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.     

弹用涡喷发动机燃烧室出口温度场试验与分析

介绍了弹用涡喷发动机燃烧室部件试验，对试验结果进行了全面的分析，指出燃烧室模拟试验与发动机实际工况之间的差别，产生差别的原因以及试验修正的方法。通过试验数据的分析与处理给出了某弹用涡喷发动机燃烧室出口向温度分布、出口温度场和无因次温度场，分析结论可用于弹用涡喷发动机燃烧室出口温度场预测和涡轮导向器叶片热设计。     

某型航空发动机环形燃烧室振动特性分析

建立了环形燃烧室薄壁多孔结构的有限元模型,模拟燃烧室在实际工作中的安装条件,分析了燃烧室在不同工作状态下的模态频率和模态振型等.利用常温自由状态条件下有限元模型计算的振动特性,与该状态下的试验结果进行对比,修正计算模型.结果表明,修正后的计算结果与试验结果基本相符,保证了环形燃烧室各工作状态下振动特性分析的有效性.研究了不同工作状态对燃烧室温度场的影响及温度场对燃烧室模态频率的影响,结果表明燃烧室的工作温度越高,其模态频率越低;另外,计算结果表明该近似对称结构系统具有非单构系统的特点,其相似振型可作为同一阶振型加以考虑.     

某型航空发动机燃烧室出口温度场数值模拟

由于航空发动机燃烧室内复杂的物理化学变化,利用数学模拟的方法来计算其温度场,预测燃烧室出口温度分布,对减小燃烧室研制费用,缩短研制周期具有重要意义.采用fluent软件对某型航空发动机环型燃烧室在不同工作状态下的温度场进行了数值模拟,得到了不同工况下燃烧室的出口温度分布.计算结果能够很好地反应环形燃烧室温度场的特点,对预测环形燃烧室的出口温度分布有一定参考价值.     

航空发动机主燃烧室高温测试技术

依据航空发动机主燃烧室结构及RR等国外发动机公司的研制经验,阐述了航空发动机主燃烧室试验器应当采用的合理布局。结合各类主燃烧室试验器的结构,以测量燃烧室出口温度场为目的,介绍了4种可用于燃烧室试验器温度场测量的技术,同时给出了1种燃气分析燃烧温度通用计算方法。对4种高温测试技术在不同类型燃烧试验器上的应用特点进行了比较。指出燃气分析方法测量燃烧室出口温度场具有可测量高温、数据精度高、高压环境性能可靠、在使用寿命周期内成本低的优势,是目前温度场测试的首选。     

环形燃烧室出口径向温度分布系数预估

分析了影响环形燃烧室出口径向温度分布系数的主要因素,建立了预估模型,发展了半经验半分析计算方法,预估值和试验结果相吻合。应用于燃烧室技术设计阶段,一方面可由壁面冷却系统设计的冷却空气量预估出口径向温度分布系数;另一方面可从满足径向温度分布系数的角度确定壁面冷却空气量。     

燃烧室进口流场畸变对出口温度场品质影响的试验研究

本文介绍了环形和环管燃烧室进口流场畸变对燃烧室出口温度场品质的影响。文中研究了三种径向畸变流场和一种周向畸变流场。试验结果表明:进口流场畸变对燃烧室出口径向温度场剖面影响较大,在今后设计和调试中应考虑这一因素。     

航空发动机主燃烧室出口温度场可视化设计

为了满足航空发动机主燃烧室试验出口温度场可视化需求,基于主燃烧室出口温度场测试原理,通过温度数据网格化、温度数据-颜色映射、以云图形式显示出口温度场数据的方法进行温度场可视化设计,并在Visual Basic 6.0下基于Tee chart控件开发了出口温度场可视化软件。应用结果表明:在试验中,通过与现有测控软件出口温度场数据交互,可视化软件能够实时、真实、直观地显示主燃烧室出口温度场变化情况,有助于试验人员快速判断出口温度场品质,进而缩短试验时间,降低试验费用,有效提高试验效率。     

航空发动机燃烧室温度测量

航空发动机燃烧室出口燃气热点和沿径向的温度分布,会对涡轮导向器叶片和转子叶片的寿命带来明显影响。为探寻某型发动机燃烧室出口温度分布,针对燃烧室出口与涡轮进口处空间狭窄和结构复杂的特点,设计了结构简单的测温探针,并将Ⅰ导机匣改装成独立的燃烧室出口温度场测量试验段,成功地录取了燃烧室200点出口温度场数据。     

基于声学CT重建航空发动机燃烧室出口温度场的仿真研究

结合声波传感器与计算机断层成像技术,提出一种航空发动机燃烧室环形出口温度场重建的方法.首先确定了航空发动机燃烧室出口处声波速度与温度的数学模型,然后用最小二乘方法对航空发动机燃烧室环形出口温度场进行了重建.仿真结果表明,温度场重建结果的相对平均误差在3%以内,相对最大误差在6%以内,该方法具有测温范围宽,可测得航空发动机燃烧室环形出口截面温度分布等优点.     

