重型燃气轮机燃烧过程的反应动力学数值模拟

为了阐明重型燃气轮机燃烧过程的反应动力学特性,采用Gri_3.0,NUI_Galway与USC_2.0动力学模型对甲烷燃料在定容燃烧反应器中的燃烧特性进行了数值计算,并与实验结果进行了对比分析,确定了甲烷燃料的反应动力学模型;耦合该反应动力学模型与CFD计算软件,对燃用甲烷燃料的重型燃气轮机燃烧室单个火焰筒的燃烧过程进行了反应动力学分析,并与相应实验结果进行了对比分析。结果表明:与NUI_Galway及USC_2.0动力学模型相比,采用Gri_3.0动力学模型计算得到的甲烷燃料多工况下的燃烧特性与实验值吻合较好;在该重型燃气轮机燃烧室单个火焰筒中,在火焰筒头部与主燃区同时存在两个明显的呈对称状态的回流区;在该火焰筒中的高温区域,O,OH与H等活性组分以及CO2的摩尔分数达到最大,而在低温区域CO的摩尔分数达到最大;同时,与实验值相比,采用Gri_3.0动力学模型计算得到的单个火焰筒的出口平均温度略高约4K,热点温度高约197K。     

带旋流器的燃油喷嘴工作特性及火焰筒头部数值模拟

对带空气旋流器的燃油喷嘴工作特性进行了试验研究,得到了该喷嘴的供油特性、喷雾锥角的变化特点和液滴尺寸及其分布规律。应用Fluent软件模拟了在最大工作状态下火焰筒头部和喷嘴喷雾的相互作用,重点计算了火焰筒头部的空气流场、浓度场和油滴轨迹。通过喷嘴试验和数值模拟,真实地反映火焰筒头部的物理化学过程,为该喷嘴和火焰筒的改进提供了重要依据。     

液体推进燃料着火特性影响因子与活化能分析

采用反射激波管实验台,对液体推进燃料RP-3着火特性进行了实验研究,并分析了燃料的表观活化能。采用了最大OH-光谱斜率倒推法确定着火终点,判定得到了液体推进燃料的着火特性,并对不同燃料体积分数下的着火延迟进行了归一化处理。结果表明:推进燃料的表观活化能差异不大,约为154～171kJ/mol;对各参数影响因子进行分析,着火延迟时间与当量比成正比关系,与燃料体积分数和混合气压力成反比关系;与JP-10比较发现,着火特性数据受燃料体积分数、当量比的影响因子几乎相等。      

低温环境下RP-3航空煤油雾化特性试验研究

为了获取低温对RP-3航空煤油雾化特性的影响,在综合试验台上完成了供油压力为300～700 kPa、燃油温度为25、-15、 -35 ℃的某喷嘴雾化特性试验。使用高速摄像机拍摄雾化图像,利用Matlab/GUI图像处理功能编制的程序提取雾化锥角边缘,并 获得雾化锥角,使用相位多普勒粒子分析仪测得距喷口7 mm和17 mm处截面的雾化粒度和油滴平均速度。结果表明：在压力一 定、温度降低时,雾化锥角变小,油滴雾化粒度增大,油滴平均速度升高,在同测量截面上的油滴平均速度变化量减小;随着压力升 高,-35 ℃和25 ℃的雾化锥角相差不超过1°,-35 ℃的油滴雾化粒度增幅减小到8.36%。     

某型干式低NOx燃烧室污染物排放试验

应用高压试验台完成了某重型燃气轮机(E级)干式低NO_x(DLN)燃烧室烧天然气污染排放性能试验与研究.各工况下CO及UHC质量分数很低,燃烧室能够保证稳定高效燃烧.燃烧效率达到99%以上;额定工况NO_x质量分数204 mg/N.m3(15%O₂),大大超出设计要求.试验结果表明:该燃烧室值班燃料比例过大,导致扩散燃烧产生NO_x效果明显;燃料预混不均匀是NO_x质量分数过高的另一重要原因.这一结论为该燃机的改进提供了可靠参考和依据.      

RP-3航空煤油着火特性的实验

在化学激波管中利用反射激波着火,采用壁面压力与OH自发光作为着火指示信号,测量了着火温度范围为1100~1600K,压力为0.1,0.2,0.3MPa,当量比为0.5,1.0,1.5时RP-3航空煤油/氧气/氩气混合气的着火延迟时间,分析了着火温度、压力以及当量比对混合气着火延迟时间的影响,并拟合得到了不同压力与当量比下混合气着火延迟时间的Arrhenius关系式.结果表明:在不同压力与当量比下,混合气的着火延迟时间的对数与着火温度的倒数呈线性关系,同时,随着着火温度与压力的升高以及混合气当量比的降低,着火延迟时间逐渐缩短.      

