湍流燃烧模型对双旋流燃烧室喷雾燃烧的影响

采用数值模拟与试验测量相结合的方法,研究扩展旋涡破碎模型、扩展二阶矩模型和涡团耗散概念模型等三种湍流燃烧模型对双旋流湍流喷雾燃烧流场的影响.在任意曲线坐标系下数值研究双级轴向旋流器环形燃烧室全流程流场,采用粒子图像测速仪测量燃烧流场气流速度分布,热电偶测量燃烧室出口温度分布.计算结果与验证试验数据比较表明:不同湍流燃烧模型对双旋流湍流喷雾燃烧影响较大,所得的回流区形状、速度、温度场以及出口温度分布等都不太相同,其中扩展二阶矩模型所得的结果与试验值符合最好,更适用于模拟双旋流环形燃烧室湍流喷雾燃烧.     

基于曲线坐标系浸没边界方法的折流燃烧室模拟

航空发动机折流燃烧室几何结构复杂,其高保真数值模拟需要高效的网格与边界条件处理方法。采用曲线坐标系隐式浸没边界方法结合大涡模拟-概率密度函数输运方程湍流燃烧模型开发自研软件,并实现WP11中折流燃烧室的高保真模拟。流动模拟中准确解析了该燃烧室中的三股主要气流,且三股气流分别约占进口流量的75%,12.5%和12.5%。两相燃烧模拟中针对拉格朗日框架下的液滴运动和欧拉框架下的湍流燃烧采用不同网格标记,模拟得到的出口径向温度分布规律与实验一致,平均相对误差为17.95%,表明基于本方法开发的自研软件能准确模拟折流燃烧室中的两相湍流燃烧现象。     

自适应湍流耦合建表燃烧模型的振荡燃烧数值模拟

航空发动机及燃气轮机等动力装备燃烧室广泛采用的贫燃燃烧方式经常遇到破坏性的非定常热声耦合振荡燃烧问题。非定常振荡燃烧数值预测是一个长期的研究热点和难题。发展了针对振荡燃烧的耦合直接求解数值模拟方法，包括优化的动态模型参数的高精度自适应湍流模型（SATES），耦合可压缩的详细化学反应建表FGM燃烧模型。选取的3种湍流燃烧模型包括有限速率模型（W1）及火焰面密度封闭方法中的Zimont(W2)和Fureby(W3)2种褶皱因子模型。针对经典的LIMOUSINE燃烧室多个部分预混振荡燃烧工况开展了数值研究，发现自适应湍流模拟框架下的3种燃烧模型均准确预测到了振荡燃烧的振荡频率，与试验相比，误差<6.4%；对于振荡燃烧压力脉动振幅的预测结果，有限速率模型（W1）和Zimont(W2)模型结果显著大于试验值，误差>380%;Fureby(W3)模型结果与试验值吻合较好，误差<17.9%。表明振荡燃烧的数值预测对不同的湍流及湍流燃烧模型具有较高的敏感性。不同的工况结果表明，振荡燃烧存在完全振荡模态和过渡模态，完全振荡模态中数值预测的特征主频在燃烧室上下游多个位置趋于一致；过渡振荡...     

三旋流燃烧室的数值模拟与试验

为研究三旋流高温升燃烧组织技术,借助CFD技术对三旋流单头部燃烧室进行了数值模拟,采用结构化网格生成技术、realizable k ε湍流模型、PDF（概率密度）燃烧模型等对其进行模拟计算,获得了燃烧室内流场和燃烧场分布及各方面的燃烧性能参数,同时试验研究了三旋流单头部燃烧室的火焰筒壁温、出口温度分布、燃烧效率、排气冒烟数。结果表明:三旋流燃烧室的温升高达1130K,燃烧效率超过99％,火焰筒壁温分布较好,冒烟数不高于20;所采用的数学模型合理、计算方法可行,与试验数据基本吻合,其结果可为三旋流燃烧室设计提供参考。      