斜切径向旋流燃烧室主燃区光学测量与特性分析

针对斜切径向旋流环形燃烧室模型,采用可调谐二极管激光吸收光谱(TDLAS)、相干反斯托克斯喇曼光谱(CARS)光学测量手段,在模化状态(Case 2)下,对燃烧室主燃区进行温度测量,分别得到了主燃区内12个点的温度和沿两条路径的积分温度.使用Fluent 12.0对Case 2进行数值模拟,分别使用两种非预混燃烧模型:平衡化学反应模型(EM)和稳态层流小火焰(SLF)模型.通过将两种不同燃烧模型的计算结果与TDLAS,CARS试验测量数据作对比验证,发现EM计算得到的温度更高,并与试验测量温度更符合,其中与CARS测量的误差小于6%.在试验验证的基础上,完成燃烧室在冷流状态(Case 1)下的计算,分析主燃区的气流组织和主燃孔射流对回流区的影响;利用EM计算分析燃烧室主燃区在全压状态(Case 3)下燃料分布、温度场、组分分布和性能参数,如燃烧室的燃烧效率为0.97、出口温度分布系数为0.312等,较为全面反映了燃烧室内气流流动换热和燃烧现象.      

测温方法对高温升燃烧室温度场试验结果影响分析

为了给高温升燃烧室出口温度场测量提供技术支持,以某高温升5 头部扇形燃烧室试验件为试验平台,分析双铂铑热 电偶、铱铑热电偶和燃气分析3 种测温方法对高温升燃烧室温度场试验结果的影响。在油气比为0.027、0.030、0.033 和0.037 下,利 用3 种测温方法获得燃烧室出口的平均温度、热点温度、出口温度分布系数和径向出口温度分布系数,并与理论温度进行对比。结 果表明：燃气分析、双铂铑热电偶和铱铑热电偶测量的温度分别比理论值高0～1.1%、低3.0%～3.5%和低5.0%～6.5%,3 种测温方法 所获出口温度场品质差别不大。     

一种根据燃气成分计算燃气温度的方法

叙述了一种根据有限的燃气成分推算燃烧室出口高温燃气温度的计算方法，并分析了燃气成分测量误差、燃料低热值、燃料成分及燃料温度等对燃气温度的影响，该方法考虑了高温燃气解离的影响，利用数值解技术开展计算。根据此方法编制的计算机程序已应用于某高热容燃烧室出口燃气温度测量中，获得了燃烧室出口温度场.     

R0110重型燃气轮机燃烧室三维数值模拟

采用SIMPLE算法,应用带有旋流修正的k-ε双方程湍流模型及有限速率／涡耗散化学反应模型,对R011O重型燃气轮机逆流环管型燃烧室单个火焰筒进行了三维数值模拟计算。将计算出的燃烧室出口温度场的分布、品质及火焰筒壁温与试验结果进行了对比分析。燃烧室进口流量、温度、压力等气动参数均与试验时保持一致,火焰筒各部分空气流量也均按火焰筒空气流量分配试验结果给定。计算和对比分析的结果表明,计算得到的燃烧室出口温度场的分布、品质及火焰筒壁温分布与试验结果比较接近。     

燃油自重对燃烧室性能影响的试验研究

介绍了在一个真实的短环形蒸发管式燃烧室上进行的燃油自重效应试验研究工作；给出了燃油自重对燃烧室出口温度场、火焰筒壁温度和点火性能等影响的试验结果。     

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。     

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。     

旋流杯设计参数对燃烧性能的影响

通过三维数值模拟和试验相结合的方法,针对航空发动机主燃烧室开展了火焰筒头部旋流杯设计参数对燃烧室性能影响的研究,其关键设计参数为副旋流器相对进气量和旋流数,关注的燃烧性能包括出口温度场分布、NOx排放量等.结果表明:数值计算获得的规律与试验的结论基本一致.随着副旋流器相对进气量的增加,主燃烧室出口温度场逐渐恶化,而NOx排放量略有降低;副旋流器旋流数偏离基准设计值时,出口温度场恶化,而NOx排放量随旋流数的增加而增加.     

航空发动机环形燃烧室模型内部声场特性分析

通过有限元计算和实验的方法研究了常温常压下的环形燃烧室模型的内部声场特性;使用有限元的方法分析了流场对燃烧室进口边界条件的影响;讨论了温度场对燃烧室内部声场特性的影响。     

短环形燃烧室90度扇形试验件侧壁对燃烧室性能参数的影响

目前国内外仍普遍采用试验件来研究环形燃烧室的性能。以更缩短研制周期，节约经费。本阐述在用扇形试验件来研究环形燃烧室的性能时，两侧壁对其性能参数的影响，尤其是在计算燃烧室出口温度分布系数时，需要合理地选择扇形段和正确的统计计算方法，才能使扇形件的试验结果具有全环形燃烧室性能的代表性。