典型工况下低排放燃烧室的压力振荡特性

为了研究低排放燃烧室在典型工况下的压力振荡特性,针对模型燃烧室进行了燃烧自激振荡特性试验.在试验中测量了采用贫油预混预蒸发(LPP)燃烧技术的低排放燃烧室在典型工况下的压力振荡频率和幅值,在燃烧室进口压力为1.10～2.77MPa、燃烧室进口温度为656～845 K、燃烧室压降为3.41％～4.35％范围内,分析了燃油粒径变化对振荡特性的影响.分析结果表明:局部当量比脉动是引发燃烧不稳定的因素之一.通过计算燃油二次雾化状态下的液滴最大粒径,发现燃油液滴粒径的变化对主燃级出口处的局部当量比脉动有直接影响,从而引起燃烧室压力振荡幅值和频率的变化.     

中心分级燃烧室点火性能试验研究

对中心分级燃烧室常温常压和常温低压下的点火性能进行了试验研究。在进口压力分别为0.1,0.035,0.03MPa,进口温度为常温的条件下,试验研究了不同空气压降(0.5%～6%)下的贫油点火油气比,获得了其点火边界曲线。试验结果表明:随着压力降增加,在各种燃烧室进口压力下的贫油点火油气比具有一个最低值;随着进口压力减小,这个最低值所对应的压降不断降低,同时贫油点火油气比升高。通过分析进口空气条件、燃烧室参考速度和燃油SMD对点火性能的影响,得到了其点火模型。     

贫油预混预蒸发燃烧室燃烧不稳定性试验研究

为研究贫油预混预蒸发燃烧室燃烧不稳定性及其与污染排放之间的相互影响关系,针对一种中心分级的贫油预混预蒸发圆形单头部燃烧室为研究对象,在巡航状态、85%工况和100%工况(模拟)开展了圆形单头部燃烧室沿程压力脉动和燃烧性能的测量,分析研究了燃烧不稳定性的变化规律和影响因素以及与NO_x排放的相互关系。试验结果表明,燃油分配比例、头部当量比、燃烧室进口参数(压力、温度、速度等)都对燃烧不稳定性有影响,且影响程度不同;燃烧室压力脉动和NO_x排放指数均与火焰筒头部当量比呈正相关关系,两者在一定程度上协同变化。     

油气匹配对燃烧室不稳定性的影响

为抑制全环燃烧室在加温加压条件下的高幅度脉动,研究了燃烧室高幅脉动产生机理和油气匹配对燃烧不稳定的影响,结果表明：实验捕捉到了脉动增大的过程,主频为40 Hz的低频脉动,并产生了倍频,压力脉动引起火焰筒壁温发生了2%的波动,造成了燃烧不稳定;仿真计算发现随着燃烧室进口参数的提高及主油路开启导致的雾化变差会使得压力脉动的频率降低,脉动量升高44%;燃烧室进口压力、温度相对基准工况分别降低15%和30%（工况1）或者提高10%和26%（工况6）时可抑制脉动;增加主油路开始工作附近工况的主油路燃油占比后,脉动量总体有较大的减小;抑制脉动的最佳主副油路分配方案为Case3,相对基准方案提高工况2~工况6主油路燃油占比4%时可消除不稳定燃烧;主油路占比在超过一定值,又会使得脉动量升高。     

替代燃料贫油熄火边界影响因素

为了研究燃油以及入口空气压力对于贫油熄火(LBO)边界的影响大小及规律,采用航空煤油(RP-3)、高沸点费托油(FT)和柴油进行了三种不同燃烧室入口压力工况下的贫油熄火实验并进行规律分析。分析结果表明:入口压力对贫油熄火边界的影响(19.17%)要大于燃油性质造成的影响(6.26%)。导致熄火油气比变化的主要因素包括入口空气压力,火焰体积,燃烧室温度,燃油雾化直径以及燃油的热值和密度,其中火焰体积和燃油雾化直径主要受燃油性质影响,而燃烧室温度则与入口压力有很大关系。入口压力影响的贫油熄火油气比变化会受其影响的火焰体积和燃烧室温度变化而削弱。碳数高支链烷烃含量少的燃油可能会提高火焰体积对熄火油气比的影响,使其在低入口压力下有更好的贫油熄火边界。      

