利用一种声学阀门对发动机燃烧不稳定性进行的被动控制(英文)

为了对发动机燃烧不稳定性进行被动控制,利用亥姆赫兹声学共振器原理,设计一种声学阀门,当一个管道侧面安装的亥姆赫兹共振器的空腔壁面是柔软的时候,声学阀门的性能与频率就没有很强的关系,从而实现由于热声学不稳定带来的压力和热释放导致的不稳定燃烧进行被动控制。阀门的功能是让声音通过,但它必须阻止时间平均意义上的流动。本文对带有这种装置的热声学特征根问题给出数值解。结果显示声学阀门对燃烧室内的驻波结构造成很大改变,进而可以消除不稳定的特征根模态。只要阀门具备足够的尺寸,这种效果可以在任意的线性火焰声学特性中广泛实现。     

贫燃预混旋流火焰燃烧不稳定性的实验

实验研究了常温常压条件下贫燃预混旋流火焰的燃烧不稳定性.结果表明:不稳定燃烧时,火焰结构发生显著变化,呈现大尺度运动的特点.燃烧室所发生的燃烧不稳定性是纵向自激式振荡,是燃烧室与预混段之间的耦合,振荡频率由整个系统决定.随着当量比的提高,燃烧经历了由稳定到不稳定,并达到有限循环脉动的过程.流动脉动和火焰的相互作用,是激发和维持振荡的主要原因,需要深入研究不稳定燃烧性产生和得以维持的机理.      

突扩燃烧室低频燃烧不稳定形成机理分析

突扩燃烧室在一定的工作条件下会出现燃烧不稳定现象。采用实验和数值模拟的方法对突扩燃烧室形成低频燃烧不稳定的机理进行了研究。通过实验研究发现突扩燃烧室压强振动过程中纵向振型占主导地位,但其振动频率并不与声学频率一致。建立了适合分析燃烧不稳定的多步化学反应动力学与大涡模拟耦合的数值分析方法,对实验发动机开展了非稳态数值模拟,获得了低频燃烧不稳定形成演化的详细过程和流场结构。实验和数值计算表明突扩截面形成的旋涡脱落,以及旋涡在燃烧室内的运动过程中引起燃烧面积、局部当量比和热释放率的脉动是激发低频压强振动的主要原因。压强振动引起上游速度脉动,进而形成旋涡脱落。大尺度旋涡在燃烧室内的运动又会引起热释放率的大幅度脉动,反过来又会促进压强振动。振动频率是由压强波和旋涡运动特征时间共同决定的。     

振荡燃烧过程的同步测量方法

振动燃烧是由非稳定燃烧放热和压力脉动互相耦合产生的系统振荡过程。振荡燃烧的研究方法之一是对自激振荡燃烧相互耦合过程进行研究,得到系统的闭环特性。另外还可以对燃烧系统施加特定的扰动以得到燃烧系统的开环特性。为了研究振荡燃烧的动态过程,需要实现不同物理量的同步测量。相同步方法能够实现压力脉动与燃烧放热率脉动的同步测量,确定二者间的周期变化关系。通过对两个不同振荡类型的实验台进行相同步测量,分析振荡燃烧过程中压力脉动与放热率脉动的相位关系,并讨论了相同步方法的误差,提出了不同实现方案。这些结果将有助于我们提高火焰测量的相同步技术的准确性。     

液体火箭发动机非稳态燃烧过程对其稳定性的影响

基于模型分析了由非稳态燃烧过程引起的不稳定热释放这一激励源项对稳定性的影响，探讨了相应的激励机理。采用小扰动分析方法，将一维层流预混火焰燃烧模型方程分解为稳态和非稳态两类控制方程，建立了线性增长率中燃烧释热项的计算方法，获得了温度及释热量的空间分布，探讨了初始温度及比热比变化对其影响规律。结果表明:采用高能推进剂的燃烧系统具有相对较低的稳定性，而对于同一种推进剂，比热比的增加会导致稳定性对频率的敏感程度增加，且具有明显的频率选择性。      

气喷嘴和声腔对燃烧室声学特性的影响

为了掌握气喷嘴和声腔对燃烧室声学特性的影响规律以及解释声学实验中出现的切向频率分化现象的内在机理,采用声学有限元方法(FEM)并在单喷嘴声学模拟实验验证的基础上,从固有频率和声压分布角度分析了气喷嘴长度、声腔长度和节流嘴直径对燃烧室声学特性的影响规律,利用声压分布成功地解释了实验中出现的频率分化现象。结果表明:当燃烧室某阶切向振型频率与喷嘴1阶纵向振型频率相等时,喷嘴由于共振将切向振型声压幅值极值点附近的能量转移到喷嘴中,改变了燃烧室原切向振型的声压分布,因此在声学实验中产生切向频率分化现象；气喷嘴长度与节流嘴直径之间存在着耦合关系,在液氧煤油补燃发动机喷嘴设计阶段可进行组合参数匹配优化。      

