气口布置对进气涡流及扫气品质的影响

采用数值方法研究了气口布置对进气涡流及换气品质的影响,建立了缸内过程的三维瞬态数值模型,通过改变气口平射角引入进气涡流,根据归一化缸内二氧化碳质量分数评价扫气品质,对比了不同气口布置角度下的涡流比及扫气品质.结果表明:①改变气口平射角能够产生包括涡流在内的旋转流动,涡流持续到上止点附近,并近似为刚体涡;②进气涡流造成扫气过程中期短路损失,并使CO₂聚集于旋转区域中心;③扫气口仰角变大或排气口沿旋转流动方向远离扫气口,能够抑制短路;扫气口平射角减小时,上止点附近的涡流比降低,短路损失增大.      

基于HyChem方法的正丙基环己烷反应动力学模型

采用Hybrid Chemistry （HyChem）建模方法对正丙基环己烷开展模型研究,以七步集总反应对大分子燃料热解形成小分子产物这一过程进行建模,小分子产物氧化过程则以小分子详细机理USC Mech Ⅱ进行描述。将两个子机理结合构建了正丙基环己烷的HyChem反应动力学模型（包括112个组分和791个基元反应）,并通过流动管热解、点火延迟时间以及层流火焰速度的实验数据进行了模型验证。验证结果表明,正丙基环己烷HyChem反应动力学模型可以很好的预测正丙基环己烷热解过程中主要组分分布情况,在宏观燃烧参数的预测方面也有很好的表现,对点火延迟时间的计算相对误差为29.7%,对火焰传播速度的计算相对误差为11.1%。      

民用航空发动机低排放燃烧室技术发展现状及水平

为了从科学和技术的角度展望民用航空发动机低排放燃烧室技术的发展方向,基于污染物生成机理及控制原理阐述了富油和贫油燃烧的污染排放控制方法,回顾了富油-焠熄-贫油燃烧（RQL）、贫油预混预蒸发燃烧（LPP）和贫油直接喷射燃烧（LDI）3种低污染燃烧技术的发展现状,并分析了新一代民用航空低排放燃烧室技术目前所达到的低污染排放水平。采用贫油燃烧技术的双环预混旋流器燃烧室（TAPS）已经应用于型号并取证,其NO_x排放比CAEP/6（Committee on Aviation Environmental Protection/6）标准低50.0%~65.8%,达到了超低排放水平,证明了贫油燃烧的发展潜力。要实现NO_x排放比CAEP/6低75.0%以上的超超低排放目标,需要利用燃烧数值模拟和光学诊断等先进工具,对燃烧室内喷雾、混合、流动、燃烧及它们之间的非定常相互作用开展更深入的研究。     

分级旋流火焰的燃烧不稳定性及火焰动力学

实验研究了贫燃预混分级火焰的燃烧不稳定性和火焰动力学特性。实验是在一个常温常压实验台上进行的,燃料为甲烷。通过对动态压力、热释放速率的快速傅里叶变换(FFT)分析,火焰图像的Abel逆变换、热释放积分、本征正交分解(POD)分析等方法,重点研究了分级比对燃烧不稳定性的影响。实验表明:预燃级燃料比例,对火焰的稳焰机制、热释放分布以及火焰的稳定性有至关重要的作用。随着分级比的提高,火焰由不稳定的脱体火焰或者蘑菇形火焰,变成稳定而紧凑的Ⅴ形火焰,火焰的热释放中心向喷嘴方向前移。POD分析表明,分级比较大时,预燃级火焰通过改善火焰根部的稳焰特性,进而削弱了火焰面周期性的膨胀和收缩,最终抑制了燃烧不稳定性。     

毫米级超高转速盘表面传热系数瞬态测量方法

在超微型涡轮喷气发动机中,转子系统尺寸可小至毫米级,为保证一定的功率输出,转子的转速需高达上百万转。对于该类型发动机中毫米级超高转速旋转盘表面换热特性的研究,无法布置常规手段的热电偶或热流计,表面传热系数测量异常困难。针对这一问题,提出基于集总参数法原理的旋转盘表面传热系数测量方法,即使用红外测温技术,获得转盘表面在不同时刻的温度,通过瞬态导热的集总参数法得到转盘表面的表面传热系数。结果显示:该方法与理论解误差随着旋转雷诺数的增高逐渐减小,最大误差小于13%,表明该方法在测量毫米级超高速旋转盘表面传热系数上是可行的。     