随机场TPDF在非结构网格平台的开发及检验

为实现对燃烧室内部燃烧过程的高精度数值模拟,增强航空发动机燃烧室研究手段,采用开源的非结构网格平台Saturne,开发可以耦合详细化学反应机理,高精度解析湍流燃烧过程的概率密度函数输运方程（TPDF）湍流燃烧模型。采用随机场方法求解TPDF方程,在原有程序基础上研发了TPDF程序模块及配合的加速算法等模拟单元,发展了针对燃烧室燃烧过程模拟的软件功能。采用射流火焰Flame D和旋流火焰TECFLAM对新软件进行了测试,结果表明：模拟结果与试验数据趋势一致,精度尚可。对某型燃烧室性能模拟验证中,计算的出口温度分布与试验结果一致,平均温度误差小于3.8%,新的软件可进一步应用于燃烧室性能的研究。     

双环预混旋流低污染燃烧室数值研究

利用Fluent软件计算双环预混旋流(TAPS)低污染燃烧室三维两相喷雾燃烧流场,研究两种燃烧室结构和两种喷油方式对流场与燃烧性能的影响,采用标准k-ε模型模拟湍流黏性,离散相模型追踪油珠运动轨迹,燃烧模型采用非预混平衡化学反应模型.计算结果表明:在进口条件不变情况下,改进燃烧室结构和喷油方式,能提高出口温度,同时可大幅降低出口污染物排放;在相同试验条件下,TAPS低污染燃烧室燃烧性能优于目前某在研发动机模型燃烧室.      

喷嘴和旋流器数目对短环形燃烧室燃烧性能的影响

通过改变燃烧室头部喷嘴、旋流器的数目和位置,对短环形流燃烧室内有较强回流的湍流旋流流动进行了模拟。结果表明:在燃油和空气总流量不变的情况下,改变喷嘴数目对燃烧室出口平均温度、平均速度影响不大,但是,对出口温度分布、燃烧室内空气流场有较大影响。     

斜切径向旋流器环形燃烧室数值模拟

采用三维贴体坐标系统,对包括突扩扩压器、帽罩、旋流杯、火焰筒以及内、外环通道的环形燃烧室全流程2相燃烧流场进行数值研究。采用k-ε湍流模型、2阶矩-EBU湍流燃烧模型、6通量辐射模型和颗粒轨道模型等模拟2相湍流燃烧流动,分析了进口工况对全流程燃烧流场的影响。计算结果表明:随着进口工况的改变,燃烧室出口温度场也发生相应变化;计算结果与试验数据比较表明:所用的数学模型合理、计算方法可行,其结果可为某型燃烧室优化设计提供可靠依据。     

旋流流动对水冲压发动机性能影响

基于某药柱式水冲压发动机,建立粉末式水冲压发动机模型.利用Fluent软件模拟研究旋流流动对水冲压发动机流动与燃烧反应性能的影响.选择k ε双方程模型作为湍流模型,有限速率/涡耗散模型作为燃烧模型,基于密度隐式耦合求解进行计算.结果表明:添加旋流叶片并增大旋流角度,燃烧室最高燃烧温度、平均燃烧温度、出口速度和比冲均增大.研究证明添加旋流叶片对水冲压发动机流动与燃烧反应性能有很大改进,且旋流角度越大,效果越明显.      

固体燃料冲压发动机旋流燃烧特性数值研究

为了研究固体燃料冲压发动机旋流燃烧特性,使用数值模拟方法计算了不同旋流数下的燃速、燃烧效率、推力与比冲。固体燃料为丁羟,燃烧采用总包反应与涡团耗散模型。当旋流数小于临界旋流数时,无需将旋流器出口伸入燃烧室,突扩台阶回流区即可稳定火焰;当旋流数大于临界旋流数后,须将旋流器出口伸入燃烧室一段距离,使火焰稳定在这一段区域内。旋流状态燃烧效率低于直流状态,在考虑了旋流产生的总压损失后,发动机推力与比冲也低于直流状态。     

离心甩油折流环形燃烧室的性能试验

以某离心甩油折流燃烧室为研究对象, 采用试验的方法, 在不同的甩油盘转速下对其性能进行了研究.研究结果表明, 该燃烧室具有较高的总压恢复系数, 燃烧室出口温度场分布不均匀系数(OTDF)小于0.3, 燃烧室的燃烧效率η在0.99以上, 燃烧室的贫油熄火边界较窄.该研究结果为折流燃烧室的设计提供了有益的参考.      

