基于V型槽的空气/煤油燃气发生器火焰稳定方法研究

为实现空气/煤油燃气发生器的可靠点火和稳定燃烧,采用试验与数值仿真相结合的方法对V槽火焰稳定器应用于燃气发生器时阻塞比和安装位置的选取进行了研究。发现不同阻塞比的火焰稳定器安装于燃气发生器不同位置时局部油气比可以是富油或贫油,甚至出现火焰稳定器一侧为贫油,另一侧为富油的状态。从接近当量比侧向贫油侧的热量和质量传递可以使得贫油侧的火焰稳定性能提高。钝体稳定的空气/煤油部分预混火焰存在“熄火-再点火”过程,其熄火频率为30Hz,高于贫油预混火焰的10Hz。阻塞比约0.6的V槽火焰稳定性能较好,获得了空气/煤油燃气发生器采用钝体稳定火焰时稳定器安装的特征长度范围。      

煤油富燃燃气旋转爆震燃烧实验研究

为了了解煤油富燃燃气旋转爆震燃烧的过程及其特点,采用液体煤油一次燃烧后的富燃燃气与富氧空气二次爆震燃烧的方案,对0.51～1.29余气系数条件下的旋转爆震燃烧过程开展了实验研究。实验研究结果表明:与液体煤油相比,煤油富燃燃气能够在更低氧含量的富氧空气中实现旋转爆震波的稳定传播。氧气质量含量为29%,余气系数为0.74时,煤油富燃燃气与富氧空气形成的旋转爆震波的传播速度均值为926.3m/s。贫氧条件下,随着空气流量增大,旋转爆震波的传播速度先减小后增大,其最小值为氧浓度降低与空气流量增大对爆震波传播速度影响的平衡点。本实验范围内,该平衡点对应的氧气质量含量和余气系数分别为35%与0.92。     

空气/煤油火炬点火器设计及试验

为解决超燃冲压发动机点火难题，设计了一种以空气和煤油作为氧化剂和燃料的火炬点火器。点火器能量设计为300kW，空气和煤油的设计流量分别为98.9g/s和6.7g/s。采用软件CHEMKIN4.0对不同当量比条件下点火器出口气流参数进行了计算，将点火器的工作状态优选为富氧模式。煤油从点火器端面经旋流喷嘴注入，空气分为一次喷注和二次喷注两个支路，采用普通汽车火花塞点燃空气煤油混合物。建立了试验系统，压力测量和摄影图像表明该点火器能够在当量比在0.3~1.3范围内可靠工作。点火器的起动时间约为0.9s，火焰长度约为30cm，存在高频率小幅值脉动燃烧现象。试验表明该点火器能够可靠点燃超燃冲压发动机。      

燃气发生器燃烧室实验研究

燃气发生器可以有效解决低马赫数、低总温条件下液态煤油在超声速燃烧室中点火与稳定燃烧的困难。为给低马赫数条件下燃气发生器设计和强迫点火方式提供参考,在来流马赫数6、总温1650K条件下,开展了不同燃烧室结构、煤油的添加及分布、燃烧组织方式对点火和燃烧的影响实验研究。研究结果表明,随着出口喉道的减小,冷热工况燃烧室壁面压力增大,同时隔离段内受扰动最前点位置向上游移动。燃烧室出口面积与隔离段出口面积之比Q_S为0.50时,进气道在冷工况能够正常运行,热工况时煤油开始燃烧造成进气道喘振;Q_S为0.78和1.12时,进气道在冷热工况均可正常运行;Q_S为0.78,两个喷注位置组合下,煤油当量油气比达到11时能够成功点火并稳定燃烧,进气道正常启动,燃气发生器能够产生高温富油燃气。低驱动压、大喷孔的离心喷嘴喷注煤油更容易燃烧且燃烧效果更好。高富油条件下,以可添加煤油最大煤油量为分界,增加或减少煤油喷注量,可以作为小范围控制生成燃气温度的一种方式。     

