冲压发动机燃烧室点火性能试验

对具有四个旁侧进气道带机械火焰稳定装置的整体式冲压喷气发动机的起动点火性能进行了试验研究,分析了点火能量、稳定器槽宽、来流温度、点火余气系数等因素对冲压燃烧室的点火延迟时间的影响。研究表明,点火能量是影响冲压燃烧室点火起动的重要因素,通过提高点火能量可以实现冲压发动机的快速点火起动;另外,稳定系数越高,点火余气系数对应的燃烧效率越高,发动机点火越容易。     

冲压发动机驻涡燃烧室燃烧性能试验

针对某冲压发动机驻涡燃烧室模型,进行了不同进口温度、进口速度系数和余气系数下燃烧室燃烧性能的试验研究,研究结果证明:随着进口速度系数的增加(0.20~0.35),点火总油气比和贫油熄火油气比增加,燃烧效率变化不明显;随着进口温度的增加(573~773K),点火总油气比和贫油熄火油气比下降,燃烧效率提高;随着余气系数的增加(1.1~2.1),燃烧效率提高.试验中获得最小点火总油气比为0.0035,最小贫油熄火油气比为0.0028,最高燃烧效率93%.研究证明了驻涡应用于冲压发动机燃烧室的可行性.      

直流滑动弧等离子体点火器特性的实验研究

为了探究直流滑动弧放电应用于航空发动机燃烧室内点火的性能特点,设计了直流滑动弧等离子体点火器,在模型燃烧室内进行了煤油/空气混合气的点火实验,利用高速相机记录了滑动弧等离子体点火器的电弧产生和滑动过程以及燃烧室内煤油/空气混合气的点火和火焰发展过程,研究了不同空气工作介质流量、驱动电源输出电流、点火器电极夹角和点火器安装位置等因素对滑动弧等离子体点火器点火特性的影响。结果表明:滑动弧在运动过程中会产生不规则的跳动,并且存在着电弧分流的现象,导致电弧长度发生变化;在湍流的作用下,初始火核会演变为分裂的、大面积的湍流火焰,着火面积不断增大,最终在t=21ms时形成稳定燃烧;随着空气工作介质流量增大、驱动电源输出电流减小以及点火器的安装位置远离燃油雾化喷嘴,滑动弧等离子体点火器的电弧长度减小,点火延迟时间逐渐增长,例如余气系数α=8时,I=30A下电弧长度为47.1mm,相比I=20A增长了75.1%,点火延迟时间为21ms,相比I=20A缩短了40%;而随着点火器电极夹角的增大,电弧长度先增大后减小,点火延迟时间则先减小后增长,在电极夹角θ=45°时,电弧长度最长,点火延迟时间最短,分别为30.5mm和12ms。     

中心分级燃烧室点火性能试验研究

对中心分级燃烧室常温常压和常温低压下的点火性能进行了试验研究。在进口压力分别为0.1,0.035,0.03MPa,进口温度为常温的条件下,试验研究了不同空气压降(0.5%～6%)下的贫油点火油气比,获得了其点火边界曲线。试验结果表明:随着压力降增加,在各种燃烧室进口压力下的贫油点火油气比具有一个最低值;随着进口压力减小,这个最低值所对应的压降不断降低,同时贫油点火油气比升高。通过分析进口空气条件、燃烧室参考速度和燃油SMD对点火性能的影响,得到了其点火模型。     

凹腔油气匹配对驻涡燃烧室点火性能影响试验

针对一种以煤油为燃料的驻涡燃烧室,在前期研究的基础上对其前体油气匹配进行几种结构改变,探讨驻涡燃烧室头部油气匹配及后体气量变化时对其点火熄火的影响。对仅采用凹腔供油的驻涡燃烧室的贫油点火及贫油熄火特性进行了试验研究表明,随后体气量增加,总的贫油点火油气比先下降后上升,绝大部分工况下,总的贫油点火油气比在0.04以下;贫熄总油气随主流气量的减小先增大后减小;各个方案熄火总油气比都在0.004以下;凹腔前体进气温度的提高有利于驻涡燃烧室的点火熄火性能。     

大直径小环腔燃烧室点火性能实验研究

为研究大直径小环腔燃烧室常温常压下的贫油点火性能,开展了燃烧室在不同进口马赫数（0.035～0.075）,点火电嘴插入深度（-0.3～2.2mm）,喷嘴间距比n=1.65和3.3下的点火实验研究,获得了进口马赫数、点火电嘴插入深度和喷嘴间距比等对贫油点火性能的影响规律。试验结果表明：在n=1.65时,随着进口马赫数的增大,燃烧室的贫油点火油气比快速下降,贫油点火边界拓宽,而点火电嘴的插入深度对燃烧室的贫油点火性能影响很小;在进口马赫数小于0.07时,n=3.3方案的贫油点火性能显著优于1.65方案;在相同进口马赫数下,着火时间及联焰时间随着油气比的增大而缩短;燃烧室的贫油点火边界受两个因数限制,燃油雾化颗粒度SMD不大于76μm和油气比不小于0.015。大直径小环腔燃烧室的喷嘴间距比设计能够远远突破常规燃烧室的设计值范围,达到3.3。     

