折流燃烧室燃烧流场大涡模拟

为深入了解航空发动机折流燃烧室内部复杂流场结构，对一种带有离心甩油盘的单头部环形折流燃烧室冷热态流场进行大涡模拟。数值计算模拟了从启动状态到稳定燃烧状态的完整非稳态过程，获得了该燃烧室流量分配、压力损失等参数以及冷热态流场结构。数值计算结果表明：（1）冷热态下燃烧区流场结构分为主回流区和次回流区两部分，主回流区冷态时呈现多涡结构，热态时回流区形状受燃油射流影响呈现对称的双涡结构；（2）燃烧室中各涡团结构由各进气孔射流相互作用形成，涡团结构促进燃烧室内部的能量和质量交换；（3）热态时燃烧室前后涡流板周围存在两个稳定的点火源。     

离心甩油折流环形燃烧室的性能试验

以某离心甩油折流燃烧室为研究对象, 采用试验的方法, 在不同的甩油盘转速下对其性能进行了研究.研究结果表明, 该燃烧室具有较高的总压恢复系数, 燃烧室出口温度场分布不均匀系数(OTDF)小于0.3, 燃烧室的燃烧效率η在0.99以上, 燃烧室的贫油熄火边界较窄.该研究结果为折流燃烧室的设计提供了有益的参考.      

涡扇发动机燃烧室三维冷态流场的计算

论述了某型号涡扇发动机带甩油盘燃烧室从建模到流场计算的整个过程，对半折流式环形燃烧室进行了冷态流场三维流动数值模拟，运用先进的数值计算软件，模拟甩油盘旋转甩油的过程，数值计算得到了燃烧室的速度场、总压恢复系数的分布以及燃油分布情况。为燃烧室的热态流场计算和燃烧室的设计、反设计及改型奠定了基础。     

气液2相离心甩油盘设计

为了进一步减少微型涡喷发动机零件数目,降低成本,设计了1种气液2相离心甩油盘.在甩油盘设计过程中借鉴了气液2相泵的设计方法,设计了1组叶片用来提高甩油盘的加压能力,并在供油管路中供入空气用来防止气蚀.对所设计的甩油盘进行了数值校核和部件及整机试验验证.数值计算结果表明:甩油盘的性能和强度均满足使用要求.甩油盘部件和发动机整机试验表明:甩油盘雾化效果良好,具有宽转速范围的快速点火及起动能力,可满足设计要求.     

微小型甩油盘式燃烧室若干关键技术研究

微小燃烧室设计技术是微型涡轮发动机核心技术之一。研制成功了一款微小型叶片式甩油盘燃烧室,对研制过程进行分析,突破的关键设计技术有:火焰筒容积应足够大,保证停留时间不低于5ms,容热强度在经验范围内;合理设计甩油盘,保证全工况雾化质量良好;构造多涡小涡的主燃区流场结构,控制射流强度和深度;合理分配流量,主燃区稍富油,其后采取小气量逐渐进气方式给气。     

离心甩油式环形燃烧室

本文介绍了离心甩油式环形燃烧室的特点。对中小型燃气轮机来说,采用离心喷射供油设计,有一定参考价值。     

一种离心甩油盘雾化性能的试验

在离心甩油盘性能试验器上对一种离心甩油盘雾化性能进行了较详细的试验研究,用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)测量了不同转速下甩油盘的燃油雾化粒度索太尔平均直径(SMD)、雾化锥角等性能参数.试验结果表明:在试验转速范围内,随甩油盘转速增大,甩油盘雾化锥角α逐渐减少; 随甩油盘转速增大,雾化粒度SMD值逐渐减少,当甩油盘转速大于25000r/min时,燃油的SMD值基本保持不变; 在同一甩油盘转速下,燃油的SMD值随离甩油盘喷油孔距离的增大而增大.      

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.      

