燃烧室火焰筒壁温三维数值分析

本文用有限元素法编写燃烧室火焰筒壁温三维数值分析通用程序,并将某型号发动机燃烧室作为算例进行计算,采用大型工程软件ALGOR自动划分网格,并编写边界面元的自动检查程序,算例计算结果合理,可以为工程设计单位提供参考。     

三头部燃烧室火焰筒壁面温度测试研究

为对3种不同冷却结构形式的三头部燃烧室冷却效果做出评定,采用K型铠装热电偶和示温漆技术同时对燃烧室3种火焰筒的表面温度进行试验测试研究.试验结果表明:有限的热电偶只能测试局部的火焰筒温度,难以全面反映燃烧室火焰筒冷却效果;示温漆测试技术能有效的区分出燃烧室火焰筒壁面温度及显示温度场分布,示温漆等温线判读精度可达±10℃,为燃烧室3种火焰筒冷却结构效果的评定提供了数据支撑.      

二维气膜冷却火焰筒壁温数值分析

采用数值试验方法，研究了二维气膜冷却燃烧室火焰筒的壁温分布，预估了来流速度、温度和吹风比对壁温及辐射对换热规律的影响。分析中、采用二元热流通量模型模拟辐射换热，用“K-ε”两方程模型描述紊流特性。用壁面函数法修正处于流场内部的固壁。     

双层壁火焰筒二维壁温计算

对具有陶瓷涂层带冲击的双层壁冷却结构的环形燃烧室火焰筒进行了传热分析 ,用有限差分法建立了二维壁温计算的数学模型 ,用区域法建立了燃气全场辐射模型 ,并采用对流 -导热 -辐射耦合迭代计算方法编制了计算机程序 ,通过实例计算了双层壁火焰筒的壁温 ,计算结果表明 :采用燃气全场辐射模型比采用一元径向燃气辐射模型更加合理 ;陶瓷隔热涂层具有明显的隔热效果 ,可以有效地降低金属壁面的温度 ,在高温条件下使用效果更好。     

航空发动机主燃烧室火焰筒壁冷却的研究

概述了近年来国内外航空发动机燃烧室冷却方式的发展。重点论述了火焰筒壁温预测方法、三维壁温数值计算的控制方程、贴体正交网格和壁面函数的应用、计算辐射热流的蒙特卡罗法、三维计算域处理技术以及有高温涂层的壁温计算。调研表明,壁温预测技术对于未来高温升燃烧室设计而言,是有效、经济和实用的方法,对提高燃烧室寿命、飞行安全性具有重要意义。     

气膜冷却燃烧室火焰筒二维壁温分布计算

采用二维轴对称模型, 用有限元素法, 以气膜冷却火焰筒外环整体为对象进行壁温分布计算。开发了计算机程序, 得到了合理、精度良好的温度分布。结合内环头部及其它算例的计算, 结果表明该程序具有良好的工程应用价值, 对于燃烧室的优化设计及应力分析有重要作用。      

环管型燃烧室火焰筒壁温气热耦合数值模拟

针对某型燃气轮机运行时回流式环管型燃烧室的火焰筒常发生烧蚀和裂纹,需获取其火焰筒壁温分布特点,进行分析以提出改进措施.全面考虑固体导热和辐射传热、气体与固体间的对流换热以及火焰和燃气的辐射,对燃烧室进行三维气热耦合数值模拟计算,获取流场、温度场以及壁温分布信息,并结合实验验证了三维气热耦合数值模拟能够较有效预测火焰筒壁温分布.由模拟结果知该型火焰筒壁温未超过设计值1 223K,但在联焰管与筒体连接处以及多个主燃孔处的温度较高、温度梯度较大,需要对这些部位的冷却方案进行改进.     

双旋流器燃烧室壁温试验

采用红外热像仪对带双级旋流器的模型燃烧室火焰筒壁面温度进行了测量,试验研究不同进气温度、油气比和主燃孔参数对火焰筒壁面温度分布的影响.试验研究表明:主燃孔参数变化对火焰筒壁面温度分布有较大的影响;火焰筒壁面温度值随着进气温度的增加而明显升高,但壁面温度分布变化不大;油气比的变化对壁面温度值影响不太大,但对温度梯度影响较大.所得的试验结果可为新燃烧室设计提供一定的参考依据.      

