涡轮级间单涡燃烧室壁温研究

由于燃烧区和壁面的距离过近,驻涡燃烧室壁温过高的问题一直存在,影响其在实际发动机上的应用.对某涡轮级间驻涡燃烧室进行壁温分布试验研究,研究供油量、主流进气参数对壁温分布的影响,并考察燃烧室的冷却和进气结构是否合理.试验结果表明,试验件的最高壁温出现在凹腔后壁面;供油量和主流马赫数对试验件的壁温分布趋势影响较大,主流温度对壁温分布趋势的影响较小.      

驻涡燃烧室凹腔温度变化规律及气量分配

通过对单双涡燃烧室进行热态试验研究,研究余气系数、进口气流参数对凹腔壁温分布的影响,并通过三维数值模拟对燃烧室及凹腔气流量进行计算,得到壁温分布规律,为燃烧室材料选择以及气量分配的后续优化做好铺垫.试验结果表明,单涡试验件的最高壁温出现在凹腔后壁面;燃烧室余气系数变化改变了双涡试验件最高壁温的位置;数值模拟结果比较准确的得到了驻涡燃烧室的气流量分布.     

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中PMMA自点火性能数值研究

以PMMA为燃料对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室的自点火性能进行了数值仿真研究。基于热解气体有限速率/涡耗散燃烧模型,通过求解装药壁面和内流场耦合的一维导热方程,得到稳态构型下的燃面退移率,数值结果和实验测量值吻合得较好。研究了进气流量、总温和燃烧室构型对自点火性能的影响,结果表明:成功自点火和未自点火的燃烧室内流场有明显差异。存在进气贫氧、进气富氧和进气总温自点火极限;提高进气总温有利于拓宽贫氧极限和富氧极限之间的范围。凹腔长度不足,即使增深凹腔也不能实现自点火;凹腔深度不足,即使加长凹腔也不能实现自点火;较长较深的凹腔能够实现自点火。平直段直径越大,越不利于自点火的实现。     

斜流驻涡燃烧室火焰筒冷却方案数值模拟

为了优化斜流驻涡燃烧室火焰筒的冷却设计方案,根据燃烧室各部分流量分配设计要求,结合工程计算和理论设计思 路,开展火焰筒壁面冷却结构设计研究。在设计多斜孔冷却方案时,分析凹腔内近壁面流场、绝热壁温、有效温比及冷却气量等参 数,并据此进行进一步优化设计。结果表明：采用多斜孔加冲击复合结构有效保护了凹腔壁面,凹腔前壁最高温度降低400 K。     

超声速气流中电火花塞直接点燃煤油过程试验研究

在来流总温1486K,总压1.6MPa,马赫数2.52的条件下,采用两级串联凹腔构型燃烧室,开展了电火花塞直接点燃航空煤油的试验研究。利用高速摄影相机进行观测,对比了不同煤油喷注方案和点火位置对火核生成和火焰传播的影响。通过上游凹腔前壁面水平喷注煤油、下游凹腔点火的方案可靠性高,在煤油与空气混合气的当量比为0.04~0.063均可实现煤油成功点火和稳定燃烧;串联凹腔构型可以提高点火性能的主要原因有两方面:一是下游凹腔有稳定火焰作用,火焰在边界层内逆流传播实现对上游凹腔的能量反馈;二是煤油蒸发、混合距离长,通过近壁区进入下游凹腔,形成了更为适宜的点火环境。     

等离子体对超燃燃烧室凹腔性能影响的数值研究

在超燃燃烧室凹腔上游及其底部近前壁面处布置电极产生丝状等离子体,基于准直流电弧放电热阻塞原理,采用数值模拟方法研究了等离子体对燃烧室均温、凹腔均温、剪切层、凹腔阻力以及质量交换率的影响.结果显示:等离子体对燃烧室整体的温升效应可以忽略,但能够明显提高凹腔内平均温度;受丝状等离子体对凹腔的预热及对剪切层的“切割”作用,剪切层中沿流动方向的涡强度降低,从而降低了凹腔前缘及后缘撞击激波强度,使其附近压力分布更平滑;丝状等离子体存在时,凹腔阻力系数明显下降,质量交换率也大幅提高,但增大等离子体输入功率对改善控制效果的影响不明显.     

