头部旋涡蒸发管式直径6cm环形燃烧室设计和试验

为提高微型燃烧室性能,提出头部旋涡蒸发管式微型环形燃烧室设计方案.在常温常压下开展了燃烧室冷态和热态性能试验,得到了燃烧室的阻力特性、贫油熄火特性和燃烧效率特性.结果表明:微型燃烧室未进入模化状态;头部旋涡结构对火焰的稳定性能相比直流式环形燃烧室有较大改善,负载参数达到较高水平;燃烧效率达到0.8,燃油驻留时间短是导致燃烧效率偏低的主要因素.头部旋涡结构用于微型燃烧室中显著提高了燃烧室的贫油熄火特性.      

空气辅助缸内直喷发动机正时控制策略

针对某型空气辅助缸内直喷发动机,设计了曲轴位置传感器,研制了发动机的电子控制单元(electronic control unit,ECU).在此基础上,着重研究了空气辅助缸内直喷发动机的正时控制策略,包括软件正时、空气辅助喷油正时和点火正时.为了实现发动机正时的精确控制,提出了"数齿延时"控制方法.仿真试验和台架试验表明:基于自开发电子控制单元的空气辅助缸内直喷发动机正时控制策略准确可行.      

驻涡加力燃烧室贫油熄火性能的影响

为了研究驻涡加力燃烧室的贫油熄火性能,设计了三种不同方案的凹腔结构,进行了贫油熄火（LBO）性能试验。采用航空煤油作为燃料,试验中的主要研究参数如下:外内涵进气压比在0.97~1.07之间变化;主流马赫数在0.13~0.20之间变化。研究结果表明:驻涡加力燃烧室贫油熄火油气比随着外内涵进气压比的增加而增加,随着主流马赫数的增大而增加,并且在马赫数较大时,变化幅度增大;在驻涡区上部分区域,轴向平均绝对速度越小,以及主涡涡心位置在一定范围内更贴近凹腔后壁面,驻涡加力燃烧室的贫油熄火性能更优。      

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。     

采用flamelet模型分析旋流杯燃烧室近贫油熄火点

针对进口温度388 K不变,不同进气速度下对旋流杯燃烧室常压模化实验得到的贫油熄火油气比数据,采用带有详细化学机理的非预混flamelet燃烧模型进行数值模拟,对近贫油熄火点的局部热态流场进行了分析.结果表明:近贫油熄火点时刻,随着油气比的下降,回流涡旋中心和高温度区分离,回流区内气流温度下降,着火点后移,点火距离增加;进气速度的增加和燃油流量的下降,使得回流区回流量增加,回流涡旋中心两侧温差加大,而着火点更靠后,增加了对这种变化的耐受性.      

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。      

污染效应对超声速燃烧室贫油熄火极限影响实验研究

针对污染效应对超声速燃烧室熄火性能影响问题,采用甲烷燃烧和电阻加热的燃烧室直连式对比实验方法,开展了污染效应对燃烧室贫油熄火极限影响研究.基于超声速燃烧室实验模型,研究了煤油喷嘴结构对贫油熄火极限的影响;采用高速摄像仪和平面激光诱导荧光技术(PLIF),研究了加热方式对贫油熄火极限的影响,获得了光学测量结果和壁面压力分...     

同轴分区高温升燃烧室点火性能试验研究

为获取关键特征参数及工作条件对燃烧室点火性能的影响规律,对同轴分区高温升燃烧室进行了点火试验研究.在进口压力分别为96,80,60,45kPa,进口温度为288K的条件下,试验研究了不同头部特征结构、不同火焰筒直径共四种研究方案在不同火焰筒压降(1.5％～5.5％)下的贫油点火性能,获得了其点火边界曲线.试验结果表明:...     

二冲程点燃式直喷煤油发动机冷起动控制策略

针对某二冲程点燃式空气辅助缸内直喷煤油发动机,设计了冷起动控制策略.利用自主研发的电控单元,在4℃环境下通过试验验证了该策略正确性,并在14℃左右环境下研究了关键参数对冷起动性能影响,结果表明:点火提前角对起动阶段后期影响较大,起动成功后点火提前角为上止点前40°时暖机效果最好.采用饱和点火能量策略,冷起动性能最好,暖机平均转速最高,转速波动最小;起动喷油脉宽修正系数大于25时有利于改善起动阶段动力性,转速增加率大,起动喷油脉宽修正系数在25至45间冷起动过程基本一致.上止点前40°~60°的喷气结束角有利于冷起动成功,适度提前喷气结束角可加快暖机过程.油气间隔直接影响油气雾化效果,6ms油气间隔冷起动性能最佳,其作用主要体现在拖动和起动阶段.      

航空发动机极端条件下液雾自燃特性研究进展

贫油预混预蒸发（LPP）燃烧是目前最先进的民用航空发动机低排放燃烧技术,但在预混过程中面临的自燃与回火等风险,已成为制约其发展的瓶颈问题。在航空发动机燃烧室的高温（最高1000K）、高压（最高6MPa）来流极端条件下,预混预蒸发段内自燃属于受限空间内的液雾自燃,本文对与液雾自燃相关的实验研究进行回顾和分析。首先,描述民用航空发动机LPP燃烧室内的液雾自燃过程,分析液雾自燃的影响因素和特点,指出液雾自燃的重点研究方向;其次,对与液雾自燃密切相关的化学自燃研究进行简要综述,总结各物理参数对化学自燃的影响规律;最后,重点分析液雾自燃的实验研究现状,展示航空发动机极端条件下的液雾自燃随机性研究进展,探讨液雾自燃研究面临的问题和后续发展趋势。