突扩燃烧室低频燃烧不稳定形成机理分析

突扩燃烧室在一定的工作条件下会出现燃烧不稳定现象。采用实验和数值模拟的方法对突扩燃烧室形成低频燃烧不稳定的机理进行了研究。通过实验研究发现突扩燃烧室压强振动过程中纵向振型占主导地位,但其振动频率并不与声学频率一致。建立了适合分析燃烧不稳定的多步化学反应动力学与大涡模拟耦合的数值分析方法,对实验发动机开展了非稳态数值模拟,获得了低频燃烧不稳定形成演化的详细过程和流场结构。实验和数值计算表明突扩截面形成的旋涡脱落,以及旋涡在燃烧室内的运动过程中引起燃烧面积、局部当量比和热释放率的脉动是激发低频压强振动的主要原因。压强振动引起上游速度脉动,进而形成旋涡脱落。大尺度旋涡在燃烧室内的运动又会引起热释放率的大幅度脉动,反过来又会促进压强振动。振动频率是由压强波和旋涡运动特征时间共同决定的。     

Coupled Lagrangian impingement spray model for doublet impinging injectors under liquid rocket engine operating conditions

To predict the effect of the liquid rocket engine combustion chamber conditions on the impingement spray, the conventional uncoupled spray model for impinging injectors is extended by considering the coupling of the jet impingement process and the ambient gas field. The new coupled model consists of the plain-orifice sub-model, the jet-jet impingement sub-model and the droplet collision sub-model. The parameters of the child droplet are determined with the jet-jet impingement sub-model using correlations about the liquid jet parameters and the chamber conditions.The overall model is benchmarked under various impingement angles, jet momentum and offcenter ratios. Agreement with the published experimental data validates the ability of the model to predict the key spray characteristics, such as the mass flux and mixture ratio distributions in quiescent air. Besides, impinging sprays under changing ambient pressure and non-uniform gas flow are investigated to explore the effect of liquid rocket engine chamber conditions. First, a transient impingement spray during engine start-up phase is simulated with prescribed pressure profile. The minimum average droplet diameter is achieved when the orifices work in cavitation state, and is about 30% smaller than the steady single phase state. Second, the effect of non-uniform gas flow produces off-center impingement and the rotated spray fan by 38°. The proposed model suggests more reasonable impingement spray characteristics than the uncoupled one and can be used as the first step in the complex simulation of coupling impingement spray and combustion in liquid rocket engines.     

导流片结构参数对四通道环形进气先进旋涡燃烧室性能影响

四通道环形进气先进旋涡燃烧室（AVC）上下两个通道具有冷却燃烧壁面、中间两通道的靠近燃烧室轴线的通道面积小,在贫油燃烧时,一定程度上可充当值班火焰通道的作用。以导流片到前钝体上端面的距离与燃烧室进气通道高度之比 a/E、导流片伸入凹腔的长度与前钝体高度之比 b/H、导流片到前钝体后端面的距离与凹腔长度之比 c/L 为研究对象进行数值模拟,并分析导流片结构参数 a/E、b/H、c/L 不同时燃烧室的流场分布、涡结构、总压损失、燃烧效率。结果表明：随着 a/E 增大,燃烧效率不断提高,但总压损失系数也增大;b/H、c/L 对 AVC 性能的影响较小;当 a/E=0.3、b/H=0.4 及 c/L=0.2 时,燃烧室性能达到最佳;引入导流片后,凹腔内形成稳定的双旋涡结构,凹腔稳焰及燃气掺混有所增强,总压损失较小的同时燃烧效率大幅度提高。     

往复式汽油直喷发动机燃油喷雾特性研究

通过试验研究了高压燃油喷射系统和涡旋喷油器的喷雾特性,在不同喷射压力、背压压力和喷油持续期条件下,利用高速摄像机对喷入定体积容器的雾态燃油进行了喷雾贯穿距离、喷雾锥角、喷雾远端燃油发展速度和液滴特性等参数的测量.试验结果表明在低背压压力下,喷雾呈现出空锥、较大范围的分布形态,有利于实现燃油与空气的均质混合;然而在高背压条件下,喷雾呈现出紧凑密集的分布形态,有利于实现燃油与空气的分层混合.获得的贯穿距离经验公式与试验测量值在一定范围内是一致的.低背压条件下,涡旋形态出现在喷雾的远端,而在高背压条件下,涡旋形态出现在喷雾的中部.      