单管火焰筒内燃烧过程的反应动力学数值模拟

为了建立航空煤油替代燃料的反应机理,并对航空发动机燃烧过程进行详细反应动力学研究,选用正癸烷作为航空煤油的替代燃料,建立了该替代燃料的化学反应详细机理与简化机理。分别采用详细机理与简化机理对正癸烷在激波管中的着火过程、在预混燃烧炉内的燃烧过程进行了数值计算,并与实验结果进行了对比分析。同时,耦合该简化机理与CFD计算软件Fluent,对某单管火焰筒内燃烧过程、排放物及活性中间组分的生成规律进行了详细分析,并与采用C12H23为燃料的单步总包反应机理的计算结果进行了对比分析。结果表明,采用简化机理计算得到的着火延迟时间、反应物与各主要生成物摩尔分数的整体变化趋势与实验数据吻合较好;与采用C12H23为燃料的单步反应机理相比,采用正癸烷为替代燃料的简化反应机理能更好地对单管火焰筒的燃烧与排放特性进行详细的动力学分析。     

航空发动机燃烧室主燃区特性的研究

采用FLUENT6．1软件对某型机燃烧室主燃区的各个典型工作状态进行三维两相湍流燃烧的速度场、温度场、油滴轨迹进行了数值模拟计算。通过对计算结果的分析，得出了主燃区的特性：主燃区的冷热区决定了出口温场冷热区，其效率决定了燃烧室的效率；随着负荷增加，油滴轨迹明显呈缩短趋势，模拟计算结果与试验结果及燃烧室工作特点比较吻合。     

麻疯树油/RP-3航油混合燃料燃烧特性实验研究

为研究麻疯树油/RP-3航空煤油混合燃料的燃烧特性,在定容燃烧弹内完成了体积混合比分别为1:0,1:1和1:3,初始温度500K,初始压力0.1MPa,当量比为0.7～1.5混合燃料的实验。分析得到了混合燃料的火焰发展特性、火焰半径变化率、拉伸火焰传播速度、马克斯坦长度、无拉伸火焰传播速度等燃料燃烧特性,并与RP-3航空煤油对比。得到以下结论:在当量比为0.7～1.2时,火焰传播稳定,火焰前锋面较光滑;在当量比增至1.3～1.5时,火焰前锋面出现大量裂纹、胞状结构和微型火团,与其他大分子碳氢燃料的燃烧性质相似;在初始温度和初始压力一定时,无拉伸层流火焰传播速度随当量比先增加后减小,在当量比为0.9～1.0附近时,无拉伸层流火焰传播速度达到最大值;混合燃料的马克斯坦长度与当量比呈反比,在当量比为0.7～1.2时,马克斯坦长度为正值,燃烧趋于稳定;在当量比为1.3～1.5时,马克斯坦长度为负值,燃烧趋于不稳定。与RP-3航空煤油对比,掺有麻疯树油时马克斯坦长度轻微降低,燃烧稳定性稍差;在当量比小于1.0时,无拉伸火焰传播速度轻微降低,在当量比大于1.0时,无拉伸火焰传播速度显著降低。     

小球藻油/RP-3航空煤油混合燃料的层流燃烧特性

在初始压力0.1 MPa、初始温度450 K和当量比范围0.8~1.2工况下,进行小球藻油及其与RP-3航空煤油混合燃料的层流燃烧特性研究。研究结果表明:随着当量比增加,小球藻油着火滞燃期缩短,拉伸火焰传播速度增加。与RP-3航空煤油相比,小球藻油无拉伸火焰传播速度峰值更偏向于浓混合气区域,且对当量比较为敏感,随着当量比增加,其无拉伸火焰传播速度变化显著。随着小球藻油含量增加,混合燃料无拉伸火焰传播速度峰值右移,50%小球藻油/50%RP-3航空煤油混合燃料无拉伸火焰传播速度峰值出现在当量比Φ=1.4附近。研究发现,与小球藻油和RP-3航空煤油单组分燃料相比,50%小球藻油/50%RP-3航空煤油混合燃料马克斯坦长度值变大,混合燃料具有较好的燃烧稳定性。