机载火焰抑制器流通性能研究

受限于适航认证工作的相关要求及我国航空技术相对落后的现状,国产机载火焰抑制器的研制开发起步较晚。通过对机载火焰抑制器压力降产生的原因进行分析,提出一种适合计算机载火焰抑制器压力降的方法,在与实验结果对比并验证该方法正确性的基础上,根据某型机载火焰抑制器技术要求,分析在空气流动和燃油溢流情况下不同特征尺寸阻火单元的压力降,并探讨各个因素对机载火焰抑制器压力降的影响。结果表明:本文关于机载火焰抑制器流通性能的研究可为其工程设计、计算和选择提供有益的参考。     

运输类飞机适航标准第25.975条(a)(7)项要求及符合性验证研究

经第25-143号修正案新增的第25.975条(a)(7)项要求防止燃油箱外部的火焰经由通气系统进入燃油箱而导致燃油箱爆炸的风险。通过对第25.975条(a)(7)项的修订背景、相应咨询通告AC25.975-1的研究分析,明确了燃油箱通气火焰抑制器性能标准,采用火焰抑制器作为符合手段的符合性验证思路,符合性验证关注点,为运输类飞机燃油系统的设计和符合性验证提供参考。     

机载火焰抑制器流阻特性研究

通过试验和数值计算方法研究了六边形阻火单元结构火焰抑制器的流阻特性,分析了火焰抑制器结构参数对其流阻特性的影响。研究发现,随着六边形通道边长的减小,火焰抑制器的流阻急剧增大;随着六边形通道壁厚的增加,火焰抑制器的流阻呈增大趋势;阻火单元长度越长,火焰抑制器流阻越大。因此,在火焰抑制器设计过程中,在满足阻火、耐烧及结构强度等设计要求下,应选取较大的六边形通道边长、较小的六边形通道壁厚和阻火单元长度。     

主燃孔轴向位置对低压点火性能的影响

对回流燃烧室设计了两种主燃孔结构(交错射流和对齐射流),在不同压力条件下对不同主燃孔方案的回流燃烧室的点火性能进行了试验研究.试验结果表明:随着回流燃烧室进口空气压力的降低,点火边界的油气比先减小后升高,而对齐主燃孔的火焰筒方案的低压点火性能优于交错主燃孔.结合火焰筒冷态流场数值模拟和试验中观察到的点火现象进行对比分析,对齐主燃孔方案存在更大范围的回流区,其火焰筒头部参考速度较低.此方案有利于减弱火焰核心的淬熄概率,同时增强头部火焰燃烧的稳定性,从而改善了回流燃烧室的点火性能.      

微型涡喷发动机燃烧室优化与试验研究

在微型涡喷发动机甩油盘式折流燃烧室自主设计的过程中,遇到由高转速向设计转速过渡时发动机骤熄的问题。通过对骤熄原因逐个排查并结合Fluent软件对不同转速下燃烧室流场的数值计算结果进行研究,最终查明问题缘由并开展针对性的优化。试验显示优化后的火焰筒成功解决燃烧室骤熄的问题,发动机各项性能达标。结果显示解决发动机骤熄的关键因素在于:维持头部多涡流场结构不变,主燃区进气量约32%,头部多采用密集并且直径小于2mm的小射流孔以及沿火焰筒轴向渐进式小气量供气。     

火焰稳定器射流喷口形状对燃烧性能的影响

为了探讨层缘吹气式火焰稳定器的射流喷口形状对燃烧性能的影响，在来流50m/s，573K条件下，分别对连续长缝、不连续宽缝、均布圆孔三种不同喷口形状的火焰稳定器的燃烧性能进行了实验研究，对比了它们的贫熄特性、燃烧效率和流阻损失。研究发现，在实验条件范围内，连续长缝形喷口稳定器的燃烧性能较其他两种不连续喷口稳定器优越，具有较高的燃烧效率、较宽的贫熄边界和较小的流阻损失。     

尾缘吹气式火焰稳定器试验研究

本文提出了一种新型火焰稳定器—尾缘吹气式火焰稳定器,它具有流线形头部,槽宽小,尾缘吹气并供油,不加力时流阻很小,加力时吹气扩大回流区,是一种机械与气动稳定结合的稳定器。对该稳定器进行了试验研究,得到流阻损失、贫熄边界、燃烧效率等性能的初步结果,表明该稳定器具有优越性,并有希望用于加力燃烧室。     

