微型燃气轮机燃烧室燃烧特性实验

针对燃气轮机低污染排放要求,在为使用气体燃料设计的低排放微型燃气轮机燃烧室单头部实验件上进行了燃烧特性实验,对比分析了燃料喷口位置、数量,值班级与主燃级燃料分配比例和不同空气流量分配方式时的燃烧效率和污染物排放特性。结果表明:改变燃料喷口的位置、数量可以改变燃料与空气的混合特性,对燃烧特性产生较大的影响;值班级与主燃级燃料流量分配比例的变化,会导致各燃烧区当量比的变化,主燃级燃烧区当量比降低至08以下有利于降低污染物排放;通过改变燃烧室空气流量分配方式,可以降低主燃级燃烧区的当量比,使NOx排放降低至272 mg/m3,燃烧效率达到986%。但用于掺混的空气流量的降低会使出口温度分布系数由021升高至024。     

旋流预混预蒸发装置蒸发和排放特性

采用数值模拟和试验两种方法获得了两种结构的贫油预混预蒸发装置(Lean premixing and prevaporizing system,简称LPP)出口的油气混合均匀性,并采用单管燃烧室验证了LPP装置的燃烧特性.径向旋流预混装置出口的油气混合比轴向旋流预混装置更均匀;旋流器的叶片数和旋流角、预混管长度、气流速度、喷油方式等对油气混合均匀性均有比较显著的影响;在当量比高至0.5左右时,LPP燃烧室NOX和CO排放比传统燃烧室低得多;只要LPP装置出口存在回流,燃烧时就会出现回火现象.      

燃气轮机燃烧室预混喷嘴排放性能的试验和数值研究

为了研究当量比、值班燃料量和压力对燃气轮机燃烧室预混喷嘴排放指标的影响,在环境压力下按照等速模化原理进行了燃烧室预混喷嘴的燃烧试验,基于化学反应网络法构建了污染物预测模型,开展了试验和数值对比研究。结果表明:在带值班燃料的情况下该预混喷嘴当量比φ在0.35～0.5时可满足国标排放要求,但是值班燃料量增大会使NO_x排放升高;在φ0.4时,压力对纯预混燃烧NO_x生成无影响,φ0.4时,NO_x会随压力升高而增多;带有值班燃料的预混燃烧时,NO_x对压力变化敏感,压力升高导致NO_x增多;该预混喷嘴混合性能对空气流速不敏感、燃料兼容性强,排放达标当量比范围宽,经进一步设计开发后有潜力应用于燃气轮机低排放燃烧室中。该化学反应器网络模型依赖经验较少,当值班燃料比例≤0.17时,对污染物预测与试验数据符合较好。     

氢燃料先进旋涡燃烧室流动和燃烧特性

为了对整体煤气化联合循环(IGCC)燃气轮机的氢燃料先进旋涡燃烧室(advanced vortex combustor,AVC)结构设计提供理论依据,应用实验和数值模拟相结合的方法对AVC气流流动特性受燃烧室几何参数影响规律进行研究,在此基础上,确定氢燃料AVC内前、后钝体合理的布置方式.应用19步氢气和空气详细化学反应机制,对氢燃料AVC流动和燃烧特性进行数值模拟研究,结果显示:氢气和空气预混和气体主气流当量比为0.65时,在前、后钝体之间形成的凹腔内无喷射气流条件下,燃氢AVC能够形成稳定燃烧,出口温度被控制在1950K以下,总压损失系数为2.7665%,燃烧效率为99.54%.相对于凹腔内无喷射气流,凹腔内有喷射气流的AVC旋涡在z轴方向分层有序、结构更加稳定,但不同xy截面上温度分布不同,导致出口截面温度分布不均匀,总压损失系数略有增大,燃烧效率提高了.      

燃料特性对燃气轮机燃烧室火焰辐射影响分析

采用数值方法研究了燃气轮机燃烧室燃料特性对火焰辐射换热的影响.在燃烧室确定油气比和进气温度时,取不同燃料特性对燃烧室的火焰辐射换热进行模拟计算.模拟结果表明:燃料物理特性影响燃油的雾化质量和蒸发效率,影响主燃区燃烧效率,引起燃气温度及分布改变;影响主燃区碳黑粒子的生成及浓度分布,引起燃气发光辐射对火焰筒壁辐射热流的变化,导致火焰筒壁温变化;燃油物理特性和H含量引起的燃气温度变化影响NO生成,主要受物理特性引起的燃烧效率的影响,H含量的影响相对较小.     