高温升三旋流燃烧室与双旋流燃烧室的性能对比

采用参数化建模的方法,保持扩压器尺寸、外机匣最大直径以及燃烧室出口尺寸与单环腔燃烧室(SAC)一致,将燃烧室头部旋流器从双旋流结构设计为三旋流结构,采用三维数值模拟的方法对双旋流燃烧室(DSC)和三旋流燃烧室(TSC)的流动和燃烧过程进行数值模拟.对比研究了两种燃烧室在高温升条件下的性能.结果表明:传统的DSC已不能满足油气比为0.037的高温升燃烧室的燃烧效率等性能需求,TSC可获得比DSC更高的总压恢复系数、燃烧效率以及温升,更低的出口温度分布系数(OTDF)和径向出口温度分布系数(RTDF);在油气比为0.037情况下,设计的高温升TSC总压降在5%以内;OTDF为0.162,RTDF为0.106;燃烧效率大于99%.      

基于分层和分级燃烧机理的低污染燃烧室设计和排放性能预估

保持扩压器尺寸、外机匣最大直径以及燃烧室出口尺寸不变,将燃烧室分别设计为单环腔燃烧室(SAC)、双环腔燃烧室(DAC)、双环预混旋流(TAPS)燃烧室、中心分级燃烧室(CSC)和三旋流燃烧室(TSC)5种燃烧室结构,保持湍流、喷雾、燃烧、辐射及排放数理模型不变,对5种燃烧室进行三维数值模拟.对比研究了5种燃烧室的污染排放性能.结果表明:采用分级燃烧的DAC慢车状态下CO排放量最低,采用DAC在慢车状态下的CO排放量比SAC降低了近62%.采用分层燃烧的TAPS燃烧室的NOx排放量最低,采用TAPS的NOx排放量比SAC降低了近43.5%.      

涡轮喷气式发动机整机环境下折流燃烧室性能试验

采用整机试验的方法,对某型涡轮喷气式发动机从低转速到高转速状态下的燃烧室出口温度进行了测量.结果表明:该折流燃烧室在发动机低转速下性能较差,但各项性能参数随着发动机转速的增加而上升.在发动机设计点状态下,该折流燃烧室各项指标基本符合设计要求,其出口温度分布系数小于0.31,燃烧效率可达98.1%.      

涡流冷壁旋流燃烧室的数值模拟

为了获得涡流冷壁旋流燃烧室的双旋涡结构对其燃烧流动性能的影响规律,改变切向入口的进口速度,对其内部流场进行了数值模拟。结果表明:在燃烧工况下,双旋涡结构较冷态时更难形成;随着切向入口的进口速度增加,涡流冷壁旋流燃烧室的燃烧效率较旋流燃烧室增大2%左右,壁面温度从1200K降低至600K,出口CO2的排放量降低;双旋涡结构会增加燃烧室的总压损失,但是增加的程度很小。     

双旋流驻涡燃烧室湍流燃烧流动的数值分析

提出了带导流片的双旋流驻涡燃烧室以进一步发展低排放、高效燃烧技术。改变旋流器的结构参数以及旋向,对双旋流驻涡燃烧室内部燃烧湍流流场进行了数值模拟。结果表明:增大旋流器内外径比对燃烧效率有一定影响,NO_x排放降低了约8%。旋流器中心间距对燃烧性能的影响不如内外径比的大。不同旋向下燃烧室均可获得良好的双涡结构,但反旋时下游火焰筒的高温度梯度场会对筒壁造成强烈热冲击,同旋时NO_x排放降低了约22%,因此同向旋转结构总体上要优于反向旋转结构。     

旋转对固体火箭发动机燃烧室燃气流动的影响

采用RNG k-ε湍流模型,计算了某管状装药旋转固体火箭发动机在不同旋转速度情况下的燃烧室喷管统一流场,着重分析了不同转速情况下燃烧室内燃气流动的特点,得到了该发动机燃烧室内旋流切向速度沿径向分布趋势以及旋流涡核半径在不同转速情况下的变化特点,对燃烧室前封头局部区域的流场结构也进行了较为细致的分析.     

