高温升燃烧室与双燃烧室发动机性能对比分析

采用一维定常计算方法,考虑各种部件效率的影响,在双燃烧室发动机总增压比为32,涡轮前总温为1900K时,与高温升燃烧室涡轮前总温为2400K时进行了总体性能对比,并指出了双燃烧室结构发动机2个燃烧室的热量分配方法.结果表明:温升同为1463K时,高温升燃烧室发动机比双燃烧室发动机单位推力高2.7%,耗油率低3.8%.双燃烧室结构发动机更有利克服超声速下的冲压损失, Ma大于1.5之后,增力比大于高温升燃烧室发动机.      

航空发动机燃烧室光学可视模型试验件及其流场测量研究进展

航空发动机燃烧室内的燃烧组织是高温高压受限空间内多级旋流复杂流场结构的气动、燃油雾化、蒸发、油气混合和燃烧化学反应多场耦合过程,而其流场特性影响雾化和燃烧过程,从而对燃烧室的燃烧性能具有决定性影响。对燃烧室内复杂强旋流流场组织机理的认识和高精度测试一直是发动机燃烧室研制过程中的难点之一。本文针对光学可视模型燃烧室试验件设计方法及典型发动机燃烧室的流场组织机理和特性进行总结,希望给发动机燃烧室研制过程中光学模型燃烧室试验件的设计提供一定的借鉴,深刻认识目前两类典型的传统旋流杯模型燃烧室和基于分区分级耦合燃烧技术的新型燃烧室的流场特性,促进航空发动机燃烧室的研制。     

非旋空气对分级贫油直喷燃烧室流动和雾化影响的实验研究

针对中心分级贫油直接喷射燃烧室头部,采用粒子图像测速技术、平面激光Mie散射技术以及粒径测量技术,对比研究了非旋流空气与旋流空气四种不同的进气比例对燃烧室流动特性、喷雾特性以及燃油粒径分布特征的影响。研究发现：在常温常压状态,随着非旋流空气比例的增高,中心回流区不断缩小直至消失,预燃级燃油锥角不断减小,雾化受到阻碍,主燃级射流由向主燃级偏转逐渐转为向预燃级偏转,主油破碎效果先恶化后优化。在旋流器压降为1%和2%工况下,非旋流空气对两级燃油雾化均有抑制作用,随着非旋流空气比例的升高,空气对两级燃油雾化的阻碍作用呈现先增强后削弱的趋势,在压降为3.3%工况,非旋流空气比例对燃油雾化的影响较小。结果表明：非旋流空气与旋流空气比例为1∶2时,能够得到较为良好的流场结构、燃油分布和雾化效果,综合性能较好,是最优方案。     

点火位置对中心分级燃烧室点火过程影响的研究

燃烧室点火可靠性关系到发动机的整体性能,而点火位置对点火结果具有较大的影响。本文首先对点火位置位于回流区边缘中游的点火过程进行实验研究,同时采用数值模拟的方法对冷态流场和燃烧过程进行研究并与实验结果对比,从而验证数值模拟的准确性,最后采用数值模拟的方法研究了不同点火位置的火焰传播过程。结果表明,点火初始时刻,在流场的作用下,火核首先在燃油浓度较高的周向进行传播,同时在流场的作用下沿轴向向燃烧室下游传播,最终在回流区的作用下运动至燃烧室头部。当点火位置位于回流区中上游时,点火成功的关键是火焰传播到靠近头部燃油浓度较高的区域,而点火位置位于回流区下游时,其点火成功的关键是火焰传播到燃烧室中心位置并具有较高的能量。最佳点火位置位于回流区边缘的中游位置。     

涡轮级间燃油雾化特性数值研究

为实现航空发动机加力燃烧室的无稳定器燃烧组织,以加力燃烧室燃油在涡轮内提前雾化蒸发特性为研究对象,采用经过试验验证的数值模拟方法,对燃油喷雾在涡轮级内的流动雾化特性及影响因素开展数值分析。在不同来流温度条件下,考察了燃油在静子流道的展向、周向和轴向不同喷入位置的运动轨迹、粒径分布和涡轮出口气态燃油浓度分布。研究结果表明,喷雾位置和来流总温对燃油雾化特性都存在影响,具体表现在:(1)不同展向位置的燃油雾化特性相似;(2)吸力面燃油雾化质量优于压力面;(3)在喉道附近的燃油雾化质量优于叶片前缘和尾缘;(4)在雾化过程中的不同时段,液滴数量的变化是破碎与蒸发的竞争机制影响的结果;(5)提高来流总温可以提高雾化质量。另外,涡轮内非均匀流场中各位置温度与速度对燃油雾化蒸发影响的比重不同,在同一来流总温条件下,速度对燃油雾化的影响大于温度。     

