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931.
932.
分级/预混合预蒸发贫油燃烧低污染方案NOX排放初步研究 总被引:1,自引:0,他引:1
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NOX排放量为60%,同时发现,燃油分级比例对NOX降低也有很大影响。 相似文献
933.
碳氢燃料超燃冲压发动机进气道与燃烧室匹配性能试验研究 总被引:5,自引:0,他引:5
在模拟飞行马赫数Ma=6,高度25km条件的液体碳氢燃料超燃冲压发动机自由射流试验中,对比研究了4种不同进气道,不同燃烧室入口条件下模型发动机的点火与燃烧性能。试验结果表明几何内收缩比3的侧压式进气道的出口压强低而无法实现模型发动机的点火;进气道增加部分前体压缩,模型发动机则能够维持稳定燃烧,得到正推力;采用较高收缩比5.35的三维进气道的出口流场畸变程度较高,降低了隔离段抗反压的能力,会对燃烧性能产生很大影响,燃烧效率、发动机推力显著下降,甚至可能导致发动机熄火。不同长度的隔离段对比研究表明隔离段加长能够提高抗反压能力,有助于实现煤油分级燃烧,提高燃烧效率。 相似文献
934.
液氧/煤油补燃发动机系统稳定性分析 总被引:2,自引:2,他引:0
为分析补燃循环液氧/煤油发动机工作的稳定性,建立了发动机的线性小偏差动力学模型,在小扰动的条件下研究了发动机工况变化、燃气导管容积对系统工作稳定性的影响。结果表明,在110%~50%工况范围内发动机系统都是稳定的,而随着工况的降低发动机稳定裕度在减小。当涡轮后燃气导管容积增大时发动机系统稳定裕度减小,而涡轮前燃气导管容积对发动机稳定性基本没有影响。 相似文献
935.
脉动燃烧器的设计与研究 总被引:3,自引:0,他引:3
程显辰 《北京航空航天大学学报》1998,24(2):241-244
介绍了北京航空航天大学近年来在脉动燃烧研究中所获得的结果,从满足脉动燃烧的最主要法则--瑞利准则出发,探讨了燃烧器主要部件,包括燃烧室、尾管、喷注器及输送系统的主要参数的影响因素,提出了以速度相似的原则建立工程设计方法的途径. 相似文献
936.
全流量补燃循环液氧/甲烷发动机系统分析 总被引:1,自引:0,他引:1
对全流量补燃循环液氧,甲烷发动机系统进行了分析研究。确定了初步的发动机系统方案,对发动机的系统参数、结构质量进行了分析计算。 相似文献
937.
938.
旋转爆震燃烧具有燃烧过程自增压、熵增小、循环热效率高等特性,将其应用于航空涡轮发动机,有望实现发动机性能阶跃式突破。主要介绍了旋转爆震燃烧的基本原理及特点,总结了国内外旋转爆震燃烧技术、旋转爆震涡轮发动机性能和试验技术的研究现状,论述了旋转爆震燃烧加快应用到航空涡轮发动机上需要深化研究宽范围进气下稳定爆震燃烧组织、旋转爆震燃烧与上下游匹配等关键技术,并对中国旋转爆震燃烧航空涡轮发动机工程化应用提出了制定长期发展规划、实施专项研究计划、组建联合团队等发展建议。 相似文献
939.
940.
环形燃烧室两相喷雾燃烧的大涡模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
在三维任意曲线坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法对环形燃烧室火焰筒气液两相紊流瞬态反应流进行数值模拟.采用椭圆偏微分方程生成三维贴体网格,计算中所采用的数学度模型有:k方程亚网格尺度模型估算亚网格紊流粘性;亚网格EBU燃烧模型估算化学反应速率;热通量辐射模型估算辐射换热.并在非交错网格体系下气相采用SIMPLE算法和混合差分格式求解,液相采用随机离散模型(Stachasttc Separated Flow,简称SSF),在拉格朗日坐标系下追踪各油珠群沿各自轨道运动、质量损失及能量变化.通过计算结果与实验数据相比较,表明在三维贴体坐标系下对燃烧室火焰筒两相紊流油雾燃烧流场进行大涡模拟,采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法能反映两相紊流化学反应流流动及实际燃烧过程. 相似文献