超燃冲压发动机燃烧室出口温度场分布CARS测量

针对超燃冲压发动机研究中对燃烧室出口温度场的测量需求以及暂冲式超燃冲压发动机燃烧台架试验中的应用难点,开发了适用于瞬态燃烧场温度测量的单脉冲相干反斯托克斯拉曼反射（CARS）系统及CARS光谱计算和温度反演软件CARSCF。采用USED相位匹配方式来降低湍流影响,结合多尺度小波分析方法来实现CARS光谱降噪处理,提高信噪比。在暂冲式脉冲燃烧风洞上开展了来流马赫数2.6条件下超燃冲压发动机燃烧室出口温度测量试验,获取了超声速来流（冷态）建立、H₂点火加热空气、建立超声速燃烧流场直至试验结束过程中的燃烧室出口温度,以及煤油/空气燃烧时燃烧室出口温度场分布。结果显示,超声速冷流时温度处于低温（约205K）状态,随着H₂点火加热来流空气,来流温度上升至853K;随着煤油/Air点火,温度急剧上升,稳定燃烧状态下燃烧流场温度为1970K±144K。燃烧室出口截面温度场分布测量结果显示,高温区位于燃烧室出口截面上侧区域,而燃烧室出口截面上中间区域的温度低于上下两侧。燃烧室出口温度分布CARS测量结果与火焰自发光成像结果一致,表明单脉冲CARS技术用于瞬态燃烧流场温度测量的可行性。     

基于超大涡模拟的燃烧室气动性能仿真研究进展

航空发动机燃烧室涉及旋流、雾化蒸发、掺混、化学反应、湍流与火焰相互作用等多尺度强耦合物理化学过程,相关的高 精度建模和数值模拟面临极大的挑战。超大涡模拟是近些年发展的兼顾计算精度、计算效率和强鲁棒性的数值模拟新方法,具备 试验室尺度和复杂工程应用场景下湍流流动与燃烧仿真能力。针对航空发动机燃烧室相关流动与燃烧基本特征,阐述了超大涡 模拟的理论方法及特点,从旋流流动、湍流燃烧、液雾雾化、碳烟生成、燃烧不稳定等典型多物理过程,以及双旋流模型燃烧室和高 温升燃烧室气动性能集成仿真等方面介绍了超大涡模拟的研究进展,对涉及的物理机制进行了分析,为超大涡模拟在航空发动机 燃烧室中规模化工程应用提供了坚实支撑。超大涡模拟在较低的计算资源消耗下具备与传统大涡模拟相当的计算精度,是一种 经济可承受的燃烧室高精度气动性能仿真新方法。     

双旋流燃烧室主燃区流动特性PIV测量和分析

针对采用斜切径向双级旋流器的环形燃烧室单头部矩形模型,利用非接触式测量方法粒子成像测速仪(PIV)测量了主燃区的300K冷态速度场。采用Realizableκ-?湍流模型和稳态层流火焰面燃烧模型对燃烧室的冷流和燃烧流场进行数值模拟,得到燃烧室流场的速度分布和流场结构,并与试验测量数据进行对比验证。结果表明:瞬态流场结构变化剧烈,旋流和主燃射流的边界形成大量小尺度漩涡结构,回流区具有强烈的搅拌作用,回流区下游滞止点位置是随机变化的;反向旋流器比同向旋流器产生的回流区尺寸更小,燃烧状态的回流区尺寸比冷流的小,但主要受火焰筒壁面和主燃射流的约束;外旋流在距离头部5mm距离内控制内旋流,保持旋向相同;燃烧增大主燃射流穿透深度,改变流场的对称性。