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有声腔燃烧室的声学特性实验 总被引:3,自引:2,他引:1
为了掌握声腔对燃烧室声学特性的影响规律,采用冷态实验方法,研究了带有轴向直圆孔声腔的模拟燃烧室的声学特性,其中声腔长度、开口面积比(声腔横截面积除以燃烧室横截面积)和个数均可调节.研究结果表明:燃烧室固有频率随声腔长度的增加而逐渐减小;声腔存在最佳深度,能够抑制一阶切向振型,该最佳深度不受声腔开口面积比影响,略小于1/4一阶切向波长;对抑制一阶切向振型而言,声腔存在最佳开口面积比,在本研究中约为0.17;声腔的分布对燃烧室的声学特性影响较大,相同开口面积比下,声腔个数越多,声波衰减越快. 相似文献
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单扇区、扇形、全环燃烧室热声不稳定性试验和模拟研究 总被引:1,自引:1,他引:0
贫油分级燃烧室在单扇区、扇形、全环燃烧室试验台上均会发生自激周期性燃烧不稳定现象,但振荡模态和频率存在差异。为研究这一差异并建立三者之间的联系,同时验证热声不稳定性模拟方法,对三种试验台的燃烧不稳定性进行了试验和数值模拟研究,获得了不同试验台的振荡特性,并对数值模拟和试验结果进行了对比。结果表明:全环燃烧室存在两个失稳模态,扇形燃烧室只存在一个失稳模态,单扇区燃烧室也只存在一个失稳模态;单扇区、扇形燃烧室可以反映全环燃烧室中其中一个失稳模态,而无法反映全环燃烧室的另外一个失稳模态;三维有限元热声模拟方法准确预测了三种不同试验台的燃烧稳定性,预测的无量纲失稳频率与试验结果一致,误差在2%以内。 相似文献
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燃气轮机燃烧室燃烧气体燃料的数值模拟 总被引:2,自引:1,他引:1
采用数值模拟方法对燃气轮机环形燃烧室燃烧天然气、中低热值燃料进行燃烧性能的数值分析。根据该燃机的结构特点建立了包括扩压器、机匣等部件计算几何模型;计算中采用SIM-PLE算法,可实现k-ε双方程湍流模型,六通量辐射模型、非绝热概率密度函数(PDF)燃烧模型及热力型NO模型对其进行燃烧数值模拟,分析了燃气轮机环形燃烧室燃烧3种燃料性能。计算结果表明:该燃机燃烧天然气、中热值燃料燃烧性能均能达到设计状态,而燃烧低热值燃料燃烧室出口温度较低,表明燃烧过程的数值模拟可为进一步优化燃烧室的结构,改善流场结构提供有用的设计依据,适合于工程应用。 相似文献
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以LabVIEW软件为平台,对低污染模型燃烧室出口温度分布实施离线监测,其中不同油气比下模型燃烧室出口温度分布采用数值模拟方法获得,据此建立燃烧室出口平均温度与进口油气比间的数据库;以燃烧室出口平均温度作为控制信号,以PID算法作为调节模型,以查询数据库的方式产生数据源,实现了燃烧室出口温度控制过程的仿真。 相似文献
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为了获得固体燃料冲压发动机的燃烧效率计算模型,采用理论分析的方法创建了燃烧效率模型,初步推导出燃烧效率的表达式,并运用数值模拟的方法进行了深入研究。研究结果表明,所建数值计算模型准确度较高,与试验结果的相对误差均在3%以内,可用数值模拟代替试验验证研究结果的可信度。燃烧室燃烧效率与进气流量、燃烧室压强燃烧室长度成指数关系,同燃料内径以D=2为分界点成分段指数关系。改变工况后运用拟合公式计算所得结果与数值模拟结果契合度较好。 相似文献
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航空发动机燃烧室主燃区的数值模拟分析 总被引:4,自引:0,他引:4
概述了先进燃烧室的主燃区数值模拟,论述了采用气动喷嘴时确定边界条件的方法和模拟燃油喷嘴油滴轨迹的结果。对某型发动机燃烧室的主燃区进行了数值模拟,给出了熄火时主燃区流场,分析了主燃区温场对出口温场的影响 相似文献
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针对一个变截面开槽管状装药单室双推力发动机,讨论如何应用三维声学有限元分析来确定燃烧室内腔的声学特性,以及在此基础上进行发动机燃烧稳定性预估的三维计算方法,目的是为研制部门提供通用的软件。应用本文编制的计算程序进行试算的结果表明:(1)燃烧室内腔前10阶固有振型的预估误差不大于3%;(2)该发动机的燃烧稳定性接近临界状态,与地面试车情况定性一致。最后,还就声学分析的验证,减少占用内存及计算机时,以及预估方法的进一步改进等问题做了必要的讨论。 相似文献
