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。     

富油/焠熄/贫油(RQL)燃烧室燃烧和排放特性的实验研究

针对燃气轮机低排放燃烧室的研究,设计了以甲烷为燃料采用预混燃烧的富油/焠熄/贫油(RQL)模型燃烧室。通过对RQL模型燃烧室内轴向温度和组分浓度分布,燃烧室出口温度分布及排放进行实验研究,分析了焠熄与主流空气流量之比,富油区当量比对燃烧性能和排放特性的影响规律。结果表明:典型RQL燃烧方式下富油区火焰颜色较暗,贫油区火焰为淡蓝色,燃烧室内轴线方向温度呈M型分布,NO_x主要在焠熄区生成。CO,UHC和O_2浓度在经历焠熄区时发生突变;出口NO_x和CO排放都较低。保持头部当量比不变,随着焠熄与主流空气流量比的增加,燃烧室出口平均温度下降,NO_x排放下降,CO排放上升。保持焠熄与主流空气流量比不变,富油区当量比小于1.4时,不能再实现RQL燃烧模式。     

主燃孔位置对基于RQL高温升燃烧室流动与燃烧特性影响的数值模拟

为将富油燃烧/快速淬熄/贫油燃烧（RQL）用于高温升燃烧室设计，以实现温升与排放的良好统一，对不同主燃孔位置下 的单头部矩形燃烧室流动、淬熄区气流混合、燃烧和排放特性进行数值模拟。结果表明：燃烧室中心回流区的长度和高度随着主 燃孔轴向距离的增大而增大。随着主燃孔轴向距离的增大，主燃孔射流深度增加，射流角度逐渐向下游偏转，导致淬熄区内气流 的混合效果减弱；随着主燃孔位置的后移，富油区内的当量比显著增大，导致CO和碳烟的生成量迅速增加，淬熄区内的沿程高温 区域面积逐渐缩小，燃烧效率逐渐降低。当X/H=0.7时，燃烧室沿程NO生成量始终处在较大值；而当X/H=0.9时，燃烧室沿程NO 生成量始终处于较小值，但CO的生成量增大。     

RQL模型燃烧室数值研究

以截面积为矩形截面的RQL模型燃烧室为研究对象,采用数值模拟方法分别研究了旋流器各参数（如出口角θ、轮毂与流路外径比z和旋流器间距）和淬熄段射流孔参数（如孔数和射流孔截面积）对模型燃烧室流场、温度场以及NOx排放值的影响。在数值模拟中采用的模型包括Realizable κ-ε湍流模型、非预混燃烧模型、热力型NOx和瞬发型NOX等。通过对模拟结果进行比较分析得出结论：当模型燃烧室采用间距为69mm、θ=30°、z=0．68的旋流器和总面积为635．85mm。的12个淬熄射流孔的结构时,可以在满足燃烧室基本性能的前提下实现低污染排放。     

RQL模型燃烧室流动场的数值研究

研究低污染燃烧富油燃烧/快速淬熄/贫油燃烧（RQL）技术,根据其技术关键点设计初步的模型燃烧室。并对孔位置和淬熄段的流动面积对流场影响进行数值模拟,同时根据模拟结果对燃烧室进行了优化设计;得出孔位置在z=100mm到120mm处较好,缩颈结构有利于NOx减低。计算中入口边界参数采用质量流量入口,考虑了湍流化学反应、热辐射等模型。     

超燃冲压发动机多凹腔串联燃烧室阻力研究

在直连式试验台上,采用等截面燃烧室对多个凹腔同侧串联布置的燃烧室的阻力进行了试验研究。分析了凹腔深度分别为10、15和20mm,凹腔长深比分别为5和7的不同凹腔组合、凹腔顺序、凹腔距离和凹腔数目在不同燃料当量比下的燃烧室内阻。研究结果表明,在同一燃料当量比下,燃烧室内串联凹腔数目越多,阻力越大,单个阻力较大的凹腔组合后总阻力较大;燃料喷射方式和当量比对燃烧室阻力变化规律影响较大,在小当量比时氢气燃烧放热将可能增加燃烧室内阻;相同当量比和燃料喷射方式下,氢气比煤油燃烧时阻力大;在合适的当量比和燃料喷射方式下煤油燃烧时组合凹腔可能产生正推力。     

双支板超燃燃烧室变当量比喷注试验研究

为研究超燃冲压发动机分级喷注的性能特点,基于双支板燃烧室开展变当量比喷注下的燃烧现象、释热规律以及发动机内推力性能试验研究。燃烧室入口马赫数2,总温1436K。煤油流量的调节速率分别为11.97g/s~2和35.90g/s~2。不同当量比调节速率的试验表明,当量比调节速率不影响试验结果。随着上游当量比的减小,上游火焰由充满支板尾部逐渐转变为在剪切层附近分叉。试验中发现,燃烧室存在两种稳定的燃烧状态:上游燃烧状态和下游燃烧状态。上游燃烧状态下,上游当量比相同而下游当量比不同时,燃烧室内推力差别不显著;下游燃烧状态下,增加上游喷注会提高燃烧室性能。上游燃烧状态变化到下游燃烧状态的上游当量比为0.19。在相同总当量比下,上游多分配当量比获得的上游燃烧状态可使内推力增加。     