多点喷射贫预混喷嘴流场及排放特性研究

基于燃料喷射孔与旋流器中空叶片相耦合的发展趋势和避免贫预混喷嘴发生回火和自燃,本文提出了一种新型的带收敛出口、壁面开冷却孔且中空叶片叶背开喷射孔的多点喷射贫预混喷嘴,采用试验研究了其流场和污染排放特性,并采用数值计算对流场和燃料/空气混合特性进行了补充研究。结果表明：主回流区脱离喷嘴出口一段距离,有利于产生脱体火焰而防止发生自燃和回火,且本文喷嘴出口温度监测结果也证实了在喷嘴内未发生自燃和回火;不同压力状态下喷嘴出口截面混合不均匀度SMV（Spatial Mixing Variance）均在4.7%左右,满足低污染燃烧室SMV低于5%的要求;并且污染物排放试验结果表明贫预混喷嘴能同时满足NOx和CO排放要求(@ 15% O2)的Φdome范围较宽,为0.65-0.82,能减少其应用在全环燃烧室的分级数,另外当Φdome低于0.70时,贫预混喷嘴的NOx排放低于10ppmv(@ 15% O2)。本文提出的新型贫预混喷嘴能满足燃气轮机低污染排放要求。     

航改型双环燃烧室燃烧反应特性试验

针对地面运输用燃气轮机低排放的要求，试验研究了一种双环预混旋流(TAPS)燃烧室在以0号柴油为燃料时的反应特性。结果表明:采用TAPS燃烧室由于空气分配方式的改变，总压恢复系数在0.97以上，高于经典单环燃烧室。由于柴油黏度和燃点的影响，使用柴油为燃料时最低常压点火油气比高于0.05，要比相同结构采用航空煤油为燃料时的点火油气比高，但慢车贫油熄火极限没有明显的变化，维持在0.006~0.008之间。采用压力雾化的预燃级存在燃料混合不均匀的问题，导致燃烧效率只能达到0.99，为要求值的下限，但燃烧室出口温度分布系数小于0.25，达到了所要求的性能指标。由于采用了预混预蒸发燃烧，污染物排放中NOx的干基体积分数为1.76×10-5，明显低于所要求的性能指标，但CO的干基体积分数较高达到了5.02×10-4。综合比较各项性能指标，该燃烧室在点火、贫油熄火、燃烧室出口温度分布和NOx排放上表现出了一定的优势，但燃烧效率低和CO排放高还是需要解决的问题。      

燃料喷口位置对燃烧室污染物生成性能影响

对一种使用中低热值生物质气的干式低排放（DLE）微型燃气轮机燃烧室开展了研究,对燃料喷嘴口在不同位置时的污染物生成特性进行了实验测试和数值模拟,获得了喷口位置对燃料与空气的混合均匀性、NOx生成特性的影响规律。结果表明:调节燃烧室的燃料分配比例、燃料喷口位置对燃烧室的排放特性会产生影响,存在一个使NOx排放最低的燃料分配比例;燃料与空气混合的均匀性是影响NOx生成的主要因素之一;NOx主要在值班燃烧区中产生,调整值班级喷口喷射方式可以使NOx质量浓度降至7.6 mg/m3。      

煤基喷气燃料在地面单管燃烧室内燃烧和排放特性研究

为研究煤基喷气燃料的燃烧和排放特性,通过改造的单管燃烧室评估了煤基喷气燃料和石油基RP-3喷气燃料的燃烧和排放特性差异.试验结果表明:煤基喷气燃料具有更加优异的贫油点火和贫油熄火性能,两种喷气燃料的燃烧和排放特性随燃油流量和燃烧室出口温度的改变呈现出一致的变化趋势,在相同质量流量下,煤基喷气燃料的燃烧和排放性能要低于RP-3,在相同燃烧室出口温度时,煤基喷气燃料燃烧时的壁温要低于RP-3.      

同热值不同成分低热值燃料燃烧特性试验研究

针对低热值气体燃料,在保证热值相同的前提下,采用天然气掺混氮气和一氧化碳气体两种不同组分的燃料进行燃烧特性试验研究。结果表明:一氧化碳的燃烧效率比天然气掺混氮气的燃烧效率高;减小或增大燃料量,天然气掺混氮气的燃烧效率有明显变化,而一氧化碳所得的燃烧效率基本保持不变;在试验件、测试方法及燃烧室进口参数都相同时,燃烧室出口温度分布趋势相同。本研究结果可为低热值燃料燃烧室试验提供技术参考。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.     

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.