冲压发动机燃烧不稳定性数值研究

使用FLUENT CFD计算软件开展了号冲压发动机燃烧不稳定性问题的数值研究。采用Finite-Rate/Ed-dy-Dissipation燃烧模型,随机轨道颗粒模型,考虑燃油液滴的一次雾化、二次雾化、蒸发和掺混,计算获得燃烧室内部热释放率、压力随时间的变化曲线,依照瑞利准则讨论了该型号发动机燃烧不稳定性的机理。     

突扩燃烧室低频燃烧不稳定控制方法

为实现对突扩燃烧室低频燃烧不稳定的高效控制,采用实验手段和数值模拟开展了低频燃烧不稳定的控制方法研究。开展了燃料脉冲喷射开环主动控制实验研究,发现燃料脉冲喷射所形成的周期性放热是抑制压强振动的主要原因。这种周期性放热与压强振动反相时会明显削弱压强振荡幅度,所以喷射相位角是影响控制效果的主要因素。对空气喷射控制方式进行了大涡模拟,这种方式能够比较有效地干扰突扩面上大尺度旋涡的形成,起到较好的抑制效果。对燃烧室突扩构型进行改进,开展了被动控制的数值模拟,通过采用台阶突扩面的被动控制方式指出了破坏大尺度旋涡的形成和切断振动能量的正反馈机制是实现燃烧不稳定被动控制的主要途径。     

多孔径穿孔板控制液雾燃烧不稳定的研究

研究了一种带可调背腔的多孔径穿孔板声阻尼器的吸声特性,并通过声学模型预测了穿孔板的吸声特性。实验研究了偏流穿孔板对液雾燃烧器的燃烧室、气室内波动的动态压力及热释放率的控制效果。多孔径穿孔板存在两种孔径:小孔半径均为1.0 mm,大孔半径分别为1.5、2.0、2.5、3.0 mm。发现孔径差异过大的穿孔板消声性能不佳。但是大小孔径相近的穿孔板对腔室内的热声振荡有明显衰减效果。安装穿孔板后,燃烧室脉动压力下降59%~84%,放热波动下降47%~87%,同时火焰形态变得稳定。      

流场不均匀对液体火箭发动机纵向振荡燃烧影响及控制

针对常温推进剂发动机推力室再生冷却和撞击式喷注器结构,分析了推力室身部与喷注器对接部位的流场特性,对流场均匀性进行了实验测量。结果表明：推力室身部再生冷却通道出口压力存在约0.15 MPa周向不均匀。身部出口节流显著提高局部流速,使喷注器面氧化剂湍流度和不均匀性增加,进而改变燃烧特性。通过撞击喷注单元雾化试验,获得了18 m/s的推进剂入口边界流速。基于喷注器流场均匀性,提出控制推进剂流速,降低不均匀性,进而抑制纵向高频燃烧不稳定性的控制方法。发动机热试结果表明,采用（15±1） m/s的推进剂入口流速,控制方法抑制了纵向高频燃烧不稳定性。     

基于经验模态分解的燃烧不稳定性分析

实验研究了在常温常压条件下贫燃预混旋流火焰的燃烧不稳定性,发生燃烧不稳定性时其压力脉动表现为非平稳信号.利用一种基于经验模态分解(EMD)的希尔伯特-黄变换(HHT)算法对在当量比分别为0.71和0.80工况下的压力脉动信号进行了时频分析.针对压力脉动信号进行经验模态分解,选取主要的固有模态函数(IMF),对IMF通过HHT变换得到瞬时频率并进行统计分析.结果表明:在当量比为0.71时,压力信号呈间歇式的脉动,其振型为拍振;在当量比为0.80时,脉动压力信号则呈现出极限环振型.在基于EMD的HHT变换中,IMF体现了燃烧不稳定性的固有模态且具有自适应性强的特点.      

Effect of baffle injectors on the first-order tangential acoustic mode in a cylindrical combustor

Combustion instability is a very important issue in the development of the propulsion systems used in aerospace. It is very important to associate the high frequency combustion instabilities with the acoustic characteristics of the combustion chamber. In this paper, the effects of various baffle injectors which were installed on the injector faceplate on the first-order tangential acoustic mode were investigated theoretically and experimentally. The effects of the gap between adjacent injectors on the first-order tangential acoustic mode in a cylindrical chamber were considered. The acoustic admittance of the injectors was derived. The results showed that the amplitude and frequency of the first-order tangential acoustic mode increase with the increase in the gap between adjacent injectors, but decrease with the increase in the number and height of the baffles. The baffle injectors have a greater influence on the amplitude and frequency of the first-order tangential acoustic mode than the baffle blades.     