进口温度对分层旋流火焰燃烧不稳定性的影响

为了研究进口温度对分层旋流火焰燃烧不稳定性的影响,实验在单头部燃烧室上测量了不同进口温度下的动态压力,并采用理论分析了进口温度对压力振荡的影响。实验结果显示:该燃烧室出现的燃烧不稳定性呈现的是Helmholtz模态,并且随着进口温度从530K增加至650K时,压力脉动主频增加,幅值减小。分析表明:进口温度的增加会增强燃油的雾化和蒸发,进而加强其与空气的掺混均匀性,减小了当量比脉动,从而抑制了燃烧不稳定性,压力振荡幅值减小。      

RP-3和RP-5燃油对全环回流燃烧室点火性能影响研究

为了了解RP-3与RP-5燃油对某小型全环回流燃烧室高空点火性能的影响,在低温低压点火试验器上,保持燃油温度与进口空气温度相同,在-40℃、-30℃、-20℃和0℃,空气压力为44kPa、54kPa、62kPa和101kPa条件下,分别对使用RP-3、RP-5燃油的全环回流燃烧室试验件开展点火试验。结果表明：RP-3燃油在试验的低温、低压条件下可以点火成功,RP-5燃油在温度为-40℃的条件下不能点火成功;燃烧室进口空气参数相同、两种燃油均能成功点火时,RP-5燃油的燃烧室点火边界比RP-3燃油窄20%左右,且其平均着火时间比RP-3长6.8s,但从着火成功到全环周向联焰成功的间隔时间比RP-3短2s;随着燃烧室进口温度降低,两种燃油在相同状态下的点火边界差别逐渐扩大,燃烧室进口空气压力对点火边界的影响比空气和燃油温度的影响大。     

分级/预混合预蒸发贫油燃烧低污染方案NOX排放初步研究

对分级/贫油预混合预蒸发低污染燃烧方案的氮氧化物排放进行了初步试验研究,主要目的是考察贫油预混合预蒸发级降低污染排放的能力。预燃级是常规双涡流器空气雾化喷嘴,主燃级是空气雾化喷嘴雾化燃油,配装蒸发管,头部涡流器组织燃烧。燃油为RP-3航空煤油。采用单头部燃烧室,工况模拟了燃烧室进口温度(800K)、进口速度和总油气比,压力为常压。研究结果表明,旋流式贫油预混合预蒸发燃烧的主燃级有降低氮氧化物的潜力,相对于常规燃烧组织方式,能够降低NO_X排放量为60%,同时发现,燃油分级比例对NO_X降低也有很大影响。      

冲压发动机扩压器流场对大振幅燃烧室压力振荡的响应

在整体式火箭-冲压发动机推进系统试验过程中,由于燃烧不稳定引起大振幅压力振荡.其振荡频率在100～500Hz范围内,相应的均方根压力的振幅高达燃烧室平均压力的20%.图1为典型冲压发动机在直连式试车台上的流程图.进气道与设备的空气路连接,来流为亚音速,燃油在进气扩压器下游喷入,空气与燃油混合后进入燃烧室并被点燃,燃烧室内的流场包括回流区、火焰面和涡流剪切层,紧接回流区之后是开始增长的湍流边界层.这种以化学和热力学反应为特征的复杂过程,会因各种不同的流动耦合引起不稳定.尽管完全数值模拟     

燃油周向分级对贫油熄火油气比的影响

为降低贫油熄火油气比,对双头部燃烧室进行了燃油周向分级贫油熄火模拟实验研究。实验考虑了进气速度、进气温度对贫油熄火油气比的影响。采用了三种不同长度的隔板来研究减少两个头部之间相互影响。试验结果表明:与不分级燃烧相比,燃油周向分级燃烧能够显著降低贫油熄火油气比。当燃烧室进气温度低于400K,贫油熄火油气比随燃烧室进气空气流速的上升而明显下降,当进气温度大于400K,贫油熄火油气比对燃烧室进气温度和速度不敏感;采取加在头部之间插入隔板的措施来降低燃烧室贫油熄火比,效果并不显著。      

Experimental and numerical studies of a lean-burn internally-staged combustor

A lean-burn internally-staged combustor for low emissions that can be used in civil avi-ation gas turbines is introduced in this paper. The main stage is designed and optimized in terms of fuel evaporation ratio, fuel/air pre-mixture uniformity, and particle residence time using commer-cial computational fluid dynamics （CFD） software. A single-module rectangular combustor is adopted in performance tests including lean ignition, lean blowout, combustion efficiency, emis-sions, and combustion oscillation using aviation kerosene. Furthermore, nitrogen oxides （NOx） emission is also predicted using CFD simulation to compare with test results. Under normal inlet temperature, this combustor can be ignited easily with normal and negative inlet pressures. The lean blowout fuel/air ratio （LBO FAR） at the idle condition is 0.0049. The fuel split proportions between the pilot and main stages are determined through balancing emissions, combustion efficiency, and combustion oscillation. Within the landing and take-off （LTO） cycle, this combustor enables 42%NOx reduction of the standard set by the 6th Committee on Aviation Environmental Protection （CAEP/6） with high combustion efficiency. The maximum board-band pressure oscillations of inlet air and fuel are below 1%of total pressure during steady-state operations at the LTO cycle specific conditions.     