基于气化煤油喷注的RBCC燃烧室亚燃模态燃烧组织研究

针对RBCC发动机亚燃模态进行主动冷却的情况下,煤油发生气化后喷入燃烧室的燃烧组织开展研究。在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭高温射流作为引导火焰可以实现支板喷注二次燃料的可靠点火和稳定燃烧,当煤油喷注前加热到气化/超临界态时,燃烧室最高压力相比于室温液态煤油提高约10%左右。当关闭一次火箭后,利用凹腔成功实现火焰稳定,而使用室温液态煤油喷注时,凹腔内无法实现火焰稳定。通过数值模拟获得了不同喷注方案的燃烧室燃烧流场特征和燃烧组织过程,为进一步优化燃烧室的性能提供依据。结果分析表明通过合理布置燃料支板喷注位置,由燃料支板下游集中的燃料热释放使得气流在扩张燃烧室构型中实现"热力壅塞",通过燃料分配实现燃烧室内合理的燃烧释热分布,使RBCC发动机亚燃模态完成高效燃烧组织。     

液氧/煤油富氧预燃室的理论分析和试验研究

通过数值计算, 分析了富氧预燃室喷注单元的结构设计及其对燃烧的影响, 并使用具有三个喷注单元的缩尺预燃室, 对液氧／煤油的富氧燃烧进行了试验评价。数值计算和试验表明, 燃气温度的均匀性与燃烧室长度有关; 对带缩进长度和二次喷注的喷注单元, 应合理地选择缩进长度及缩进室的混合比; 富氧预燃室能正常可靠地点火和工作, 能满足大范围推力调节的要求。     

富氧预燃室高压缩尺试验研究

为满足液氧／煤油发动机推力大范围变化和预燃室要在大范围工况条件下工作的要求，采用带缩进长度和二次喷注的双组元离心式喷注单元，对富氧预燃室进行了高压缩尺试验研究。头部二次喷注孔为矩形和圆形、身部4种不同长度的6台试验件的试验结果表明，缩尺试验的最好温度均匀性≤50℃，燃气平均停留时间为10ms左右，矩形和圆形喷注方案的缩进室混合比分别小于20和24时可以避免产生低频不稳定燃烧。所得结论可用于液氧／煤油发动机的研制，并对新型发动机的研制具有一定的借鉴作用。     

全流量补燃循环发动机富氧预燃室设计与试验

针对全流量补燃循环发动机,给出了一种分区燃烧、身部二次喷注掺混、表面镀镍抗氧化的富氧预燃室设计方案,设计了富燃点火启动富氧关机的试验时序,进行了26次试验,初步研究了身部二次喷注流量大小对燃气均匀性的影响.试验结果表明:预燃室结构设计合理,点火可靠、结构安全;身部二次喷注流量变化对出口燃气均匀度分布影响明显,存在一个二次喷注流量最佳值.      

基于气动斜坡/燃气发生器的超燃燃烧室实验

为探索超燃冲压发动机燃烧室中的新的火焰稳定技术,提出了一种新型被动式燃料掺混增强技术—气动斜坡与燃气发生器组合燃料喷注技术,并在北航直联式超燃试验台对这种新型组合喷注器开展了超声速燃烧的试验研究。在模拟飞行马赫数5(燃烧室入口Ma=2),进行了冷流试验,获得了喷注器附近流场的纹影图像。本文设计了4种气动斜坡喷注单元,以乙烯为燃料,在约1kg/s试验气流中开展了多级喷注单元组合的超声速燃烧试验,在当量比0.78～1.22范围内实现了稳定的燃烧,经冲量分析法计算得到不同组合结构的燃烧效率为0.54～0.72。试验结果验证了这种新方案作为超然冲压发动机火焰稳定装置的可行性。     