煤油液滴在富氧燃气中不稳定燃烧的数值研究

采用数值分析的方法,对富氧燃气中的煤油液滴的不稳定燃烧过程进行了研究。采用一维轴对称N S方程,考虑了高压实际气体物性和液滴/气团表面气液平衡。计算中空间和时间尺度分别为μm和μs的量级。结果表明,液滴在接近超临界点时,物性的快速变化会引起一定频率的自发振荡;超临界气团对不同压力振荡频率的响应不同;煤油蒸汽的消耗速率对压力振荡的响应不同于蒸发速率的响应,热量释放对压力振荡也具有明显的响应。     

燃烧室头部两侧进气掺混气动特性

对一种燃烧室头部两侧进气掺混段的气动特性开展了数值仿真及试验验证,得到了掺混段在不同反压、来流马赫数、攻角及侧滑角下的性能参数和流场特征.结果表明,掺混段头部存在的横向旋涡是燃烧室火焰稳定和燃烧组织的关键,有攻角或侧滑角的情况下,掺混段的总压恢复有所下降,因此组织燃烧时应进行相应调节,以防止进气道进入不稳定工作状态.试验验证结果表明,仿真与试验的曲线规律一致,仿真研究结果可作为燃烧室设计和燃烧组织的依据.      

异步点火相位对二冲程发动机爆震燃烧的影响

为了了解异步点火相位对二冲程航空活塞发动机燃用煤油时的爆震影响问题，使用Fire软件建立了发动机燃烧室的计算模型，并通过试验验证了该模型，研究了异步点火相位对发动机缸内燃烧以及火焰面密度分布、爆震强度的影响等.结果表明:在转速为5000r/min、全负荷工况、混合气当量比为11、点火能量为3564mJ条件下，当其中一个火花塞点火时刻固定在上止点前曲轴转角为29° ，另一个火花塞相对其分别提前曲轴转角为1°，3°，5°时点火，随着双火花塞异步点火相位差的增大，缸内平均压力、放热率及累积放热量均呈现减小的趋势，两个火花塞附近的湍动能增大，火焰传播速度加快，火焰发展期缩短，爆震强度表征物的浓度逐步减小，二冲程煤油发动机爆震发生的倾向减小.      

液氧/甲烷火焰和燃烧不稳定性试验

为了解液氧/甲烷火焰在外界扰动作用下的表现,增进对燃烧不稳定性的理解,分别对两种喷剪切同轴式喷嘴结构进行了试验,试验采用单喷嘴矩形模型燃烧室,液氧以液态从中心喷嘴喷注,甲烷以气态从同轴的环形腔喷注。试验中,压力调节装置上的齿轮间断性地堵住和打开安装在燃烧室底部和主喷管旁边的辅助喷管出口,分别向燃烧室输入高频扰动。采用高速照相机记录火焰的OH辐射量,并采用阴影和纹影技术记录液氧的喷雾过程。试验成功激发起了燃烧室一阶横向和一阶纵向振型,在高频扰动作用下,还产生了两次强低频振荡。讨论了分离火焰的特征及其液氧射流在外界扰动作用下的表现和影响参数。     

复合材料主动冷却薄壁燃烧室设计分析

通过建立流固耦合传热模型,对不同尺寸冷却通道的主动冷却薄壁燃烧室结构瞬态传热特性进行数值模拟,给出了主动冷却燃烧室的瞬态温度场分布及其演化.再采用有限元法计算燃烧室的热应力和应变,从而揭示了冷却通道几何参数及内部煤油体积流量对燃烧室薄壁结构最高温度和热应力的影响规律.计算结果表明:在充分发挥煤油冷却效果前提下,冷却通道距离燃烧室内壁距离越近,所需煤油体积流量越大,而燃烧室结构热应力在10s左右达到最大值,设计时应着重考虑这段时间内的材料性能.      

SMC燃烧模式下引射火箭性能影响因素的实验研究

1引言为了降低航天发射费用,迫切需要提高有效载荷在航天器起飞质量中所占的比重。使用吸气式发动机,提高推进剂比冲成为一条有效的途径。为了使吸气式发动机适应航天发射所要经历的宽马赫数区间,使用组合循环推进(CCP)成为必然的选择。引射火箭是组合循环推进在低速起飞阶段的     

低压工况下10N姿控推力器燃烧室工作过程仿真

描述了发动机燃烧室工作过程仿真模型的主要参数,应用此模型对10N推力器在不同供应管路压强条件下燃烧室的脉冲工作过程进行了仿真.对比分析了长脉冲和短脉冲两种工作模式下管路压强逐渐降低时燃烧室压强、推力等参数的变化规律.通过长脉冲工况的仿真理论推力与实验测量推力反推出管路压强为1.48,1.0,0.6MPa时推力效率分别为94%,91%和90%.短脉冲工况仿真结果表明:管路压强为0.4MPa时推力器已经无法正常点火,应避免推力器工作于此工况.d:\PDF\.pdf      

航空活塞汽油机燃烧特性优化

为优化某二冲程航空活塞汽油机的燃烧特性,研究了火花塞位置、火花塞数量以及火花塞布置方式等对其燃烧的影响。利用Pro-E和AVL Fire软件对该汽油机燃烧室建立了仿真模型,选取缸内压力数据验证了该模型的正确性,对火花塞不同的布置位置以及不同数量的火花塞等方案进行了仿真,对结果进行分析。结果表明:双火花塞布置方案比单火花塞布置方案更有利于组织快速燃烧,促进燃烧放热,缩短燃烧持续期;火花塞非对称布置方案比对称布置方案对火焰的形成及传播扩散更有利。