可变几何单凹腔驻涡燃烧室的贫油熄火性能试验

为了研究可变几何单凹腔驻涡燃烧室的贫油熄火性能,设计了一个可变几何单凹腔驻涡燃烧室,通过改变凹腔前进气槽的开度,实现对凹腔当量比的控制,并在此基础上进行了贫油熄火性能试验。试验在常压状态下进行,采用航空煤油作为燃料。试验中的主要研究参数如下:进口温度在287~487K变化;进口马赫数在0.2~0.3变化。研究结果表明:可变几何单凹腔驻涡燃烧室的贫油熄火油气比随着进口温度的增加而减小,随着进口马赫数的增加而增加;保持进口马赫数为0.25不变,当进口温度为287K时,贫油熄火油气比随着凹腔前进气开度的减小先增加后减小,而当进口温度逐渐升高到487K时,这一趋势逐渐转变为单调减小;保持进口温度为487K不变,贫油熄火油气比随着凹腔前进气开度的减小而减小。     

双涡/贫油驻涡燃烧室的贫油熄火特性试验

对在燃烧室进口高速气流条件下工作的贫油双涡结构驻涡燃烧室,通过改变主流马赫数与温度和改变其凹腔几何尺寸进行贫油熄火性能试验.试验结果表明:①随着主流马赫数的增加,贫油熄火余气系数减小,主流速度是影响贫油熄火性能的最主要因素.②主流温度的升高对拓宽燃烧边界有利,但是在达到600K后,对贫油熄火余气系数的影响逐渐减弱.③双涡试验件后体进气量的增加可以使贫油熄火性能变差.④不同凹腔宽深比对贫油熄火余气系数的影响很大,综合各个试验件结果,深宽比为0.88的双涡试验件的贫油熄火性能最好.      

低排放驻涡燃烧室冷态流场特性试验

利用粒子图像测速仪(PIV)对低排放驻涡燃烧室模型进行冷态流场测量,获得该燃烧室流场的变化规律和压力损失的变化情况.试验结果表明:低排放驻涡燃烧室涡系结构稳定,在主流后方的驻涡区存在主副双涡结构,联焰板后方的驻涡区存在单涡结构,两者之间特征截面呈现出双涡涡系逐渐向单涡涡系过渡,涡心位置也随截面的变换而变化.随着进口马赫数(0.15~0.30)的增大,主涡面积随之增加,副涡面积在进口马赫数为0.2时最大,而各特征截面上主副双涡及单涡的涡心位置基本不变.驻涡区涡系强度及其边缘的气流速度,以及主燃区的气流速度均随进口马赫数增大而提高.总压损失随进口马赫数(0.15~0.30)的增大而增加.      

主流及掺混气温度对单涡/贫油驻涡燃烧室点火及熄火性能影响的试验

针对一种以煤油为燃料的单驻涡燃烧室,在前期研究的基础上针对驻涡燃烧室可应用于级间燃烧的情况进行了研究.试验中对仅采用凹腔供油的单驻涡燃烧室的点火及贫油熄火进行了研究.结果表明,掺混进气温度增加可以最大降低点火油气比20%左右,拓宽贫熄边界30%左右;对于这种结构和进气条件的燃烧室,主流气量则存在一个最佳值,使得点火总油气比最小.进口流速达到马赫数0.59时点火开始变得困难.      

环形中心钝体驻涡燃烧室驻涡腔有无喷射的对比

采用三维雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程、renormalization group (RNG) k-ε湍流模型和标准壁面函数对驻涡腔有无喷射的环形中心钝体驻涡燃烧室的冷态流场进行了数值仿真,分析了驻涡腔有无喷射对环形中心钝体驻涡燃烧室涡系结构、驻涡腔流动参数和燃烧室总体性能的影响.结果表明:相比于无喷射时,驻涡腔添加喷射可以使驻涡腔内形成相对稳定的双驻涡结构;驻涡腔喷射的存在使得环形中心钝体驻涡燃烧室出口截面总压损失系数降低约9.2%,并能提高驻涡腔内的平均气流参数;驻涡腔喷射对环形中心钝体驻涡燃烧室出口截面流动参数沿流道高度方向的变化趋势影响不大.      

环形中心钝体驻涡燃烧室进气方式研究

采用FLUENT软件对两种驻涡腔进气方式时环形中心钝体驻涡燃烧室的冷态流场进行了数值模拟,并对两种驻涡腔进气方式时环形中心钝体驻涡燃烧室驻涡腔内的旋涡结构、平均流动参数以及燃烧室总体性能等进行了对比分析。结果表明:两种进气方式时,环形中心钝体驻涡燃烧室驻涡腔内均能形成相对稳定的涡系结构,进气方式由后钝体中心逆流进气变为前钝体中心顺流进气时,驻涡腔内涡系结构由单对涡转变为双对涡;与后钝体中心逆流进气相比,前钝体中心顺流进气时,燃烧室总压损失系数、驻涡腔平均静压和总压分别增加约1.345%,8.207%和6.479%,驻涡腔平均速度降低约48.423%;驻涡腔进气方式的变化对燃烧室出口气流参数沿流道高度方向的变化趋势影响不大。     

凹腔驻涡与支板稳焰组合加力燃烧室模型冷态流场试验

利用粒子图像测速仪(PIV)对凹腔驻涡与支板稳焰组合加力燃烧室模型进行冷态流场测量,获得该加力燃烧室流场的变化规律和压力损失的变化情况.试验结果表明:随着偏转角(5°~17°)的增大,支板稳定器的整流效果变差,得到的流场的均匀性变差;随着进口马赫数(0.18~0.30)的增加,凹腔内旋涡结构变得完整,从凹腔出来的气流沿径向支板稳定器的穿透能力增加.气流在支板稳定器后形成了低速区回流区,随着进口马赫的增加,回流区的宽度有所增加;加力燃烧室的总压损失随进口马赫数的增加而增大,较常规V型稳定器的总压损失大.      