基于热响应的陶瓷基复合材料火焰筒热冲击试验

连续纤维增韧的碳化硅复合材料火焰筒是航空发动机重要的热端部件之一,对其进行热冲击性能评估具有十分重要的 意义。为了考察陶瓷基材料与金属材料的连接性能及火焰筒本体特征部位的抗热疲劳性能,采用扣锁式壁面温度测试方法和基 于材料热响应试验制定的热冲击时域循环,对连续纤维增韧的碳化硅复合材料制备的航空发动机火焰筒试件进行燃气热冲击性 能研究。试验中,通过准稳定壁温获取试验得到了火焰筒试验件准定常状态时外壁面温度参数;按照加速试车原则确定了热冲击 时域循环参数;参照航空发动机100次起降对应的燃烧室经历的热载荷,以100次时域循环作为火焰筒试件试验评估的最终循环 次。试验结果表明：经100次热冲击循环后,试件考核部位表现出较好的连接性和抗热疲劳性能,为连续纤维增韧的碳化硅复合 材料制备的航空发动机热端部件的工程优选和设计优化提供了试验支撑。     

RQL燃烧室燃烧特性数值研究

对富油燃烧─淬熄─贫油燃烧(Rich-burn,Quench,Lean-burn,RQL)模型燃烧室在7种不同当量比下的燃烧过程进行了数值模拟。对各种当量比下燃烧室的温度场进行了详细地分析,并给出当量比的优化值。在此当量比下,研究了流量分配对温度场的影响,分析了燃烧室的淬熄性能;最终,确定了燃烧室淬熄结构的修改方案。     

飞机舱内材料-座椅扶手的燃烧特性

本篇主要讨论了可能发生在飞机舱内座椅扶手的火焰的燃烧特性以及扶手腔的容火性能。所有试验结果表明，火焰都自熄，扶手材料不能被点燃，且火焰被包容在扶手腔内。     

飞机材料防火试验用Sonic油燃烧器的发展和应用

随着民用航空客舱和动力装置等材料或结构的防火耐火性能要求提高,防火试验方法越来越严格和细化。其中防火试验用油燃烧器已从原来简易的油气一体式油燃烧器等发展至Sonic油燃烧器。本文主要叙述了Sonic油燃烧器的历史背景、主要用途、结构组成、与原油燃烧器试验对比等内容。从火焰特性而言,Sonic油燃烧器的燃油、空气及结构控制严格,火焰特性更加稳定也易于维持。在结构上,也方便技术更新和改进,更有效地符合民航规章标准及防火试验要求。     

燃烧室火焰筒头部性能对比试验

根据前期某型发动机燃烧室头部降低冒烟数性能试验结果,火焰筒头部结构存在高温烧蚀变形痕迹,为保证该结构工 作可靠性和使用寿命,将原型燃烧室火焰筒头部传统的孔板+挡溅板的冷却结构改进为带有一定角度的收敛双锥形冷却结构,并 在单管燃烧试验器、扇形燃烧室试验件上采用连续气源、模拟参数进行了性能对比试验,录取了改进前后2种头部的点熄火边界、 燃烧效率及头部壁温。结果表明：在同工况下,改进后的火焰筒头部着火余气系数更大,点火边界更宽;贫油熄火边界相当;燃烧 效率基本相当,均大于0.99,符合性能要求;改进后火焰筒头部壁温较原型的有较大降低,温度分布更均匀。     

采用钝体式孔板淬熄的富油-淬熄-贫油驻涡燃烧室排放性能试验研究

设计研制了采用钝体式孔板淬熄装置进行淬熄作用的富油-淬熄-贫油(Rich-quenchlean,RQL)驻涡燃烧室(Trapped-vortex Combustor,TVC)模型和试验系统,实现了富油燃烧-快速淬熄-贫油燃烧的分级燃烧。在常压状态下采用RP3航空煤油作为燃料开展了排放试验研究,分析并总结了当量比(包含总当量比和富油区当量比)、进口速度(马赫数)和进口温度等参数对采用钝体式孔板淬熄的RQL-TVC排放性能的影响。研究结果表明:不同进口温度或进口马赫数条件下,随着当量比的增大,氮氧化物(NOx)的排放指数(Emission Index,EI)呈现出先急剧升高,然后急剧下降并趋于平缓的趋势,在富油燃烧区当量比为1.1左右达到峰值,一氧化碳(CO)的EI值先保持平稳而后急剧下降,未燃碳氢化合物(UHC)的EI值呈现连续降低的趋势,燃烧效率持续增大,燃烧效率均高于95%,最大值达99%以上;进口温度较高或进口马赫数较小时,UHC和CO的EI值均较小,燃烧效率较高,而NOx的EI值较大,反之亦然。     

多斜孔冷却火焰筒燃烧性能试验研究

为了保证高温升燃烧室火焰筒壁温,进行了多斜孔冷却火焰筒燃烧性能试验.通过对多斜孔冷却火焰筒和常规气膜冷却火焰筒的试验对比,研究了多斜孔冷却火焰筒的燃烧性能.研究结果表明:与常规气膜冷却火焰筒相比,多斜孔冷却火焰筒具有冷却空气量少、火焰筒壁温低和温度梯度小等优点;采用了多斜孔冷却方式的火焰筒,其温度场、燃烧效率、火焰筒壁温和慢车贫油熄火油气特性等燃烧性能均达到或超过了常规气膜冷却火焰筒的水平.     

