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为深入了解真实航空发动机燃烧室内部复杂流场结构,在自有CFD平台上采用动态亚网格模型对一种轴向3级旋流燃烧室的单个头部矩形试验模型0.5MPa下冷态流场结构进行了LES(大涡模拟).为避免试验模型简化误差,对包括火焰筒上约2000个气膜孔在内的燃烧室所有精细结构进行了完全仿真.计算模拟了燃烧室内复杂流场从静止启动到统计定常状态的完整非定常发展过程,成功捕捉到主旋流与横向对冲射流相互影响作用及涡旋破碎等细观结构,获得的测点湍动能谱与湍流经典理论中惯性子区-5/3规律一致,LES时间平均流场结构与已有PIV(particle image velocimetry)试验结果吻合,表明所建立的高仿真网格与LES方法可进一步用于真实航空发动机环形燃烧室流场数值模拟. 相似文献
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为研究三旋流高温升燃烧组织技术,借助CFD技术对三旋流单头部燃烧室进行了数值模拟,采用结构化网格生成技术、realizable k ε湍流模型、PDF(概率密度)燃烧模型等对其进行模拟计算,获得了燃烧室内流场和燃烧场分布及各方面的燃烧性能参数,同时试验研究了三旋流单头部燃烧室的火焰筒壁温、出口温度分布、燃烧效率、排气冒烟数。结果表明:三旋流燃烧室的温升高达1130K,燃烧效率超过99%,火焰筒壁温分布较好,冒烟数不高于20;所采用的数学模型合理、计算方法可行,与试验数据基本吻合,其结果可为三旋流燃烧室设计提供参考。 相似文献
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开展了双级轴向旋流燃烧室反应流场和燃烧性能的理论与数值研究。通过数值模拟研究了旋流强度与旋流器下游(套筒)几何结构对于燃烧室反应流场与燃烧性能的影响规律。结果表明:当旋流强度低时,旋转气流倾向脱离套筒喉部附近的壁面,形成类似喷射的流动;套筒扩张角越大,旋流强度增幅越大;当扩张半角为30°~70°时,气流扩张角随套筒扩张半角增加而增大。研究发现:存在临界套筒扩张半角为73°,大于该临界角时,气流与套筒发生“脱体”现象。通过理论推导与数值仿真相结合的方法,发展建立了套筒出口气流扩张角估算公式。通过与实验及数值结果比较发现,该公式能够对旋流器出口近场气流发展进行准确预测,为未来旋流器的设计提供了一种实用有效的方法。 相似文献
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采用二维粒子图像测速(2D-PIV)流场测试技术,试验研究了相同进口条件下多种旋流数组合旋流器出口冷态流场,分析比较了外级旋流器旋流数对流场结构的影响.研究结果表明:外级旋流器旋流强弱并不是回流区形成的主要决定因素;随着外级旋流器旋流数的增加,涡心有向前及向外移动的趋势,其回流区轴向长度逐渐变长,最大回流速度逐渐减小;回流区形状同时受外级旋流器旋流数及内级旋流器旋流数的影响,当外级旋流器旋流数相对内级旋流器旋流数足够大时,较易出现尾迹区;在旋流器出口附近,外级旋流器旋流数较小时旋流器组合流场的湍流强度峰值较大. 相似文献
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针对地面运输用燃气轮机低排放的要求,试验研究了一种双环预混旋流(TAPS)燃烧室在以0号柴油为燃料时的反应特性。结果表明:采用TAPS燃烧室由于空气分配方式的改变,总压恢复系数在0.97以上,高于经典单环燃烧室。由于柴油黏度和燃点的影响,使用柴油为燃料时最低常压点火油气比高于0.05,要比相同结构采用航空煤油为燃料时的点火油气比高,但慢车贫油熄火极限没有明显的变化,维持在0.006~0.008之间。采用压力雾化的预燃级存在燃料混合不均匀的问题,导致燃烧效率只能达到0.99,为要求值的下限,但燃烧室出口温度分布系数小于0.25,达到了所要求的性能指标。由于采用了预混预蒸发燃烧,污染物排放中NOx的干基体积分数为1.76×10-5,明显低于所要求的性能指标,但CO的干基体积分数较高达到了5.02×10-4。综合比较各项性能指标,该燃烧室在点火、贫油熄火、燃烧室出口温度分布和NOx排放上表现出了一定的优势,但燃烧效率低和CO排放高还是需要解决的问题。 相似文献
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开展了双级轴向旋流燃烧室反应流场和燃烧性能的理论与数值研究。发展建立了一种多级旋流器性能评估方法,提出了综合旋流强度和能量利用率两个准则数来对旋流器性能进行评估,研究发现,旋流强度和流阻系数是影响旋流器能量利用率的主要因素。采用数值方法研究了双级旋流之间的相互作用机理,结果表明:双级旋流器之间,一级旋流强度对回流区宽度影响较大;综合旋流强度是影响燃烧室整体性能的直接因素;当综合旋流强度小于0.43时,为弱旋流;综合旋流强度介于0.43~0.6之间时,为中等旋流,有十分弱小的回流区;当综合旋流强度大于0.6时,呈强旋流,一定会有回流区出现;当综合旋流强度大于1.03时,为非常强的旋流;综合旋流强度一定时,双级旋流能够增加收益,能量利用较好。通过与实验及数值结果比较发现,该多级旋流器性能评估方法能够对旋流器性能进行准确评估,为未来多级旋流器的设计与性能评估提供了一种实用有效的方法。 相似文献