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.     

中心分级燃烧室预燃级贫油熄火性能试验

对一种单环腔的中心分级LESS（low emissions stirred swirl）燃烧室进行了常压状态下的贫油熄火性能试验研究.采用单头部试验件,研究了预燃级离心喷嘴流量数、进口温度及燃料类型对贫油熄火性能的影响.结果表明:预燃级采用小流量数的离心喷嘴能够降低贫油熄火当量比.进口温度低于150℃的范围内,随着进口温度的增加,贫油熄火当量比迅速降低;进口温度高于150℃时,温度对贫油熄火当量比的影响作用不明显.气态燃料与液态燃料的贫油熄火当量比随火焰筒压降的变化趋势是不同的,但都趋于相同的值,且在5%的火焰筒压降范围内,气态燃料的贫油熄火当量比低于液态燃料.      

不同台阶高度对中心分级燃烧室点火熄火性能的影响

设计了一种贫油燃烧中心分级燃烧室,采用单头部矩形试验件,试验研究了3种不同台阶高度对点火熄火性能的影响.试验中只有预燃级喷嘴供油工作,在常温常压、常温低压条件下进行了贫油点火试验,在常温常压、加温常压下进行了贫油熄火试验.结果表明:台阶高度越大,贫油点火边界越宽,同时贫油熄火边界越宽;进口温度的升高有助于改善贫油熄火性能,并缩小3种方案贫油熄火油气比的差距,在320~570K的进口温度范围内,贫油熄火油气比的最大差距由40%减小到13%;3种方案都具有较好的常温负压点火性能,且在0.5%~1.5%的火焰筒进出口总压降下,贫油点火油气比差异不大,最大相差不超过10%.     

冲压发动机驻涡燃烧室燃烧性能试验

针对某冲压发动机驻涡燃烧室模型,进行了不同进口温度、进口速度系数和余气系数下燃烧室燃烧性能的试验研究,研究结果证明:随着进口速度系数的增加(0.20~0.35),点火总油气比和贫油熄火油气比增加,燃烧效率变化不明显;随着进口温度的增加(573~773K),点火总油气比和贫油熄火油气比下降,燃烧效率提高;随着余气系数的增加(1.1~2.1),燃烧效率提高.试验中获得最小点火总油气比为0.0035,最小贫油熄火油气比为0.0028,最高燃烧效率93%.研究证明了驻涡应用于冲压发动机燃烧室的可行性.      

使用特征参数准则预测航空发动机燃烧室贫油熄火极限

阐述了特征参数准则的核心原理和预测流程,使用计算流体力学软件FLUENT数值模拟分析了某型航空发动机环形燃烧室的贫油熄火过程,提出了判断熄火的征兆——"M"型火焰及其产生原因.运用特征参数准则研究了不同进口气流速度、气流温度等关键参数对航空发动机燃烧室贫油熄火极限的作用规律.结果表明:贫油熄火油气比随进口气流速度的增加逐渐下降;当进口气流温度小于395K时,贫油熄火油气比随进口气流温度的增加逐渐降低;当进口气流温度超过395K后,贫油熄火极限基本不随进口气流温度的变化而改变.     

超音速燃烧实验研究(Ⅰ)

用电弧加热空气,对带有突扩台阶的扩张形超燃冲压发动机燃烧室进行了实验研究.燃烧室入口Ma=2.1,总温、总压分别约为1200K和0.7MPa.燃料以垂直或平行于气流的方式喷射,采用氢气或煤油,均能在广宽的当量比范围内稳定燃烧.同时,也比较了它们的燃烧状况.     

超音速燃烧实验研究(Ⅰ)

用电弧加热空气,对带有突扩台阶的扩张形超燃冲压发动机燃烧室进行了实验研究.燃烧室入口Ma=2.1,总温、总压分别约为1200K和0.7MPa.燃料以垂直或平行于气流的方式喷射,采用氢气或煤油,均能在广宽的当量比范围内稳定燃烧.同时,也比较了它们的燃烧状况.