燃油分布对V形稳定器后燃烧的影响

研究了不同喷射方式和喷油布置形成的不同燃油分布对二元Ｖ形稳定器后燃烧的影响。试验得到火焰前锋形状，不同分布下的贫熄边界，稳定器截面和出口截面温度分布，并计算了燃烧效率。此外还研究了喷油稳定器偏置对燃烧的影响。     

RQL新概念燃烧室气动特性的数值研究

采用CFD数值方法研究了旋流数和流量分配变化对RQL新概念模型燃烧室内气动力学特性的影响规律。采用中等旋流强度既能保证空气与燃油的适度混合,又能满足富油区和贫油区内气-油雾两相流燃烧和气体阻力损失小的要求。淬熄段流型的合理分布可通过调整流量分配来实现快速混合淬熄。数值研究与水模试验相比具有相同的流型分布规律。     

沙丘驻涡蒸发式稳定器低压性能的试验研究

为了探讨沙丘驻涡蒸发式稳定器低压性能降低的原因，寻求改善措施，对稳定器常压下的流阻特性及低压下的点火及火焰稳定特性进行了试验研究，试验中改变了稳定器的开孔规律，低压试验的进气压力分别为0.08MPa、0.06MPa及0.05MPa。试验发现：原型稳定器从主流引入稳定器内的气流破坏了常规沙丘驻涡稳定器特殊型面形成的理想流场，恶化了从蒸发盘出口的两相混气的二次雾化、蒸发及掺混，使稳定器低压性能降低，改型后其点火及火焰稳定性能明显提高，总体性能超过V型蒸发式稳定器。     

基于先锋氢点火和双凹腔火焰稳定的煤油超声速燃烧特性

采用先锋氢火焰点火方式和串联双凹腔火焰稳定机制,开展了模拟飞行马赫数4.0纯净空气条件下液态煤油燃料超声速点火、火焰稳定和燃烧特性的试验研究。典型的燃烧室进口来流状态为马赫数2.0,总温约815K,总压700～800kPa。试验中上游凹腔采用喷油/点火一体化设计并几何结构保持恒定,分别研究了下游凹腔深度10mm,12.5mm和15mm时对煤油超声速点火、火焰稳定和燃烧特性的影响;此外,通过串联双凹腔沿轴向后移及间距拉大,研究了其对煤油超声速燃烧特性的影响。试验结果表明:(1)采用先锋氢辅以火花塞点火方式可以可靠实现煤油燃料超声速点火,并最终实现自持稳定燃烧。(2)下游凹腔起到了很好的火焰稳定器作用,增大凹腔深度可以有效地增强火焰稳定性能,同时扩展火焰稳定的油气比范围。(3)双凹腔后移使得主燃烧区向下游移动,在相同油气比条件下有效缓解燃烧诱导压升对上游隔离段的扰动。     

尾缘吹气稳定器缝宽对燃烧性能影响的试验

为了探讨尾缘射流出口缝宽对燃烧性能的影响,在来流λ_m-0.1,0.18,0.25和丁T_m-53,63,3 K状态条件下,分别对缝宽为1,2,4 mm的尾缘吹气式稳定器和V型稳定器的燃烧性能进行了试验研究,对比分析了它们的贫熄特性、温度分布和燃烧效率.燃烧试验结果表明缝宽对尾缘吹气式稳定器燃烧性能有明显影响.在本模拟条件下,缝宽较窄的稳定器贫熄边界较宽,缝宽为1 mm的尾缘吹气式稳定器贫熄边界最宽;从出口温度分布可以看出,缝宽小的尾缘吹气式稳定器高温区域较大;缝宽较小的稳定器燃烧效率较高,缝宽1 mm的稳定器燃烧效率最高.      

某型燃烧室火焰筒的性能对比试验

为了检验某型航空发动机燃烧室国产化火焰筒的性能,在燃烧室试验台架上,采用连续气源和扇形段试验件,通过模拟燃烧室在最大工况下的工作参数,对该型燃烧室使用的原型火焰筒和国产火焰筒进行了燃烧效率特性、出口温度分布、壁温分布和贫油熄火特性对比试验.试验结果表明:两种火焰筒的燃烧效率特性相同,同一工况下的燃烧效率值接近,相差大约0.5%,国产火焰筒优于原型火焰筒;出口温度场类似,质量指标接近,出口温度分布系数和径向温度分布系数分别相差1%和1.3%,且均在合理范围之内;壁温分布相似,同一位置处最大温差为50K,国产火焰筒高于原型火焰筒;贫油熄火特性一致,在进气速度为150m/s以下,原型火焰筒优于国产火焰筒.