旋流数对分层旋流流场影响的大涡模拟研究

为了深入理解分层旋流流场特征和燃烧稳定性,采用OpenFOAM对分层旋流燃烧器的冷态和燃烧流场进行了大涡模拟。研究了旋流数对分层旋流流场结构和非稳态特性的影响。采用Q准则显示了流场中的瞬时涡结构;利用功率谱分析了流场中的进动特征。结果表明：在冷态工况下,旋流对回流区的位置和大小影响较小。随着旋流数增大,出口气流受到旋流诱导的离心作用,流动发散,流场扩张角变大,流场下游出现二次回流区。平均流场的三维流线与螺旋涡在空间中均表现成正交关系,表明螺旋涡是由剪切层Kelvin-Helmholtz不稳定性产生。在燃烧工况下,随着旋流数增大,回流区的面积增大,平均温度分布不断沿径向扩张,火焰锋面脉动增强,涡旋发生破碎的位置明显向上游移动。     

强迫对流下硼颗粒燃烧特性影响因素研究

针对冲压发动机燃烧室内强迫对流下的硼颗粒燃烧特性展开了系统研究,考虑气相流动、扩散和表面单步有限化学反应动力作用,建立了强迫对流下硼颗粒燃烧过程的物理和数学模型;采用有限体积法求解含多组分反应流的二维轴对称Navier-Stokes方程,并验证了数值仿真方法的正确性。首先通过数值仿真研究了来流速度、颗粒半径、环境中氧气质量分数和环境压力等因素对硼颗粒燃烧特性的影响,并对其成因展开了详细分析。研究表明,在强迫对流作用下,硼颗粒总的燃烧质量流率和质量流率通量均随来流速度、颗粒半径、环境中氧气质量分数和环境压力的增加而增大。通过深入分析发现,强迫对流下硼颗粒的燃烧质量流率通量随着来流雷诺数的增加而增大。然后基于大量数值仿真结果,对相对静止气氛下的硼颗粒质量流率通量进行了修正,用于描述强迫对流下的硼颗粒燃烧特性。     

侧风条件下地面涡来源和气动特性的数值研究

为了研究侧风条件下地面涡的涡量源和地面涡的气动特性,选取缩比进气道并对侧风条件下的流场进行了数值模拟。结果表明:90°侧风条件下,尾涡和环境涡量都是地面涡的重要来源,即使不存在环境涡量,尾涡仍然可以单独形成地面涡,尾涡-地面涡流动模型能够很好地解释这一现象。地面涡涡量随来流速度的增加先增大后减小,临界速度比随离地间隙的增大而增大。离地间隙增大一倍,临界速度比增大65%,地面涡涡量峰值减小30%。受到地面涡本身以及流动分离的影响,进气道的总压损失随着来流速度比的减小而增大。      

某驻涡燃烧室性能数值模拟

设计了适用于某驻涡燃烧室模型的喷油杆,对该喷油杆进行了冷态雾化试验,在不同的气液比、不同的气体和液体压力下研究了喷油杆的雾化性能.通过计算流体动力学(CFD)方法对驻涡燃烧室进行了冷态和热态的数值模拟,得到了燃烧室内部的速度场、温度场和质量分数分布.计算结果表明:该燃烧室设计合理,结构紧凑,燃料燃烧充分,凹腔试验件的壁温分布较为理想.得到了总压损失和出口温度分布的变化规律:燃烧室的总压损失略偏大,出口温度分布较为均匀.并对出口温度分布的规律进行了试验验证,研究结果可以为驻涡燃烧室的工程应用提供参考.      

超燃冲压发动机不同燃烧室结构流场数值模拟

对带不同长深比凹腔结构（燃烧室）的二维超燃冲压发动机流场进行数值模拟,采用迎风二阶精度NND格式求解二维欧拉方程,对流场进行冷态数值计算,能够更加清楚地捕捉、分析激波的特点,反映流场的状态和旋流特点;结果证明凹腔可以使流场中形成低速高压回流区,以达到燃料混合燃烧的目的。凹腔长深比对流场特性、总压恢复、燃烧室阻力影响显著。随着长深比的越大,凹腔旋流强度越强,总压损失越大,燃烧室阻力越大。     