一种新型布局方式的冲压发动机燃烧室

针对冲压发动机,在旁侧进气突扩燃烧室的基础上,结合凹腔火焰稳定器的特点,设计了一种新型布局的旁侧进气突扩凹腔燃烧室.采用三维两相数值计算方法,研究了凹腔位置、后壁倾角和长深比对燃烧室流场和性能的影响;针对所设计的旁侧进气突扩燃烧室和旁侧进气突扩凹腔燃烧室进行了设计点和非设计点的计算,给出了燃烧室性能参数,同时对燃烧室的...     

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中火焰稳定性数值研究

对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中PMMA的燃烧过程进行了基于动网格技术的非稳态数值仿真研究。基于超声速流中的耦合传热及质量注入建立了固体燃料燃烧的数值模型,研究了燃烧室构型和进气总温对固体燃料燃烧特性的影响。结果表明:和实验数据对比证实了本文数值模型的正确性。固体燃料超燃冲压发动机能够实现自点火建压和维持燃烧。在燃烧过程中,装药壁面燃速分布不均匀,凹腔逐渐变得扁平。随着主流流速增加和通道的扩大,凹腔的火焰稳定能力降低,直至熄火。初始凹腔较深、进气总温较高时有利于稳定火焰。当进气总温提升400K时,工作时间和燃料消耗量提高1.8倍。     

油气匹配及后体进气量对TVC燃烧性能的影响

针对一种以煤油为燃料的驻涡燃烧室（TVC）,在前期研究的基础上对其前体油气匹配进行几种结构改进,并在试验中重点进行油气匹配和后体进气量的改变对燃烧室燃烧性能的影响.针对其应用于涡轮前及涡轮间二级燃烧的前景,试验中驻涡燃烧室仅采用凹腔供油.试验结果表明,采用改进后供油蒸发管的燃烧效率比改进前提高了12%;在试验条件下,当凹腔当量比小于1.5时燃烧效率达到95%以上.各个方案在不同工况下,出口热点温度分布系数f在0.050.015之间.      

超燃冲压发动机双凹腔燃烧室氢气燃烧流场分析

为了比较超燃冲压发动机中双凹腔燃烧室相对于单凹腔燃烧室在促进燃烧方面的优势,运用高速摄影仪拍摄了氢气当量比为0.07时燃烧室中的火焰情况,结合数值仿真结果,得出如下结论:小当量比情况下氢气燃烧很稳定,燃烧区域主要集中于前凹腔的剪切层和该凹腔所围成的三角区以及该凹腔下游壁面位置,燃料喷口周围没有火焰;无论是串联凹腔燃烧室还是并联凹腔燃烧室,相同条件下燃烧时壁面压力均比单凹腔燃烧室高,串联凹腔之间的回流区为燃烧提供了有利的条件;在一定范围内,串联凹腔之间的距离越近,燃烧放热越集中,壁面压力越高.      

超燃冲压发动机燃烧室的燃烧特性

以一种低内阻光滑通道煤油超燃冲压发动机燃烧室为应用背景,采用有限差分法对燃烧室超声速流场进行了数值模拟.对流项采用3阶WENO（weighted essentially non-oscillatory）格式,湍流模型为SST（shear stress transport） k-ω模型,煤油（C₁₂H₂₃）/空气反应模型采用单步化学动力学模型.将燃烧室中沿侧壁的壁面静压的计算结果与实验结果进行了对比,结果符合良好,说明该算法适用于煤油超燃燃烧室计算. 研究了燃烧室来流静温、燃料/空气当量比和射流位置对煤油超声速流动与燃烧的影响.计算结果表明:燃烧集中在安装喷嘴一侧的壁面边界层附近,点火位置对当地静温非常敏感.随着来流静温降低、燃料/空气当量比减小和燃烧室扩张角增大,燃烧效率降低,燃烧性能下降,点火位置逐渐向燃烧室出口移动,燃烧放热形成的激波串结构消失.在燃烧室上、下壁面交错布置燃料喷嘴有利于提高燃烧效率.基于此,初步获得了光滑通道燃烧室内煤油点火燃烧的临界条件.      