RQL燃烧室污染物排放的数值研究

针对RQL模型燃烧室中不同的操作条件对污染物排放特性的的影响进行了数值模拟。当量比从1到1.2,富油区不能有效抑制出口NOX的生成;当量比1.5以上会使贫油区油气比过高从而使NOX浓度升高。对于给定当量比1.4时,当适当增大淬熄射流流量能够有效的降低NOX、Soot、CO的出口浓度;过多的增加,NOX、Soot、CO的出口浓度会再次升高。     

并联凹腔火焰稳定器超声速燃烧特性实验研究

为研究并联凹腔火焰稳定器的超声速燃烧特性,通过在凹腔上游喷注乙烯,采用单边扩张型燃烧室在当量比φ=0.43~1.07内进行了一系列直连式燃烧试验。模型燃烧室入口参数为Ma=3.46,总温Tt=1430K。基于燃烧室壁面静压分布、推力增益、燃料比冲和燃烧流场的可见光与纹影图像分析了并联凹腔在不同当量比下的火焰结构、流场特征和燃烧性能。结果表明,上、下壁面凹腔附近的流动条件差异显著,燃烧过程与当地流动条件之间的强烈耦合作用使得燃烧室内火焰分布显著不对称。发动机燃烧性能对当量比十分敏感,壁面静压水平和推力增益随当量比增加持续升高,但φ=0.43~0.62时的增加速率远大于φ=0.76~1.07时的。φ=0.43~0.62时,燃料比冲和燃烧效率随当量比增加而升高;而φ=0.76~1.07时,燃料比冲和燃烧效率随当量比增加而降低。     

双支板超燃燃烧室燃烧状态的试验研究

通过直连试验,对双支板超燃燃烧室进行了煤油分级喷注研究。在试验中发现,这种燃烧室在来流及供油条件完全相同的条件下,出现了两种稳定的燃烧状态:如果上游支板喷注的燃料在当地燃烧,那么称之为上游燃烧状态;如果上游支板喷注的燃料没有在当地燃烧而是与下游喷注的燃料一起在下游燃烧,那么称之为下游燃烧状态。针对这一现象,本文从当量比分配的角度,对这一现象进行了试验研究。在总当量比为1.0时,经过对试验结果的分析,选取了一个特定位置,称为特征点。通过动态试验获得了特征点的压力,建立了它和上游支板喷注的当量比之间的关系,并利用这一关系描述了两种燃烧状态出现的当量比条件。一维冲量分析法的结果表明,上游燃烧状态的燃烧室内推力比下游燃烧状态高73N。     

当量比对带凹腔超声速燃烧室流动及燃烧特性的影响

通过调节燃料氢喷射压力参数从而改变油气当量比,分别在冷态喷流与燃烧情况下计算了当量比对流场波系及燃料与空气的掺混、燃烧特性的影响.研究表明:增大当量比会增大燃烧反压,扩大上游边界层分离区,逐渐将激波串推向燃烧室进口;同时发现燃料与空气的混合性能在近场处受当量比影响较大,随当量比增大混合效果明显增强,而在远场处基本不再受当量比变化的影响;增大当量比一定程度增大射流穿透深度,但并不能明显改善燃料分布区不合理问题,导致燃烧效率随当量比单调下降;流场总压损失及凹腔阻力系数均同当量比成正比例关系,而流场摩擦阻力随当量比单调下降,且燃烧使摩擦阻力更小.      

燃油分级比例对TAPS燃烧室性能的影响

综合考虑燃烧室对低污染和出口温度分布的需求,对中心分级的TAPS燃烧室流量分配进行了设计和燃烧数值模拟,该流量分配方案采用了不同燃油分级比例。计算结果表明:燃油分级比例对TAPS燃烧室宏观流场结构改变不大,改变3级旋流的流量可影响燃烧室局部当量比,同时能够减小高温区,改善出口温度分布品质,从而大幅降低NOX和CO排放。     

涡轮基组合循环发动机超级燃烧室燃烧性能试验

对涡轮基组合循环(turbine based combined cycle,TBCC)发动机超级燃烧室进行了试验研究.首先设计了超级燃烧室模型及相关的试验系统,并在此基础上开展了不同进口速度系数、温度和油气比下点火特性、贫油熄火特性和燃烧效率等燃烧室性能的试验研究.研究结果表明:随着内涵进口速度系数(0.10~0.25)的增加,点火当量比先减小后增加,熄火当量比逐渐增加,燃烧效率提高;随着内涵进口温度(573~873K)的增加,点火当量比和熄火当量比减小,燃烧效率提高;随外涵进口速度系数、温度的增加,燃烧效率提高.试验中获得最小点火当量比为0.984,最小熄火当量比为0.6.      