氢燃料先进旋涡燃烧室流动和燃烧特性

为了对整体煤气化联合循环(IGCC)燃气轮机的氢燃料先进旋涡燃烧室(advanced vortex combustor,AVC)结构设计提供理论依据,应用实验和数值模拟相结合的方法对AVC气流流动特性受燃烧室几何参数影响规律进行研究,在此基础上,确定氢燃料AVC内前、后钝体合理的布置方式.应用19步氢气和空气详细化学反应机制,对氢燃料AVC流动和燃烧特性进行数值模拟研究,结果显示:氢气和空气预混和气体主气流当量比为0.65时,在前、后钝体之间形成的凹腔内无喷射气流条件下,燃氢AVC能够形成稳定燃烧,出口温度被控制在1950K以下,总压损失系数为2.7665%,燃烧效率为99.54%.相对于凹腔内无喷射气流,凹腔内有喷射气流的AVC旋涡在z轴方向分层有序、结构更加稳定,但不同xy截面上温度分布不同,导致出口截面温度分布不均匀,总压损失系数略有增大,燃烧效率提高了.      

Combustion instability of pilot flame in a pilot bluff body stabilized combustor

Combustion instability of pilot flame has been investigated in a model pilot bluff body stabilized combustor by running the pilot flame only. The primary objectives are to investigate the pilot flame dynamics and to provide bases for the study of the interaction mechanisms between the pilot flame and the main flame. Dynamic pressures are measured by dynamic pressure transducers. A high speed camera with CH*bandpass filter is used to capture the pilot flame dynamics. The proper orthogonal decomposition(POD) is used to further analyze the high speed images. With the increase of the pilot fuel mass flow rate, the pilot flame changes from stable to unstable state gradually. The combustion instability frequency is 136 Hz when the pilot flame is unstable. Numerical simulation results show that the equivalence ratios in both the shear layer and the recirculation zone increase as the pilot fuel mass flow rate increases. The mechanism of the instability of the pilot flame can be attributed to the coupling between the second order acoustic mode and the unsteady heat release due to symmetric vortex shedding. These results illustrate that the pilot fuel mass flow rate has significant influences on the dynamic stability of the pilot flame.     

基于PaSR模型的低旋流燃烧大涡模拟

为了深入理解低旋流流场特征和燃烧稳定性,基于OpenFOAM平台,采用动态k方程模型和有限速率PaSR模型对甲烷/空气预混低旋流燃烧进行了大涡模拟,研究了气流入口速度、当量比和压力等流场参数对流场结构和燃烧非稳态特性的影响,分析了流场大尺度结构与火焰相互作用。结果表明,流场结构和火焰抬升高度受入口速度影响较小,流场和火焰形态能够保持自相似性;随着当量比和压力提高,流场扩张性增强并在燃烧区下游产生回流区,火焰稳定不依赖回流区,根部火焰锋面形状由U形转变为W形,火焰抬升高度降低。火焰锋面稳定在剪切层,剪切层产生的周期性有序涡结构引起当地流场速度脉动和火焰表面褶皱,反映了流场非稳态特性;通过剪切层监测点瞬时轴向速度分析,涡结构特征频率随速度增大而提高,由250Hz提高至300Hz,随当量比和压力提高而降低,由250Hz降低至125Hz。     

RBCC发动机燃料喷注位置变化对混合燃烧模式燃烧的影响

为了研究混合燃烧模式下燃料喷注位置对燃烧的影响,通过数值模拟的方法,研究了喷注位置变化时,流道组分质量分数分布、高温放热区域及流道压强分布的变化规律.结果表明,混合燃烧模式中,喷注位置变化对燃烧流场影响很大.在燃烧室中,燃料喷注位置靠前能给燃烧带来帮助,提高燃料与二次来流的掺混能力,并且由于燃料与一次火箭高温羽流相互掺混等影响提前,加快燃料的雾化蒸发,促进燃烧流场的火焰传播,减少煤油点火延迟时间,提高了燃烧效率.因此为了提高混合燃烧模式下的燃烧性能,应尽可能选择燃烧室前端位置进行燃料喷注.      