燃烧室火焰筒头部性能对比试验

根据前期某型发动机燃烧室头部降低冒烟数性能试验结果,火焰筒头部结构存在高温烧蚀变形痕迹,为保证该结构工 作可靠性和使用寿命,将原型燃烧室火焰筒头部传统的孔板+挡溅板的冷却结构改进为带有一定角度的收敛双锥形冷却结构,并 在单管燃烧试验器、扇形燃烧室试验件上采用连续气源、模拟参数进行了性能对比试验,录取了改进前后2种头部的点熄火边界、 燃烧效率及头部壁温。结果表明：在同工况下,改进后的火焰筒头部着火余气系数更大,点火边界更宽;贫油熄火边界相当;燃烧 效率基本相当,均大于0.99,符合性能要求;改进后火焰筒头部壁温较原型的有较大降低,温度分布更均匀。     

Effects of pressure oscillation on aerodynamic characteristics in an aero-engine combustor

The effects of pressure oscillation on aerodynamic characteristics in an aero-engine combustor are investigated. A combustor test rig is designed to simulate the pressure drop characteristics of a practical annular combustor. The pressure drop characteristics are firstly measured under atmosphere condition with non-reacting flow (or cold flow), and the air mass flow proportion of each component (dome/liner) are obtained; these properties are base lines for comparison with combustion state. The combustion tests are then carried out under conditions of inlet temperature 340–450 K, fuel air ratio 0.010–0.028. The stability map and the oscillation frequencies are obtained in the tests, the results show that pressure oscillation amplitude increases with the increase of fuel air ratio. Phase trajectory reconstruction is applied to classify the pressure oscillation motion; there are three motions captured in the tests including: “disk”, “ring” and “cluster”. The pressure drops across the dome under strong pressure oscillation are distinctly divergent from the cold flow, and the changes of pressure drops are mainly affected by pressure oscillation amplitude, but is less influenced by pressure oscillation motion nor oscillation frequencies. Based on the mass flow conservation, the reduction of effective flow area of combustor under strong pressure oscillation is demonstrated. Liner wall temperatures are analyzed through Multiple Linear Regression (MLR) method to estimate the reduction of the air mass flow proportion of the liner cooling under strong pressure oscillation. Finally, the air mass flow proportions of each component under strong pressure oscillation are estimated, the results show that the pressure oscillation motion also has influence on air mass flow proportion.     

带主动冷却的超声速燃烧室传热分析

介绍了流体、固体传热耦合的一维分析方法,对带主动冷却系统的马赫数2.5超声速燃烧室进行了传热分析。该分析以实验测量的燃烧室壁面静压以及超临界煤油换热特性数据为基础,考虑了燃气的高温离解效应,燃烧特性以及碳氢燃料的高温热物理特性,对不同燃烧状态、冷却条件下的主动冷却过程进行了分析。结果表明有燃烧时壁面热流可高达1MW/m2以上,是无燃烧时的2～3倍。当煤油流量较小时(当量比为0.45),冷却后的壁面温度仍偏高,而且冷却壁内温度分布不均匀。随着煤油流量的增加,冷却效果明显提高,冷却壁内温度分布趋于均匀;并且煤油的出口温度也显著减小。     