凹腔驻涡模型燃烧室内涡的演化发展

使用大涡模拟对凹腔内双驻涡冷态流场进行了分析研究.结果发现, 在主流、前后壁面射流的情况下, 凹腔在某些特定几何条件下会产生准周期生成和破碎的驻涡, 同时研究了凹腔内准周期驻涡的生成发展的过程, 得到了影响凹腔内涡演化的新结果.      

驻涡加力燃烧室贫油熄火性能的影响

为了研究驻涡加力燃烧室的贫油熄火性能,设计了三种不同方案的凹腔结构,进行了贫油熄火（LBO）性能试验。采用航空煤油作为燃料,试验中的主要研究参数如下:外内涵进气压比在0.97~1.07之间变化;主流马赫数在0.13~0.20之间变化。研究结果表明:驻涡加力燃烧室贫油熄火油气比随着外内涵进气压比的增加而增加,随着主流马赫数的增大而增加,并且在马赫数较大时,变化幅度增大;在驻涡区上部分区域,轴向平均绝对速度越小,以及主涡涡心位置在一定范围内更贴近凹腔后壁面,驻涡加力燃烧室的贫油熄火性能更优。      

驻涡燃烧室凹腔流场结构实验

驻涡燃烧室采用凹腔结构稳定火焰,研究凹腔内不同燃料与空气喷射情况下的流场结构非常重要。采用粒子成像测速仪(PIV)测量了驻涡燃烧室凹腔在不同主流速度下的流场,并对比分析了凹腔进气结构分别为不开冷却缝及油气渗混孔、开冷却缝不开油气渗混孔、开冷却缝和后体油气渗混孔、开冷却缝和前体油气渗混孔时的流场结构。研究结果表明,不同主流速度下所设计的不同凹腔进气结构均能在腔内形成稳定的涡,冷却缝对流场的影响较小,凹腔油气掺混孔在开孔截面上对流场及涡核中心位置的影响较大。     

驻涡燃烧室最佳中心驻体宽度选择的数值研究

为确定驻涡燃烧室中心驻体最佳宽度,在四种来流条件下,对当量宽度为0.3～0.8范围,间隔为0.05当量宽度的中心驻体驻涡燃烧室三维黏性流场进行了冷态数值模拟.计算结果表明,当量宽度在0.65～0.70的中心驻体有利于在驻涡腔内形成低速且稳定的流动.驻体宽度增加会导致驻涡腔外侧主流气流速度提高,引起摩擦损失的加大,燃烧室出口截面处的总压损失增加.      

反旋喷嘴进气旋转盘腔压力损失特性

针对旋转盘腔的压力损失问题,利用反旋喷嘴改变进入旋转盘腔的气流的切向速度,减少旋转腔内涡的生成,从而减小气体流经旋转盘腔的压力损失.通过实验的方法测得反旋进气条件下的流阻特性,应用k-ω SST模型模拟了不同工况下腔内的流场.研究表明:旋转盘腔内的压降由湍流参数和掺混后旋流系数共同控制.喷嘴自身压降所占比例为极大值时,腔内无大涡出现,而在非极值点的工况下,腔内均为对涡的流动结构.      

驻涡燃烧室驻涡区涡系特点数值模拟

为深入了解驻涡燃烧室凹腔内流场的涡系分布特性,采用FLUENT对不同驻涡区前进口堵塞比和不同燃烧室入口速度的驻涡区流场进行计算,分析典型截面压力场和流线图,研究驻涡区涡系特点.结果表明:不同纵截面旋涡特点不同,主流被联焰板堵塞的凹腔纵截面只有主涡,为稳定点火和火焰稳定提供条件;不同横截面的旋涡差别较大,离驻涡区前壁越远的截面涡心距越大,贴近前壁和后壁的截面均无旋涡;燃烧室入口速度对轴向中间截面的旋涡结构无影响,而前进口堵塞比对旋涡结构影响较大.     

孔内“喷射现象”影响气膜冷却流动传热机理

为了揭示气膜孔内不同“喷射现象”对气膜冷却流动传热的影响,在相同射流角基础上选取7种不同进气角的冷气腔以改变气膜孔内的“射流效应”,并对7种冷气腔在不同吹风比条件下进行了对比研究。结果表明:当进气角不为0°时,不同进气角会在气膜孔内产生不同的“喷射现象”。低吹风比时不同进气角的气膜冷却效率相差不大。随着吹风比的增加,不同进气角时的冷却效率存在很大差别。在吹风比为1.5,进气角不大于0°时冷气在孔外形成了强肾形涡;而当进气角大于0°时冷气在与高温主流相互作用后,上游低动量区的冷气会绕开下游高动量区冷气后贴附壁面,增大涡对之间的距离从而减弱相互增强的效应。相对于原始冷气腔,在吹风比为1.5,进气角为15°和30°时的平均气膜效率分别提高了约130%和70%。      

驻涡燃烧室凹腔供油位置对流场影响的PIV实验

采用PIV(particle image velocimetry)技术,对凹腔供油位置不同时凹腔内的冷态流场进行对比研究.通过分析不同来流速度对腔内涡的形成及其稳定性的影响,从而研究不同供油位置对涡稳定的影响.实验表明,供油位置在凹腔前体,油气掺混孔处的射流对涡有破坏,供油位置在凹腔后体,油气掺混孔处射流对涡没有破坏作用,在不考虑供油方式等因素的情况下,凹腔后体供油优于凹腔前体供油.研究结论可为该驻涡燃烧室进一步的热态燃烧性能实验研究提供依据.