三种燃料在亚燃冲压燃烧室中的高空点火特性

为评估三种液体燃料(航空煤油(RP-3)、高热氧化安定性燃油(RP-3+100)以及煤基合成油(LUAN))的点火特性,在一种小型亚燃冲压燃烧室中开展了高空点火试验。研究表明:三种燃料在所选的试验条件下,均可以实现可靠点火。随着入口气流温度、压力的增加,三种燃料的点火当量比范围增加;随着入口气流速度的增加,三种燃料的点火当量比范围减小。RP-3+100在不同条件下均具有最高的点火当量比范围,RP-3与LUAN的点火当量比范围较为接近。当入口气流温度、压力和速度发生改变时,RP-3+100点火当量比范围随外界参数改变的变化程度最低,RP-3点火当量比范围随外界参数改变的变化程度最高。     

中心分级燃烧室预燃级贫油熄火性能试验

对一种单环腔的中心分级LESS（low emissions stirred swirl）燃烧室进行了常压状态下的贫油熄火性能试验研究.采用单头部试验件,研究了预燃级离心喷嘴流量数、进口温度及燃料类型对贫油熄火性能的影响.结果表明:预燃级采用小流量数的离心喷嘴能够降低贫油熄火当量比.进口温度低于150℃的范围内,随着进口温度的增加,贫油熄火当量比迅速降低;进口温度高于150℃时,温度对贫油熄火当量比的影响作用不明显.气态燃料与液态燃料的贫油熄火当量比随火焰筒压降的变化趋势是不同的,但都趋于相同的值,且在5%的火焰筒压降范围内,气态燃料的贫油熄火当量比低于液态燃料.      

当量比对连续旋转爆轰燃烧室特性的影响

为了探究当量比对甲烷-空气连续旋转爆轰燃烧室（CRDC）特性的影响,利用二维可压缩欧拉方程对CRDC进行了数值研究,分析了爆轰波的发展过程和贫燃熄火过程,对比了不同工况下CRDC特性参数的变化情况。结果表明:CRDC起爆后燃烧场在由不稳定状态到相对稳定状态的过程中发生了2次碰撞,当进气当量比较低时,CRDC未能完全发生2次碰撞过程就已经熄爆。随着进气当量比的降低,爆轰波传播速度、轴向平均速度、出口平均温度、出口平均总压均呈下降趋势;增压比随当量比降低而减小的根本原因在于旋转爆轰燃烧过程和等压燃烧过程的熵增差减小,使吉布斯自由能增量差减小。CRDC的燃料驻留时间处于亚毫秒量级,燃烧热效率保持在99%以上。      

受限空间预混钝体稳定与抬升火焰激光诊断

在受限空间预混钝体燃烧器中,利用OH-PLIF （平面激光诱导荧光）、PIV （粒子图像测速）和瑞利散射测温技术实验研究了火焰结构、流场和温度场之间的相互影响关系。对比分析了贫燃稳定与富燃抬升状态下甲烷/空气预混火焰的燃烧场特性。实验结果表明：火焰结构、流场和温度场分布之间均存在直接联系。贫燃（当量比为0.8）火焰钝体上方为膨胀的高温低速回流区,利于火焰维持稳定;富燃（当量比为1.2）火焰倾向在受限空间出口与外界空气卷吸后着火,其钝体上方为类似冷态的低速低温回流区,无法点燃混合气,因而形成抬升火焰。分析各场局部分布信息获得火焰场间相互依赖规律：钝体火焰中,高温和低速对应已燃区,低温和高速对应未燃区。     

氢燃料双模态燃烧室模态转换

为研究双模态燃烧室的模态转换规律,采用计算流体动力学(CFD)方法,对氢燃料模型燃烧室在不同当量油气比、飞行马赫数、燃料喷射方式下的流场进行了数值模拟,并与试验结果进行对比,两者相互吻合.研究结果表明:当量油气比提高、飞行马赫数降低及双面喷射燃料均使燃烧室更趋于亚燃工作模态.     

煤油燃料超燃发动机燃烧室温度测量与计算分析

为获得超燃冲压发动机燃烧室流场温度分布特性,深入分析发动机工作特性,对马赫数为2.0,总温为1100K,总压为1.0MPa的来流,利用可调谐的相干反斯托克斯拉曼散射（CARS）技术完成了直连式燃烧室流场温度测量;同时对实验状态进行了三维并行数值模拟,对比分析了计算和实验结果的差异。结果表明,隔离段温度的实验测量值与计算结果的最大相对误差约为0.8%;在燃烧室核心流区域,当量比为0.6和0.8两个状态下,实验测量值分别比计算值偏低约40K和150K,相对差异为4.2%和13%;在凹槽回流区内,当量比为0.6和0.8时实验值则分别比计算值偏低约140K和170K,相对差异为11.7%和7.5%。主喷油位置喷入当量比为0.2的燃料对燃烧室区域的温度和压力分布会产生较大影响,但对扩张段及后部区域的推力性能不会产生显著的改变。