正庚烷液滴在微细直管中的燃烧特性实验

为了解微细直管对液滴形成和燃烧稳定性的影响,采用正庚烷作为燃料在内径为4mm的石英直管中的进行了实验研究.其结果显示:首先在不加热时,容易形成液滴,正庚烷体积流量小于40μL/min 时,火焰稳定性受液滴滴落的影响较大,液滴的蒸发主要受到空气体积流量影响下的火焰位置的影响;大于40μL/min时,液膜形成,火焰受液滴滴落影响不大.其次,管壁加热温度为180℃时,正庚烷体积流量低于60μL/min时难以形成液滴,大于60μL/min时液滴滴落后不形成液膜,液滴的蒸发受空气流速的影响较大,在液滴滴落以及空气流速的影响下,微燃烧器温度的变化对燃料的蒸发产生更大的影响,富燃较贫燃更易形成连续的火焰.空气流速大小对管壁温度影响明显,空气流速越小,管壁温度越高,液滴蒸发速率越大.      

壁面微通道冷却对旋流燃烧室性能影响实验

为了探索微通道高效换热技术在低污染燃烧室壁面冷却中的应用,实验研究了壁面微通道冷却对模型旋流燃烧室性能的影响。结果表明:微通道结构对燃烧室热壁面具有显著的冷却效果,在雷诺数小于350时,雷诺数增加对壁面冷却有明显提升作用,在雷诺数大于350后,雷诺数的增大对冷却效果提高的促进作用减小；雷诺数增大对相同进气工况下CH*化学发光信号表征的火焰时均结构几乎不产生影响,但在个别工况下会使火焰产生黄色火星,甚至间歇地产生黄色火焰,带来不完全的燃烧；雷诺数增大会增强微通道对流换热程度,加大壁面传热速率,加剧火焰和微通道换热间的相互作用,使火焰表面发生较大的热量损失,最终造成CO排放量增加,NOx排放量降低,并使整体燃烧效率下降。      

进气温度对航空发动机燃烧室辐射换热的影响

为了解燃烧室内火焰辐射换热特性,建立了某型航空发动机燃烧室计算模型,利用数值模拟方法,研究了不同进气温度下燃烧室内燃气温度、碳黑粒子生成及分布变化对燃烧室辐射热流量和火焰筒壁温的影响。研究结果表明：随着进气温度的升高,燃气温度升高,碳黑粒子质量分数增大,且高温区和碳黑粒子生成区均往前移;火焰筒壁温急剧升高,高温区集中在燃烧室中间段和掺混段,主燃区火焰筒壁温相对较低;辐射热流量不断增加,由3245 W增加到8674 W,辐射热流量主要受燃气辐射特性影响     

来流总温对双模态燃烧室模态转换边界的影响

针对煤油燃料双模态超声速燃烧室，开展了来流总温对燃烧室模态转换边界影响的试验研究。试验采用甲烷燃烧加热直连式试验系统，隔离段进口马赫数保持2.0不变，总压为1.05 MPa，来流总温分别为885、1 085、1 285 K。试验中采集了燃烧室沿程壁面压力，并采用一维分析方法得到了燃烧室的工作模态。试验结果表明:来流总温不同时，燃烧室壁面峰值压力位置相同，同时压力峰值与隔离段壁面压力分布和激波串起始位置存在一一对应关系；来流总温上升导致燃烧室超燃-亚燃模态转换时的当量油气比上升；在燃烧室当量油气比不变的条件下，来流总温上升能够导致燃烧室壁面压力下降，隔离段内激波串长度缩短。      

马赫数2.5超/亚声流流向涡掺混超燃室冷态实验

结合对应的数值计算,对一种带亚声速预燃室和流向涡掺混器的超声速燃烧模型燃烧室实验台,在其进口马赫数为2.5的来流条件下,进行了冷态流场的实验研究.实验测得其壁面静压分布和激波系结构与流场的CFD计算结果基本一致.实验结果表明,模型燃烧室全流场超声速,达到设计状态.马赫数2.5下的冷态实验数据和CFD计算数据为进行点火实验提供了依据.