阳极通道长度对等离子体射流点火器特性影响的实验研究

为进一步优化等离子体射流点火器的结构,提高点火器的工作性能,在自主设计的等离子体点火实验系统的基础上,开展了阳极通道长度对等离子体射流点火器特性影响的实验研究,选取的阳极通道长度为3mm,5mm和7mm。获得了等离子体射流点火器的放电特性、光谱特性、射流特性和点火特性。结果表明:增大阳极通道长度能够抑制电弧分流的幅度,减小电极的烧蚀面积,但提高了击穿电压,使引弧更加困难;随着阳极通道长度的增大,氮分子离子的转动温度和振动温度分别呈现出先升高后降低和先降低后升高的变化趋势;煤油/空气混合气的点火延迟时间随阳极通道长度的增加,呈现出先减小后增大的变化趋势,余气系数为1.43时,阳极通道长度5mm时的点火延迟时间为14.4ms,相对于阳极通道长度3mm,7mm下的点火延迟时间分别减小了21.1%,12.1%。     

双涡/贫油驻涡燃烧室的贫油熄火特性试验

对在燃烧室进口高速气流条件下工作的贫油双涡结构驻涡燃烧室,通过改变主流马赫数与温度和改变其凹腔几何尺寸进行贫油熄火性能试验.试验结果表明:①随着主流马赫数的增加,贫油熄火余气系数减小,主流速度是影响贫油熄火性能的最主要因素.②主流温度的升高对拓宽燃烧边界有利,但是在达到600K后,对贫油熄火余气系数的影响逐渐减弱.③双涡试验件后体进气量的增加可以使贫油熄火性能变差.④不同凹腔宽深比对贫油熄火余气系数的影响很大,综合各个试验件结果,深宽比为0.88的双涡试验件的贫油熄火性能最好.      

不同台阶高度对中心分级燃烧室点火熄火性能的影响

设计了一种贫油燃烧中心分级燃烧室,采用单头部矩形试验件,试验研究了3种不同台阶高度对点火熄火性能的影响.试验中只有预燃级喷嘴供油工作,在常温常压、常温低压条件下进行了贫油点火试验,在常温常压、加温常压下进行了贫油熄火试验.结果表明:台阶高度越大,贫油点火边界越宽,同时贫油熄火边界越宽;进口温度的升高有助于改善贫油熄火性能,并缩小3种方案贫油熄火油气比的差距,在320~570K的进口温度范围内,贫油熄火油气比的最大差距由40%减小到13%;3种方案都具有较好的常温负压点火性能,且在0.5%~1.5%的火焰筒进出口总压降下,贫油点火油气比差异不大,最大相差不超过10%.     

喷嘴匹配方案及火焰筒开孔对燃烧室性能影响的试验研究

基于航空发动机主燃烧室扇形试验,针对点火喷嘴特性以及火焰筒大孔射流的改变对主燃烧室性能的改善情况进行了研究。试验中进行了点火用喷嘴匹配方案对燃烧室熄火性能,以及火焰筒大孔面积变化对燃烧室贫油熄火、燃烧效率和出口温度场性能影响的研究。研究结果表明：在供油系统设计中采用放大型点火喷嘴可改善主燃烧室贫油熄火性能;增大火焰筒主燃孔的面积可提高燃烧室的燃烧效率,改善出口温度场分布,而贫油熄火特性将变差;增大掺混孔的面积可提高燃烧室的燃烧效率,改善出口温度场分布,拓宽燃烧室的熄火动界．     

二冲程点燃式直喷重油发动机小负荷试验

利用燃用轻柴油的二冲程点燃式空气辅助缸内直喷发动机,进行了转速为3000r/min、节气门开度为10%与20%下的小负荷试验,研究了点火及喷油参数对发动机性能的影响。试验结果表明:当节气门开度较小时,采用上止点前30°~40°点火提前角,饱和点火能量,稀混合气（过量空气系数大于1.1）及适度提前混合物喷射结束时刻的策略能够充分改善发动机动力性和经济性。随着负荷增大,点火能量影响程度减小,采用适度推迟点火提前角,偏浓混合气（过量空气系数小于1.0）及提前喷射结束时刻策略,增加燃油蒸发时间来充分发挥发动机动力性能,而采用饱和点火能量,偏稀混合气（过量空气系数大于1.15）能够大幅度改善发动机经济性及HC/CO排放。      

Experimental investigation of a gliding discharge plasma jet igniter

Relight of jet engines at high altitude is difficult due to the relatively low pressure and temperature of inlet air. The penetration of initial flame kernel affects the ignition probability in the turbine engine combustor greatly. In order to achieve successful ignition at high altitude, a deeper penetration of initial flame kernel should be generated. In this study, a Gliding Arc Plasma Jet Igniter(GAPJI) is designed to induce initial flame kernel with deeper penetration to achieve successful ...     