煤油同轴喷嘴超临界燃烧与火焰特性实验研究

为研究煤油同轴离心喷嘴的超临界燃烧与火焰特性以及缩进比对燃烧及稳定性的影响,在煤油超临界条件下进行了不同缩进比喷嘴的燃烧实验,实验采用单喷嘴矩形燃烧室,空气和氧气混合物以气态从同轴喷嘴的中心喷嘴喷注,煤油以液态从同轴喷嘴的离心喷嘴喷注,实验利用采样频率为36k Hz的彩色高速CCD相机成功观测到煤油超临界燃烧现象。煤油同轴离心喷嘴超临界燃烧火焰总体呈圆柱射流状;缩进比较大喷嘴的火焰图像中,喷嘴出口为半透明的"稠密"气状射流,未观测到明显的雾化破碎过程;喷嘴缩进比为1.62时火焰较窄且出现火焰团间歇性脱落情况;缩进比对燃烧和燃烧稳定性均有影响,存在相对最佳值使燃烧较稳定。     

高温富油燃气作引导火焰的煤油超燃研究

对采用高温富油燃气作引导火焰的煤油超声速燃烧进行了研究。根据试验测得的壁面静压分布，采用一维简化模型处理与分析数据，得出了不同试验条件下的燃烧效率与总压恢复系数；对超声速燃烧室内的静压分布特点作出了分析；对超声速燃烧室人口处的气流总温，燃料喷射位置，以及燃烧总体当时比对燃烧室内静压分布、燃烧效率与总压恢复系数的影响进行了讨论。     

活塞式航空煤油直喷发动机的燃烧特性

在一台低压空气辅助直喷活塞式航空发动机上进行试验，分析了不同喷射开始时刻、点火提前角、过量空气系数对活塞式航空煤油直喷发动机燃烧特性的影响，并对比了航空煤油与汽油在混合气形成、滞燃期、火焰传播速度、抗爆性等方面的差异.研究表明:存在一个最佳喷射开始时刻使得燃油雾化质量最好，循环变动率最小，航空煤油冷起动比汽油困难.航空煤油火焰传播速度比汽油慢，同工况下航空煤油最佳点火提前角大于汽油，偏离最佳点火提前角对航空煤油热效率的影响大于汽油.航空煤油比汽油更加适合在燃油摩尔分数较大的混合气下燃烧，在过量空气系数为0.80~0.85的范围内，航空煤油的滞燃期最短，燃烧循环变动率最小.在低速大负荷工况下，航空煤油爆震强度显著上升，抗爆性比汽油差.      

凹腔底壁喷射位置的数值模拟与试验

为探究凹腔底壁不同喷射位置对碳氢燃料的燃烧性能的影响,在直联式超燃试验台上进行了凹腔底壁不同喷射位置的气态燃料(乙烯)、液态燃料(煤油)以及气泡雾化煤油(起泡气体为氢气、空气、氮气)的超声速燃烧试验。并针对凹腔底壁不同位置喷乙烯进行了数值仿真。通过分析燃烧室壁面压力与数值模拟结果得到:凹腔底壁不同喷射位置对气态燃料的点火性能影响不大,燃烧性能随喷点位置的后移下降。煤油通过靠近凹腔前缘的喷孔喷入可顺利点火,而通过靠近后缘的喷孔无法实现点火。应用氢气作为起泡气体的气泡雾化喷嘴后,实现了所有喷点的点火,但随着喷点位置的后移,煤油的燃烧性能下降。     

全流量补燃循环发动机系统参数模型与设计(Ⅰ)动力平衡特性

为了深入理解全流量补燃循环发动机系统的特点,建立了全流量补燃循环发动机系统动力平衡模型,补充了压力平衡方程,研究了预燃室混合比对发动机系统参数的影响规律.研究结果表明:①富燃、富氧预燃室的混合比是相互匹配的,随着富燃预燃室混合比增大,富氧预燃室混合比减小,混合比组合的规律是保持富燃、富氧预燃室燃气做功能力的平衡;②随着...     

