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1.
为进一步拓宽凹腔驻涡值班稳定器在低温、高速来流条件下的点熄火边界,提出了一种利用高温燃气预热、预混供油的蒸发式凹腔驻涡值班稳定器。研究了蒸发式凹腔驻涡值班稳定器的流动特性、燃油分布特性及点火性能。研究结果表明:蒸发式凹腔驻涡值班稳定器的掺混腔和凹腔内部形成的涡系结构为低温、高速来流下的点火和燃烧提供了有利条件。凹腔驻涡区的气相油雾沿流向分布均匀,沿周向从稳定器对称子午面最富递减到相邻稳定器中间面最贫。在相同来流温度下,蒸发式凹腔驻涡值班稳定器的贫油点火和熄火当量比均随着来流速度的增大而增大。在低温(600K)、高速(100~200m/s)来流条件下,相比于蒸发式Z形值班火焰稳定器和常规薄膜蒸发式火焰稳定器,蒸发式凹腔驻涡值班稳定器贫油点火当量比能分别降低5.5%和30%;其贫油熄火当量比能分别降低37.4%和48.8%。 相似文献
2.
为了揭示两相旋转爆震波在空筒形燃烧室内的建立过程及传播特性,以航空煤油为燃料,富氧空气为氧化剂,在不同氧化剂供给条件下,实验研究了垂直预爆管安装位置(即点火位置)对旋转爆震起爆特性的影响。结果表明,在四个点火位置上(距喷注端面分别为20,40,60和90 mm,相对点火位置分别为0.15,0.30,0.46和0.69)均可触发并实现旋转爆震波的稳定传播,并观察到稳定爆震和不稳定爆震两种模态;旋转爆震波的建立过程均可以分为三个阶段:缓燃燃烧阶段、起爆阶段和稳定旋转爆震阶段。其中,缓燃燃烧阶段耗时最长,占爆震波建立时间的60%~80%,是制约RDE快速启动的关键环节;在相对点火位置为0.46处点火时,稳定爆震模态的建立时间最短且对应的工作范围最宽。 相似文献
3.
为获得中心分级燃烧室慢车工况下主副级油雾场特性,采用粒子图像测速仪(PIV)对单管燃烧室不同头部方案和不同喷嘴燃油比例的油雾场进行试验测量,开发了油雾场图像后处理软件,对油雾场图像进行后处理,获得了中心分级燃烧室油雾场空间分布。慢车工况下油雾场试验结果表明:大粒径油珠在燃烧室富油头部区域呈锥形分布,同时索太尔平均直径(SMD)沿径向呈V型分布,即中间小、两侧大。燃烧室头部折流板扩张角的减小,使得燃烧室富油头部区域油珠数目集中、同时平均SMD较大。保持来流条件和油气比一定时,改变燃油比例对燃烧室雾化效果影响不大。油雾场中油珠数目最多的粒径是25μm,而体积占比最大的粒径范围是30~50μm。 相似文献
4.
5.
6.
基于中小发燃烧室常用的斜切孔+径向叶片式涡流器,结合滑动弧的产生位置,开展了4种方案的旋转滑动弧涡流器设计及加工,并完成了冷态放电试验及点火试验验证。放电试验结果表明:4种方案的涡流器均能在预设位置产生稳定的旋转滑动弧。三头部点火试验结果表明:方案4的点火效果最好,其最小点火油气比低于常规点火方法。方案2次之,方案3仅能在较低的参考速度下实现燃烧室的点火,方案1的点火效果最差。滑动弧当地的气流速度及油气分布对点火效果影响显著,建议滑动弧处的气流速度不超过20 m/s。 相似文献
7.
本文以双旋流全环燃烧室为试验对象,在高温高压试验条件下,通过调整全环燃油喷嘴的流量离散度和径向位置来研究其对出口温度分布的影响。试验结果表明,当喷嘴燃油流量离散度控制在±4%以内时,采用简单的大、小流量喷嘴间隔搭配的方案即可保证出口温度分布的均匀性;当燃油流量离散度放大到4%~8%时,采用本实验研究的搭配方案仍可保证出口温度分布的均匀性;当燃油流量离散度放大到10%时,通过调整喷嘴搭配方案已经无法保证出口温度分布均匀性。燃油喷嘴径向位置较火焰筒头部中心线偏离旋流杯腔道高度的11.5%以内时,不影响出口温度分布的均匀性。 相似文献
8.
9.
等离子体助燃是一种新型的强化燃烧技术,近年来受到国内外学者的广泛关注。本文开创性地研制了基于旋转滑动弧等离子体的强化燃烧头部,建立了某型航空发动机三头部燃烧室实验件的等离子体助燃实验平台,验证了该等离子体强化燃烧技术应用于型号发动机燃烧室的可行性。实验研究等离子体助燃在不同余气系数和不同输入电压条件下对平均出口温度、燃烧效率、温度分布系数以及熄火边界的影响。实验结果表明,与正常燃烧相比,施加等离子体助燃后的燃烧效率有明显的提高,在输入电压为U0=240V,余气系数为 α=0.8时,等离子体助燃的燃烧效率提高3.24%。实施等离子体助燃后,燃烧室出口温度分布场分布得到明显的改善,在富油工况α=0.8,出口温度分布系数减少39.8%。等离子体助燃输入电压越高熄火边界扩展程度越明显,相比于正常工况条件下,等离子体助燃U0=240V的熄火边界扩宽了7.34%。 相似文献
10.