微型燃气轮机乙醇燃烧室点火与熄火试验

对应用于微型燃气轮机上的可再生生物质燃料乙醇燃烧室开展了试验研究,包括4种不同的供油方式,获得了常温常压进口条件下乙醇燃烧室的点火与熄火特性.研究结果表明:常温常压下采用旋流器的乙醇燃烧室的贫油点火和贫油熄火当量比的值均随空气流量的增加而减小,其点火与熄火性能优于预蒸发预混管燃烧室.      

多级旋流预燃区补氧对常压点火特性的影响

在常温常压进口条件下开展点火试验,研究对象为多级旋流空气雾化喷嘴模型燃烧室,在火焰筒压降为1%~6%工况下分别采用20J和12J点火能量的电火花点火器进行点火试验,控制预燃区补氧空气流量比在0~0.04范围内,研究了多级旋流空气雾化喷嘴的点火油气比变化规律.结果表明:在点火油气比足够小的情况下,预燃区补氧流量越高,临界进口速度越大;在相同点火能量和火焰筒压降下,预燃区补氧空气流量比越高,点火油气比越小;随着预燃区补氧空气流量比增大到一个阈值(20J点火能量时为0.01,12J点火能量时为0.015),点火油气比曲线的发展趋势将发生变化;当预燃区补氧空气流量比继续增大到另一个关键阈值(20J点火能量时为0.025,12J点火能量时为0.03),点火油气比不再发生明显改变.     

高温来流下U型脉冲爆震燃烧室燃烧特性试验

为了获得高温来流下气/液两相多循环U型脉冲爆震燃烧室(U-PDC)的燃烧特性,使用汽油/空气为燃料和氧化剂开展了相关试验研究.结果表明:当来流温度为373 K,U-PDC能够在15～38 Hz范围内稳定工作,且随着工作频率提高爆燃向爆震转变(DDT)距离缩短;在室温条件下、工作频率为15～25 Hz时,未能形成充分发展...     

锥形旋流器内燃料分布对模型燃烧室近贫熄状态的影响

针对近贫熄状态,研究锥形旋流器内燃料分布对模型燃烧室燃烧稳定的影响。在不同空气流量下对头部燃料分布A和B分别进行了锥形旋流器模型燃烧室的贫熄状态实验。结果表明:同样的进气条件下,分布B在贫熄时刻的过量空气系数是分布A的4倍以上,并在可比较的实验流量范围内保持明显的优势;分布B的火焰可以由锥形旋流器外缩入锥形旋流器内熄灭,而分布A的火焰不能缩入旋流器内部,只能在锥形旋流器外部以整团火焰的形态熄灭;锥形旋流器头部中心轴线上引入的少量燃料对燃烧室近贫熄状态的压力脉动有极大影响,分布B的压力波动幅值比分布A降低90%以上,压力波动主频从88Hz减小到50Hz。结合数值模拟计算,从切向涡量角度分析了近贫熄火焰前端稳定在不同位置的原因,比较了两种燃气分布下局部流场物理参数分布的差异,有助于理解与认识锥形旋流器内燃料分布对燃烧稳定性的影响。     

航改型双环燃烧室燃烧反应特性试验

针对地面运输用燃气轮机低排放的要求,试验研究了一种双环预混旋流(TAPS)燃烧室在以0号柴油为燃料时的反应特性。结果表明:采用TAPS燃烧室由于空气分配方式的改变,总压恢复系数在0.97以上,高于经典单环燃烧室。由于柴油黏度和燃点的影响,使用柴油为燃料时最低常压点火油气比高于0.05,要比相同结构采用航空煤油为燃料时的点火油气比高,但慢车贫油熄火极限没有明显的变化,维持在0.006~0.008之间。采用压力雾化的预燃级存在燃料混合不均匀的问题,导致燃烧效率只能达到0.99,为要求值的下限,但燃烧室出口温度分布系数小于0.25,达到了所要求的性能指标。由于采用了预混预蒸发燃烧,污染物排放中NOx的干基体积分数为1.76×10-5,明显低于所要求的性能指标,但CO的干基体积分数较高达到了5.02×10-4。综合比较各项性能指标,该燃烧室在点火、贫油熄火、燃烧室出口温度分布和NOx排放上表现出了一定的优势,但燃烧效率低和CO排放高还是需要解决的问题。