空气辅助雾化对活塞式航空煤油发动机燃烧特性的影响研究

为了满足无人机燃料的安全性、单一化战略,并实现发动机高功重比指标,此文将航空煤油应用在点燃式活塞发动机上,使用自主开发的空气辅助喷雾系统,在节气门全开条件下进行了不同过量空气系数、喷气压力、喷气脉宽、喷射时刻对于活塞式航空煤油发动机燃烧特性的影响研究,并将空气辅助雾化系统和120MPa高压共轨系统进行对比试验。结果表明,0.95为活塞式航空煤油发动机的最佳过量空气系数;提高喷气压力和喷气脉宽均会提高发动机的动力性和经济性,提高燃烧稳定性,并且提高喷气压力可以明显缩短燃烧持续期;360 ?CA BTDC喷气时刻时航空煤油的雾化效果最好;喷射参数优化后的空气辅助雾化系统对于航空煤油的雾化效果接近高压共轨系统水平。     

碳氢燃气超声速剪切流动燃烧数值模拟

数值模拟碳氢富燃燃气与空气二维超声速剪切流动的湍流燃烧.NND对流项差分格式高精度捕捉激波, B-L和普朗特混合长度模型模拟湍流粘性系数, Arrhenius反应动力学公式计算化学反应速率, 模拟非平衡态燃烧.计算的壁面压力值较好地符合了实验值.分析了剪切流驻焰稳定的波系结构, 从预测的流动参数和组分浓度分布判断燃烧状况的好坏, 从而为改善优化燃烧室结构提供工程参考.      

双燃式冲压发动机中富油燃气射流的超燃研究

在空气流量1.2kg/s左右的地面连管试验台上，研究了双册槽结构的超燃室中多股高温富油燃气射流的超燃特性。试验结果表明，超燃点火可靠，火焰稳定，超燃效率可达0.8以上。因此超燃新方案是可行的。     

当量油气比对内燃波转子燃烧特性的影响

为了研究当量油气比对内燃波转子燃烧特性的影响规律,采用控制变量法,保持内燃波转子转速、混气填充速度不变,通过调节燃料喷射体积流量改变混气的当量油气比。在不同的当量油气比下开展内燃波转子燃烧特性试验。试验结果表明:当量油气比对于内燃波转子燃烧过程影响很大,随着当量油气比的增加,内燃波转子获得的燃烧压力增益增大,在内燃波转子转速为900r/min、混气填充速度为6.741m/s、当量油气比为1.442时,6个工作循环内平均燃烧压力增益达到246.29％,火焰平均传播速度随当量油气比呈类似正态分布,在化学恰当比附近达到最大10.8m/s。当量油气比小于1时,两组工况下火焰锋面呈向下倾斜状传播,当量油气比大于1时,两组工况下火焰锋面呈向上倾斜状传播。      

预燃/流向涡掺混超声速燃烧室的稳焰火炬实验研究

 为研究飞行马赫数Ma_flight=4~7的双燃室碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室的原理和工程参数,进行了直连双燃室超声速冷主流和亚燃室稳焰火炬热流的掺混实验和燃烧实验。将进气道输出的超声速气流的10%流量经亚燃进气道导入亚声速预燃室,先低速地与雾化预燃油掺混并建立稳定的预燃。该预燃气流与二次喷入的主燃油掺混而形成富含吸热分解油气的高温射流,再经一组波瓣掺混器与超声速主流在下游流向涡中深入掺混/燃烧,扩大燃区厚度而趋于深入超声流层,以期实现稳定超燃。在总温约为285 K、总压为1.5×10⁶ Pa和1.0×1.0⁶ Pa,燃烧室进口马赫数Ma_inlet=2.5的来流下,对3种不同结构参数的预燃室和一种超燃室,进行了冷态流场和预燃/主燃的喷油/燃烧实验。实验与计算结果表明,冷/热态实验中整个超燃室保持了超声速流动,尽管斜激波系存在一些变化。利用存在的4种旋涡掺混现象,增强超/亚声速流之间的掺混。当采用三波系进气道和较小容积热强度的大体积预燃室和流向涡掺混器,可以形成稳定的高温富油火炬,成为超燃室稳定点火源。在超燃室下层流层的原无预热冷态来流的亚声速和低超声速区域中出现火焰,且其并不破坏超燃室上层的高超声速未燃流动。