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.      

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%.      

折流燃烧室外环前端发散孔综合冷却效率模型实验

针对某型折流燃烧室外环壳体前端典型区域,设计了模拟主流局部流场的发散冷却模型.通过红外热像仪测量发散孔板表面的温度场,分析比较了吹风比、发散孔阵列方式、孔径及开孔率对综合冷却效率的影响.发散孔阵列方式有正菱形、长菱形和超长菱形3种,孔径变化范围为0.6~1.0mm,开孔率范围为3%~6%,吹风比变化范围为1~6.结果表明:由于壳体前端回流区的影响,发散孔板综合冷却效率沿主流方向整体呈现先升高后降低的趋势.吹风比为2时的综合冷却效率最高,发散孔阵列呈长菱形排布较优.在相同的开孔率下,孔径的减小有利于改善综合冷却效率.发散孔板开孔率从3%增加到4.8%可以显著提高综合冷却效率.      

环形级间驻涡燃烧室壁温分布试验

通过对环形驻涡燃烧室进行壁温分布试验研究,可以考察燃烧室的冷却和进气结构是否存在问题,为后续的燃烧室强度计算提供依据.试验结果表明,各工况条件下燃烧室的壁温均未超过材料的上限值,燃烧室可以长期正常工作;燃烧室的最高壁温出现在凹腔前壁面下部或凹腔上壁面中部;燃烧室壁温受主流气量、凹腔进气量、供油量的影响较大,受蒸发管蒸发用气温度的影响较小.      

涡轮级间单涡燃烧室壁温研究

由于燃烧区和壁面的距离过近,驻涡燃烧室壁温过高的问题一直存在,影响其在实际发动机上的应用.对某涡轮级间驻涡燃烧室进行壁温分布试验研究,研究供油量、主流进气参数对壁温分布的影响,并考察燃烧室的冷却和进气结构是否合理.试验结果表明,试验件的最高壁温出现在凹腔后壁面;供油量和主流马赫数对试验件的壁温分布趋势影响较大,主流温度对壁温分布趋势的影响较小.      

火焰筒多斜孔冷却方式壁温梯度和冷却效率试验

针对高温升燃烧室以延长其火焰筒使用寿命为目的,实验研究了多斜孔冷却方式孔排列方式、壁厚与孔径比h/d以及无量纲参数PS/d2对主燃烧室采用多斜孔冷却方式的火焰筒壁温梯度和冷却效率的影响.实验中冷却气为常温常压,主流速度u_g≈20 m/s,多斜孔内气流与主流速度比约为0.66,主流与冷却气温度比约为1.2.实验结果表明:长菱形多斜孔实验板比正菱形实验板壁温梯度小、冷却效率高;减小h/d或者增大PS/d2都可以降低壁温梯度,但同时冷却效率也会降低.      

折流燃烧室两相喷雾燃烧流场数值模拟

在任意曲线坐标系下对折流燃烧室两相喷雾燃烧流场进行数值模拟,采用偏微分方程法生成三维贴体网格,采用k-ε双方程模型模拟湍流黏性,分别采用EBU(eddy break-up)-Arrhenius燃烧模型、EDC(eddy díssipation concept)燃烧模型以及二阶矩(second-order-moment,...     

火焰筒压力损失对点火特性的影响

以3.0%火焰筒压力损失火焰筒作为基准,分别设计了2.5%和2.0%火焰筒压力损失的火焰筒,通过试验研究火焰筒压力损失对地面起动点火性能的影响,对火焰筒内部流场进行数值模拟.在火焰筒压力降3.0%以内的空气条件下,3种方案贫油点火边界基本一致,低压力损失火焰筒能够在更宽的压力降条件下点燃,2.5%方案的综合点火性能最好.结合数值模拟结果:压力损失降低至2.0%,流场结构与基准方案有较大的区别,对燃烧室的性能开始产生不利影响,2.5%方案与基准方案流场结构较为接近,定量的变化对燃烧室的性能影响是有益的.