燃气轮机双燃料燃烧室流场对比数值研究

针对燃气轮机环管型双燃料燃烧室分别燃用庚烷和裂解气燃料的情况,采用CFD(computa-tional fluid dynamics)技术对其燃烧流场进行对比研究.数值模拟采用了RNGk-ε湍流模型、化学平衡条件下的快速化学反应系统和简单概率密度函数(PDF)燃烧模型、液体燃料的喷雾模型以及SIMPLE算法.模拟对比分析了两种燃料燃烧下的温度分布、燃烧效率、流量分配、壁面冷却效果、空气过量系数等参数,以及它们随工况变化的趋势.所得结论如下:①不同燃料燃烧时,流场内的流量分配基本保持一致;②裂解气燃料燃烧时,其燃烧效率高出燃油状态约1%,但出口温度均匀性较差;③在加入相同化学焓值的燃料进入燃烧室时,裂解气燃料的头部空气过量系数α较大,所得到的出口平均温度低于燃油状态约20～40 K.      

过热蒸汽射流冷却叶片热耦合数值模拟

在对射流冷却平板模型和射流冷却凹板模型数值模拟的基础上,设计了射流冲击冷却式蒸汽冷却叶片,并对其进行了热耦合数值模拟.通过改变平板和凹板的进口雷诺数,射流孔与靶板间距和凹板曲率,对靶板的冷却传热进行了对比研究,得到传热量与各个参数的变化规律.然后根据上面得到的变化规律设计出射流冲击冷却式蒸汽冷却叶片,应用ANSYS CFX 10.0数值程序,对冲击冷却的流动和传热过程进行了三维热耦合数值模拟,得到叶片表面温度和对流换热系数分布.      

分级燃烧室预燃级旋流组织对点熄火性能影响的试验研究

为了有效拓宽多级旋流分级燃烧室的稳定工作边界,在模型燃烧室上开展了分级燃烧室点火和熄火特性试验研究,采用平面激光测量技术获得了燃烧室冷态流场结构和燃油浓度分布,分析了双级旋流预膜式空气雾化预燃级设计参数(两级旋流旋向、旋流强度)对流场结构、燃油浓度分布和燃烧稳定性的影响,并阐明了燃烧室点火和熄火特性与流场结构和燃油浓度分布的内在关联机制。结果表明,预燃级两级旋流反旋、适当减小内级旋流强度和增大外级旋流强度有利于改善这类分级燃烧室的点火和熄火特性。相关研究结论能够应用于分级燃烧室预膜式空气雾化预燃级设计。     

高温高速气流中航空煤油横向射流实验研究

横向射流是航空发动机加力燃烧室中常见的煤油掺混组织方式。本文使用激光诱导荧光（PLIF）技术,在加力燃烧室的工况条件下,对航空煤油横向射流过程进行测量,研究了液气动量比、气体雷诺数、气体韦伯数对射流深度的影响。通过自编程序对煤油PLIF结果进行处理,获取了横向射流的射流深度。进行了空气来流温度303～1100K,气流速度100～300m/s,液气动量比9～843,气体雷诺数357～4863,气体韦伯数61～716内射流深度的测量。结果表明,射流深度随动量比的增加而显著增大;气体雷诺数的增加增强了动量比对射流深度的影响;射流深度随气体雷诺数的增加而增大,但增大程度随气体雷诺数的增加而减小;射流深度随着气体韦伯数的增加而减小,但气体韦伯数对射流深度的影响相对次要。通过对实验数据的拟合,获得了无量纲射流深度关于无量纲轴向距离、动量比、雷诺数以及韦伯数的经验公式。     

多级旋流空气雾化喷嘴高空气动雾化场的数值研究

为有效拓宽采用预膜式空气雾化喷嘴的多旋流分级燃烧室的稳定工作边界,在模型燃烧室上开展了高原及高空工况下气动雾化场的数值研究,采用经过实验验证的数值模拟方法获取了多旋流分级燃烧室的高空气动场和雾化场,分析了低温、低压进口条件对燃烧室流场结构和雾化质量的影响。结果表明:低温及低压进口工况对中心回流区的结构及尺度、速度分布影响较小,但低温会削弱旋流器出口湍动能强度,低压会显著降低旋流空气切向剪切力。相同旋流器压降下,低温、低压条件会造成气液比和韦伯数的降低,导致雾化粒径增大,液滴群轴向穿透深度增加。相关研究结论能够解释该类燃烧室高空点火困难的影响机制。