凸起迎风面积对不同轮缘封严结构封严效率影响的实验研究

为了获得合适的凸起迎风面积并为减缓燃气入侵提供依据,用CO2浓度测量法研究了凸起迎风面积的变化对涡轮腔内各参数(静压、总压、浓度)的影响,揭示了关于不同封严结构的封严效率和最小封严流量随凸起迎风面积改变的规律。试验在主流雷诺数Rew=4.39×105,旋转雷诺数在7.51×105Re?1.30×106的范围内,测得了不同封严冷气流量下的实验参数。结果表明:试验设计工况范围内,凸起的迎风面积改变对涡轮腔内的静压影响不大,靠近封严环处的静压变化几乎可以忽略不计;而总压和封严效率都和凸起迎风面积成正比关系,但不同封严结构的提升程度存在差别。整体而言,径向封严结构效率的增大最突出,轴向封严和静盘双齿封严改善略小。安装凸起后,平均来看,三种结构所需的最小封严流量分别可以减少11.8%,5.3%,3.4%。此外,旋转雷诺数对封严效率的影响也很明显。     

一种压气机叶型的可控环量尾缘造型方法

为了提高压气机叶型负荷，提出了一种可控环量尾缘造型方法，该方法对叶型尾缘处弦长2%的区域进行特殊造型，通过改变流动后驻点位置从而提高叶型环量，增加叶型气流转角。在不同马赫数及雷诺数下进行数值模拟得到了一致的结论。数值模拟结果显示:以设计进气角D因子为0.52的叶型为基准叶型，采用可控环量尾缘造型后叶型气流转角可提高21%，同时总压损失基本无变化，部分叶型甚至在气流转角提高的同时总压损失有所降低。而当气流折转角相同时，可控环量尾缘可以比传统尾缘的总压损失更小。      

旋转对弯扭涡轮叶片前缘气膜冷却的影响

基于热色液晶(TLC)测温技术,开展了转速(攻角)和吹风比对弯扭涡轮叶片前缘区域气膜冷却效率分布影响的实验研究。实验中涡轮转速分别为400 r/min(正攻角)、550 r/min(零攻角)和700 r/min(负攻角),平均吹风比为0.5~1.25。冷却工质采用氮气,对应的射流-主流密度比为1.04。基于涡轮动叶弦长的涡轮出口主流雷诺数为60 800。实验结果表明:转速是决定涡轮叶片前缘气膜冷却效率分布最重要的参数之一。随着转速的增大,滞止线的位置会从压力侧(PS)移动到吸力侧(SS)。当吹风比相同时,面平均气膜冷却效率随转速的增大而逐渐增大；当转速相同时,面平均气膜冷却效率随吹风比的增大而增大。      

非均匀速度来流条件下液体射流喷雾特性

实验研究了非均匀速度来流条件下液体横向射流喷雾特性.实验利用多孔板实现速度的不均匀,应用片光照相得到喷雾中心截面照片,使用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)测量液滴的直径和速度.实验结果表明:在非均匀速度来流中,射流的弯曲和破碎机理有所不同,导致穿透深度和雾化特性发生改变.与均匀速度来流相比,正速度梯度来流时射流穿透深度...     

高温高压下航空煤油横向喷射自燃延迟时间特性研究

基于一套二元流动反应器,采用先进毫秒级光电测量系统,对高温高压下航空煤油横向喷射自燃延迟时间(ADT)进行了研究。实验工况为:空气总压p_t=0.5~1.5 MPa、空气总温T_t=830~1 000 K、空气速度v_a=40~50 m/s、燃油动量比q=15~80、韦伯数We=90~250。基于实验结果,得到ADT的经验关系式。最后分析了燃油破碎雾化时间、蒸发时间及化学反应时间与航空煤油ADT的耦合关系。该研究结果可为航空发动机燃烧室预混段几何尺寸设计提供重要的工程依据。