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为探究液氧/煤油液体火箭发动机气液同轴喷嘴模型燃烧室具有良好稳定性的原因,采用非稳态雷诺平均(URANS)方法数值研究了其燃烧不稳定性和声学特征。两相燃烧条件下,燃烧室压力振荡幅值约为室压的10%左右、最大不超过25%,且以纵向和横向振型为主。一周六径隔板对横向振型具有很强的抑制作用,但对纵向振型影响较小。与液-液撞击式液氧/煤油发动机模型燃烧室相比,本文研究的燃烧室中煤油液滴没有发生超临界蒸发现象,第三邓克尔数较小,诱发燃烧不稳定性的激励源较弱。进一步通过数值定容弹激发了燃烧室多模态声学特征压力振荡,并得到了其振荡特征频率、幅值和衰减率。结果表明,气喷嘴具有四分之一波长喷嘴特征,能显著减小目标振型的幅值,而集气腔对纵向振型具有很强的抑制作用,同时对其他振型也有程度不同的抑制效果。因此,较弱的燃烧不稳定性激发机制以及隔板、气喷嘴和集气腔对纵向和横向振型很强的抑制作用,使得该液氧/煤油发动机气液同轴燃烧室具有很好的稳定性。 相似文献
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针对贫预混燃烧在燃气轮机燃烧室中的燃烧振荡问题进行主动控制技术研究,一般需依赖于较为准确的火焰动力学模型,但是通过仿真或者试验测量得到完整、准确的非线性火焰动力学响应特性都存在较大的困难。针对该问题,本文基于声学分析,结合非线性建模方法的应用,提出了一种基于描述函数的热声耦合系统分析方法,既能够体现火焰非线性动力学过程的影响,又便于实验测量与系统辨识。本文针对旋流预混燃烧室的热声耦合特性进行了实验测量,通过系统辨识得到热声耦合系统的描述函数模型,在此基础上开展热声耦合系统时域仿真分析。实验测量结果表明,包含火焰动力学过程的声波传播过程具有较强的非线性特征,并且在一定频率范围内描述函数的幅值和相位随扰动量幅值变化规律体现出较一致的规律;仿真分析结果证明了辨识得到的描述函数可以对燃烧室中的热声耦合形成过程和极限环振荡特征进行描述。 相似文献
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微型涡轮喷气发动机(Micro-turbine engine)燃烧室具有传热损失大及燃烧驻留时间短的特点。为了给微型燃烧室定型提供数据参考,对设计的微型环形燃烧室中的稳态燃烧过程进行数值模拟。计算入口边界参数采用等熵数值计算结果,喷雾性能参数通过试验获得,考虑了湍流化学反应、热辐射、液滴的蒸发及二次雾化等情况,得到燃烧室稳态工作时的速度场、温度场及浓度分布,计算结果可以较为准确地反映燃烧室的实际燃烧情况。计算结果表明,燃烧室设计合理,燃料可以充分燃烧,各项性能参数基本符合设计要求,能够为燃烧室的进一步优化设计提供改进依据。 相似文献
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某型航空发动机环形燃烧室火焰筒声学模态分析 总被引:3,自引:3,他引:0
燃烧不稳定不仅影响航空发动机的工作稳定性,而且还是造成燃烧室火焰筒薄壁结构声振耦合疲劳破坏的重要原因.燃烧不稳定性的非稳态运动与燃烧室火焰筒的固有声学振型密切相关,因此对燃烧室火焰筒进行声学特性分析具有重要意义.为此建立了航空发动机环形燃烧室火焰筒声学有限元模型,分析了燃烧室火焰筒的声学特性.分别对常温常压下和高温高压下燃烧室火焰筒的声学模态进行了分析,获得了相应的声学固有频率和振型,为发动机燃烧室结构抗疲劳设计提供了参考. 相似文献
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双模态超燃冲压发动机准一维流场数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
使用一维模型和定比热假设,对超燃发动机在超声速状态下的几何截面的设计及在固定几何截面如何调节气动热力(燃烧速率,喷射位置等)优化工作状态进行了数值研究。采用加热规律经验公式,分析加热规律变化对燃烧室和隔离段内流动参数的影响。采用四阶龙格-库塔法对一维控制方程求解,表明几何形状及加热规律对燃烧室工作的优劣有很大的影响。通过研究发现完全可以单独通过调节加热规律达到优化燃烧工况的目的。 相似文献