夹气喷嘴瞬态喷雾的CFD仿真及试验

通过CFD仿真和试验的方法研究了夹气喷嘴的瞬态喷雾特性并验证了喷雾仿真模型的准确性.利用Fluent软件在不同环境背压和不同喷气压力的条件下进行了瞬态喷雾的CFD仿真计算,同时利用高速摄影机拍摄定容弹内部的喷雾形态,以及通过激光粒径测试仪对大气环境下的喷雾进行燃油液滴SMD的测量.结果表明:喷嘴出口处高速流出的压缩气体与燃油发生强烈的耦合,并于下游处产生强烈的涡环结构;试验中环境背压减少0.2MPa时所增加的平均贯穿速率是喷气压力增加0.2MPa时的3.62倍;喷雾平均贯穿速率的试验结果与仿真结果的平均误差为9.94%;试验得到的喷嘴外围的喷雾平均索特直径与仿真平均索特直径的平均误差为4.33%.      

钝体改进结构对先进旋涡燃烧室燃烧流动特性影响

为探究先进旋涡燃烧室凹腔稳焰机制,提出了一种后钝体结构改进方案,并对改进后的燃烧室燃烧特性进行了预混和非预混燃烧数值模拟.结果表明:预混燃烧条件下,当量比为0.6和1.0时,钝体改进结构可有效增强凹腔内旋涡流动强度,增加凹腔内温度,同时使温度分布更加均匀.另外,凹腔内温度随预混进气速度增加而增加,且当速度增大到一定值时,温度变化不明显;非预混燃烧条件下,钝体改进结构可改善凹腔内旋涡流动及温度分布,在贫油燃烧状态时,凹腔内仍可维持较高的温度;钝体改进使燃烧室质量更小,具有一定的工程参考意义.     

超声速燃烧室内氢气燃烧的三维数值研究

通过隐式耦合求解可压缩N-S方程及组分方程,对氢气的超声速燃烧进行三维数值模拟,对燃烧室内的冷热态流场,以及氢气喷射压力对燃烧的影响进行了系统分析和研究.研究表明,燃烧放热以及氢气喷射压力提高都会导致燃烧室内波系结构变化,沿周向的流向涡增强,压缩波和膨胀波与氢气核心区的相互作用增强,促进氢气和空气的掺混,更利于氢气的燃烧.      

航空发动机离心式喷嘴宏观喷雾特性

为探究航空发动机离心式喷嘴的喷雾宏观特性,通过将该喷嘴在高温高压定容弹中进行喷雾过程的实验,并结合阴影法与纹影法进行光学测量.首先以水作为射流工质,观察不同喷射压力下水进入大气环境中的雾化角变化,发现喷嘴结构对雾化角有着重要影响,最大雾化角与喷嘴出口的导流结构夹角相等.其次以正癸烷作为工质,通过不同环境压力和温度下的多...     

气液同轴直流式喷嘴喷雾及燃烧试验研究

介绍了气液同轴直流式喷嘴的冷流喷雾特性实验研究和热点火燃烧试验工作。冷态实验以空气和水作为模拟工质在亚临界条件下模拟燃气和液氧, 研究了气液喷嘴的雾化特性、流量特性和气液两相的相互影响。用液氧和高温燃气对多个喷注单元组成的喷注器在超临界压力下进行了燃烧试验。通过冷态和热态试验, 确定了 4种喷嘴的性能优劣。      

压气机二维叶栅涡脱落的数值模拟

对某压气机二维叶栅的非定常分离流场进行了数值模拟,通过对多种工况的计算,进行了频谱分析,对叶栅非定常流动的流场结构和流动机理做了初步的探讨。在来流均匀,定常边界条件下,叶栅内流动仍然表现出强烈的非定常性;在大攻角下有类卡门涡的脱落;旋涡脱落的频率,随着攻角和马赫数的变化而变化;分离点的位置随着攻角和马赫数的变化而变化。     

驻涡燃烧室驻涡区涡系特点数值模拟

为深入了解驻涡燃烧室凹腔内流场的涡系分布特性,采用FLUENT对不同驻涡区前进口堵塞比和不同燃烧室入口速度的驻涡区流场进行计算,分析典型截面压力场和流线图,研究驻涡区涡系特点.结果表明:不同纵截面旋涡特点不同,主流被联焰板堵塞的凹腔纵截面只有主涡,为稳定点火和火焰稳定提供条件;不同横截面的旋涡差别较大,离驻涡区前壁越远的截面涡心距越大,贴近前壁和后壁的截面均无旋涡;燃烧室入口速度对轴向中间截面的旋涡结构无影响,而前进口堵塞比对旋涡结构影响较大.