液体火箭发动机燃烧室壁面热流测量方法研究

为了研究液体火箭发动机燃烧室的壁面热载荷,提出了一种简单、准确的燃烧室壁面热流测量方法。通过发动机热试,测得了距燃烧室壁面不同径向深度的瞬态温度数据,采用一种基于分离变量的数据处理方法,最终得到燃烧室壁面热流和壁面温度。研究表明,提出的热流测量方法能够准确获得燃烧室壁面热流和壁面温度且不会放大误差。发动机热试的瞬态过程中,温度的响应存在明显的迟滞性,5s时间不足以使温度达到稳态。而燃烧室壁面热流响应迅速,达到稳态所需时间在2 s左右,且热流的变化规律与燃烧室压力变化规律一致。     

径向双旋流燃烧室流场结构大涡模拟研究

为深入了解真实航空发动机燃烧室内流场结构,在自有CFD平台上采用动态亚网格湍流模型对一种径向双旋流环形燃烧室的单个头部构型冷态流场进行了大涡模拟。为保证模拟精度,没有对模型进行常规简化处理,对包括全部气膜冷却小孔在内的所有精细结构均进行了完全仿真。计算验证了程序对高度复杂流场的模拟能力,结果表明,大涡模拟能较为全面地反映燃烧室内复杂流场从静止启动到统计定常的非定常发展过程,并成功捕捉到流场中心回流区等各种大尺度结构及涡旋破碎泡等旋流特征;大涡模拟所获得的时间平均流场结构与已有PIV试验结果定性一致,与RANS计算相比更接近试验测量值。     

冲压发动机燃烧室进气畸变模拟装置设计及试验

设计畸变模拟装置是冲压发动机中解决进气道和燃烧室匹配问题的一个经济有效的手段.提出采用非均匀开孔率孔板作为进气畸变模拟装置.研究结果表明,因孔板局部位置堵塞比存在差异,气流经过后,下游截面的流量、压力和马赫数会产生梯度变化,进而形成畸变流场,通过数值计算、对比结果及改进开孔率的循环优化过程后,最终得到的流场在分布规律及数值上均与目标流场吻合较好.经试验验证,试验结果与目标流场分布规律一致,马赫数畸变指数偏差小于5%,证明了方法的可行性.     

中心分级燃烧室进场工况燃油分级方式试验研究

设计了一种贫头部中心分级燃烧室,在大推力发动机进场工况参数下,采用单头部矩形试验件,进行了污染排放测试试验,对比了预燃级单独供油、主预两级共同供油、全环主燃级周向分级三种方式的燃烧效率、氮氧化物(NO x)和冒烟(Smoke)排放。试验结果表明,进场工况下,设计的中心分级燃烧室采用预燃级单独供油方式时具有较高的燃烧效率,但NO x排放指数也较高,超过了指标要求;主预两级共同供油方式可获得较低的NO x排放,但燃烧效率难以达到指标;在合理的燃油分配比例下,全环主燃级周向分级方式燃烧效率和NO x排放能够同时满足指标要求;3种燃油分级方式下,冒烟数都远低于指标要求。     

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.     

超紧凑燃烧室的超重力旋转流动特性

航空燃气轮机超紧凑燃烧室所产生的超重力旋转流能极大强化传热传质和燃烧化学反应速率,而超重力旋转流特性对强化热质传递过程和燃烧稳定性有重要影响。以试验室 UCC 燃烧室的设计模型为研究对象,用 Realizable k -ε湍流模型模拟高速旋转湍流。改变周向布置的二次空气射流条件,采用数值仿真研究了超紧凑型燃烧室旋转流动的流速分布、超重力效应、湍流动能局部突变效应、轴向加速效应、和速度径向迁移效应等气动性能和雾化燃油颗粒行为。二次射流对UCC 凹腔内涡轮间通道内的气动性能影响较大,但不在同工况下有各自的相似性。二次射流对涡轮间径向速度影响不大。燃油液雾散布具有环带形的斜向高斯分布特性。研究结果与相关试验有相同规律,对 UCC 燃烧室的设计分析和应用有参考价值。     

孔径比与冲击距对冲击/发散冷却隔热屏冷却性能影响

为了获得孔径比与冲击距对冲击/发散冷却层板隔热屏冷却性能的影响,采用商用软件Fluent,基于加力燃烧室隔热屏的工况条件,对7组不同孔径比和7组不同相对冲击距的冲击/发散层板模型进行了三维流固耦合传热数值模拟研究,得到了层板隔热屏内部被冲击表面的Nu数、层板隔热屏气膜冷却表面的冷却效果、层板隔热屏的冷气消耗和冷流体热负荷的变化规律,其对层板隔热屏的设计具有参考价值。结果表明,Nu数与冷却效果均随着孔径比的增大而增大,随着冲击距的增大而减小。其中随孔径比增大,平均冷却效果值最大增大40.5%,随冲击距增大,平均冷却效果值最大减小3.27%。     

多管脉冲爆震发动机压力反传特性试验与数值研究

为了研究多管脉冲爆震发动机的压力反传特性,采用数值模拟和试验相结合的方法对四管爆震室的压力反传特性进行研究,测量了四管爆震室同时点火和分时点火这两种工作模式下的压力反传规律,利用数值模拟对四管爆震室共用进气道进行研究,分析了共用进气道长度以及在共用进气道内加装分流板对压力反传的影响。试验结果表明,四管爆震室同时工作时,共用进气道产生一道很强的压力扰动波,其峰值压力接近0.12MPa;四管爆震室分时工作时,共用进气道在一个循环内出现四次压力扰动,但扰动波的峰值压力较小。数值模拟的结果表明,在两种工作模式下,爆震室产生的反传压力使发动机入口产生高速倒流,四管分时工作时倒流的速度较小。随着共用进气道的长度增大,反传压力的峰值降低,但发动机入口处仍然存在倒流现象,倒流的速度随着共用进气道的长度增大而减小。共用进气道内加装分流板对反传压力的峰值并没有削弱作用。