折流燃烧室间接点火过程研究

为了研究某折流燃烧室的间接点火过程,对三种不同初始火核位置的燃烧室进行大涡模拟计算,并结合燃烧室点火试验和性能试验进行验证。研究结果表明：折流燃烧室的主燃区可分为三个区域,分别是主回流区、横跨气流区以及次回流区;燃烧室点火成功的关键在于初始火炬进入次回流区;通过大涡模拟计算得到的贫油点火边界油气比与点火试验结果的绝对误差在0.004以内。     

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。     

某型机环型燃烧室燃烧噪声的测量与谱分析

本文从某环型燃烧室燃烧噪声的近场声压测量和谱分析中得到了该燃烧室燃烧噪声的峰值频率范围，并结合燃烧室燃烧性能和对比国外相关试验与理论计算，分析了进口气流参数和余气系数对燃烧噪声的影响，得出了具有一定参考价值的结果。     

某型航空发动机燃烧室出口温度场数值模拟

由于航空发动机燃烧室内复杂的物理化学变化,利用数学模拟的方法来计算其温度场,预测燃烧室出口温度分布,对减小燃烧室研制费用,缩短研制周期具有重要意义.采用fluent软件对某型航空发动机环型燃烧室在不同工作状态下的温度场进行了数值模拟,得到了不同工况下燃烧室的出口温度分布.计算结果能够很好地反应环形燃烧室温度场的特点,对预测环形燃烧室的出口温度分布有一定参考价值.     

航空发动机环形燃烧室噪声总声级的GMDH方法研究

采用数据处理的组合方法（GMDH）,研究航空发动机环形燃烧室测试数据。通过简单的二元二次回归原理来构造出下一代较为复杂的次级回归方程,并且利用＂优选原理＂淘汰掉次级回归方程中的那些不理想的项,得到燃烧室噪声总声级的高阶方程,获得较客观的描写复杂非线性系统的非线性模式。     

随机声载荷时域信号仿真模型研究

利用航空发动机环行燃烧室噪声测试数据，采用时间序列自回归分析方法得到了燃烧室噪声及动压仿真模型ARMA（17，16），并用其对噪声时间历程数据进行了最佳预测。     

旋流突扩燃烧室中回流区的嵌套结构

本文探讨了一种综合旋流器和钝体结构特点设计的新型旋流室,并对双股同轴中心旋流突扩燃烧室模型进行了冷和热态试验。试验结果揭示了一个新的物理现象,即旋流器造成的旋流室回流区与钝体形成的突扩燃烧室中心回流区嵌套在一起。热态初步试验表明,该现象的存在能提高突扩燃烧室贫、富油工况的燃烧效率.      

连续旋转爆轰波在无内柱圆筒内的数值模拟

在对同轴圆管内的连续旋转爆轰的已有研究成果进行总结分析后,提出无内柱的连续旋转爆轰的燃烧室模型.利用结合了一步化学反应模型的圆柱坐标系下的Euler方程三维数值模拟了在这种燃烧室内爆轰波的传播行为.数值结果表明:爆轰波由初始起爆的单向传播最终自动收敛稳定到若干个典型爆轰波头的流场结构.在当前进气条件下,流量可以达到450kg/m2s,其基于反应物的比冲约为1900s.与同以H₂/Air作为燃料时同轴连续旋转爆轰发动机(RDE)燃烧室模型的2000s相比,基于反应物的比冲十分接近,但由于内部有可燃气以爆燃形式燃烧等原因,有5%的损失.      

微型涡喷发动机燃烧室数值模拟

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。     

统计推算燃烧室出口热点温度的优化方法

根据统计学原理 ,采用优化方法 ,对燃烧室在某一状态下出口截面温度的多点测量值进行数据处理 ,确定其最佳的威布尔分布方程 ,并进而导出该状态下出口热点温度的推算公式。结果表明 ,燃烧室出口截面上最大概率的最高温度值总是高于多点测量中测到的最高值。因此 ,通常把后者视同真实最高值 (热点温度 )是不恰当的。认识这一事实具有理论上和实践上的重要意义。     

航空发动机环形燃烧室噪声频谱分析及声激励源识别研究

论述了燃烧室的声激励源、环形燃烧室内高阶声模态及其截止频率。综合分析了燃烧室冷吹和热态各工况噪声测试结果。对声激励的高能量区、燃烧噪声主峰以及一些重要的离散频率分量进行了分析和识别。