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针对二冲程汽油发动机改用航空煤油后的爆震抑制和性能恢复进行了研究,利用GT-Power软件建立发动机的一维仿真模型并对煤油发动机的爆震进行了预测和优化。仿真结果表明:推迟点火时刻、远低于和远大于理论空燃比的混合气对爆震都有一定的抑制作用,试验结果验证了仿真结果的正确性。提出并采用协同推迟点火和增加喷油的控制策略进行试验研究。试验结果表明:在低转速大负荷工况下,爆震可被有效抑制,节气门全开时功率恢复在90%以上。发动机转速为5 500 r/min时,功率恢复能达到原机的95.7%。 相似文献
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针对某型二冲程点燃式空气辅助缸内直喷发动机燃用柴油问题,提出了实现单电容连续多次放电点火的方法,研制了直流电容式多次放电点火模块,进行了多次点火功能性验证及点火能量测试.在此基础上,进行了环境温度为6℃下的冷起动试验及3000r/min小负荷性能试验,结果表明:在该环境条件下,采用5次放电点火策略能够使发动机起动成功,在小负荷工况下,增加点火次数有利于改善缸内燃烧,点火提前角在10°~20°之间时,4次点火对发动机动力性、燃油消耗率及排放性能改善比2次点火更明显,当点火提前角提前至30°后,其改善作用逐渐减小. 相似文献
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Modeling turbulent transport effects on kernel formation and ?ame propagation in an ignition process
Reliable relighting is crucial for advanced low-emission aero-engine combustors. For forced ignition under highly-turbulent conditions, eddies of sizes being smaller than the flame kernel can affect its formation through penetrating and modifying the kernel structure. In this study, a one-dimensional model for small-scale turbulence on kernel formation is developed through the incorporation of turbulence-induced diffusion in governing equations. With given flow conditions,the spatial and time-dependent turbulent diffusivity is modeled using the idea of residual eddy viscosity. One-dimensional spherical flames of premixed pre-vaporized n-dodecane/air mixtures under high-altitude conditions are simulated to investigate the effects of turbulence. It is revealed that the range of the equivalence ratio for successful turbulent ignition is much narrower than that for laminar ignition. The range decreases with an increased turbulent intensity, and this effect is more pronounced for a low spark energy. In addition, turbulent transport has more pronounced effects on rich mixtures. An analysis on energy budget and species profiles shows that turbulence-induced diffusion enhances the heat loss at the very beginning of the kernel formation process that could lead to ignition failure. After the flame kernel is established, turbulent transport broadens the flame front, enhances the heat release rate, and thereafter increases the flame propagation speed. 相似文献
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Relight of jet engines at high altitude is difficult due to the relatively low pressure and temperature of inlet air. The penetration of initial flame kernel affects the ignition probability in the turbine engine combustor greatly. In order to achieve successful ignition at high altitude, a deeper penetration of initial flame kernel should be generated. In this study, a Gliding Arc Plasma Jet Igniter(GAPJI) is designed to induce initial flame kernel with deeper penetration to achieve successful ... 相似文献
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为研究撞击式喷嘴凝胶自燃推进剂着火及火焰特性,在单喷嘴矩形燃烧室内进行了凝胶一甲基肼/四氧化二氮(MMH/NTO)喷雾燃烧过程试验研究。试验采用撞击角为75°、90°、105°的两股互击式喷嘴和撞击角为90°的两股燃料撞击一股氧化剂(F-O-F)、两股氧化剂撞击一股燃料(O-F-O)三股互击式喷嘴,首先结合高速摄影与纹影技术拍摄了燃烧过程纹影图像,随后采用高速摄影直接拍摄了燃烧过程火焰自然辐射发光图像。通过图像处理,提取了火焰着火距离、火焰轴向传播速度、火焰夹角以及反应距离,并分析了喷嘴类型、燃料射流速度的影响。试验结果表明,凝胶MMH/NTO燃烧主要发生在液膜破碎成液丝之后,射流速度越快,燃气扩散速度越快;凝胶MMH/NTO推进剂采用撞击角为105°的两股互击式喷嘴时着火距离最短;凝胶MMH/NTO着火时火焰轴向传播速度随燃料射流速度增加而增加,撞击角为90°时火焰沿喷注面下游传播速度较快;凝胶MMH/NTO稳态燃烧时火焰夹角随燃料射流速度增加而增加,反应距离随燃料射流速度增加而减小,其中撞击角为90°的两股互击式喷嘴火焰夹角最大,撞击角为105°的两股互击式喷嘴反应距离最短。 相似文献
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凹腔火焰稳定器阻力特性的实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在超燃冲压发动机直连式实验中,模拟马赫数1.92、静温509K、静压86.6kPa来流,采用等截面燃烧室构型,利用推力测量系统对不同结构尺寸的开式凹腔火焰稳定器的冷流阻力和热试阻力进行了研究。通过对深度分别为10,15,20mm,长深比4~10,后壁倾斜角18°~60°的凹腔火焰稳定器的冷流阻力比较,实验表明凹腔火焰稳定器的冷流阻力与凹腔深度成正比;也与凹腔长深比成正比;并随后壁倾斜角的增大先减小后增大,在30°~60°范围内应存在一个角度使得冷流阻力最小。实验还以氢气为燃料,利用火花塞点火器进行点火,在燃烧模态下对不同喷注位置、不同当量比时的凹腔火焰稳定器阻力特性进行了对比,结果表明凹腔火焰稳定器的热试阻力比冷流阻力小,且受燃料喷注方式的影响较大;在实际超燃冲压发动机工况下,凹腔火焰稳定器的阻力随着当量比的增加而减小,并最终会表现为正推力。 相似文献