重型燃气轮机氮氧化物排放研究

针对燃气轮机氮氧化物的排放问题,通过对4种氮氧化物生成原理进行深入分析,给出了基于摩尔分数、燃气温度和压 力的氮氧化物生成速率的计算公式。表明氮氧化物生成速率与压力成幂函数关系,幂次分别为0.5、1.0和1.5,是温度的指数和幂 函数组成的复杂函数关系。通过冷态掺混试验获得了燃气轮机燃烧室中心预混区的不均匀度。在预混燃烧的燃气温度表征为以 平均燃烧温度为中心的高斯分布、扩散燃烧为火焰锋面、当量比为1的假设前提下,分别建立了燃烧室环形预混区、中心预混区和 中心扩散区的氮氧化物生成模型。结果表明：氮氧化物生成模型的计算结果与测量值的最大绝对误差为3.2×10-6。利用模型控制 环形预混区平均温度在1853 K以下、扩散区平均温度在1923 K以下,可使燃烧室总排放量小于国标要求25×10-6的限定值。     

出口侧向扩张孔流量系数试验

采用试验研究的方法,探讨了不同结构参数出口侧向扩张孔的流量系数在不同工况下的变化规律。通过试验研究发现:出口侧向扩张孔圆柱段孔径为0.6 mm时的流量系数比孔径为0.8 mm时大3%;当孔倾角由30°减小至25°时,流量系数随之增大,当倾角继续减小至20°时,流量系数不变;当扩张角由20°增大至40°时,流量系数先增大后减小,且在扩张角为25°时最大;流量系数与次流通道雷诺数成正比,雷诺数越大,流量系数达到极限值所需的压降系数越小,且当压降系数大于0.9后,不同次流雷诺数下的流量系数差别在2%左右。      

切向孔直径精度对离心喷嘴性能影响

为解决离心喷嘴流量系数理论计算与试验偏差普遍较大的问题,采用Fluent两相流模型计算了不同切向孔直径下的喷雾锥角、流量系数等性能参数,分析发现切向孔直径加工精度对离心喷嘴流量系数有较显著的影响。通过塞规测量了4个喷嘴的切向孔直径,利用切向孔直径测量平均值建立几何模型,计算了较大范围不同压降下的喷嘴性能,并与试验结果进行了对比。模型计算结果和试验数据吻合较好,喷雾锥角与试验偏差小于1°,流量系数偏差小于4.2%。      

喷嘴结构对去旋系统减阻特性影响的数值研究

为了探索去旋喷嘴式减涡器的结构变化对共转盘腔径向内流压力损失的影响规律,对不同转速和喷嘴结构下的去旋系统开展了数值研究,获得了不同工况下径向内流流场结构以及压力损失的分布曲线。研究表明:去旋喷嘴可有效提高共转盘腔内压力损失开始急剧增长的临界转速;方形喷嘴与圆形喷嘴降低压力损失效果接近;缩小喷嘴入口方向与气流旋转速度方向之间的夹角可有效改善喷嘴的进气条件;同一周向位置,喷嘴总流通面积保持不变,沿轴向增加喷嘴数目会造成更多的压力损失。     

燃烧室空气流量分配试验方法模拟分析与优化

为了明确当前燃烧室流量分配试验采用的堵孔法的合理性,按照某单管燃烧室流量分配试验的实际流程进行数值模拟,分析了试验本身存在的方法误差和根源,据此提出了采用堵孔法和单侧积累式堵孔法相结合的优化试验方法,并进行了数值模拟验证。结果表明:采用堵孔法进行流量分配的测定存在一定的方法误差,该方法对火焰筒头部的测定影响较小,而对主燃孔、掺混孔和气膜冷却孔的测定影响相对较大,主要原因在于未同时考虑被测孔排及其下游孔排的过流条件;采用堵孔法和单侧积累式堵孔法相结合的方式进行流量分配测量,能够大幅度降火焰筒上主燃孔、掺混孔和气膜冷却孔的测量误差,降低幅度分别达到约6%、12%和9%,效果明显;试验方法优化前后,火焰筒上各孔排进出口截面的静压差的改变是试验方法误差一直存在的根本原因,但方法优化后这个压差的变化量及对测量结果的影响较优化前都更小。      

正癸烷在模型超燃燃烧室中的燃烧特性研究

为探究正癸烷在双凹腔结构的模型超燃燃烧室中的燃烧特性,试验采用蓄热式加热器提供高焓纯净空气,燃烧室进口的Ma数为2.03,来流总温在800K~1100K,常温液态的正癸烷经凹腔上游的直射式燃料喷嘴进入燃烧室。通过对试验过程中燃烧室壁面压力和流场中的CH*基分布的分析,发现了正癸烷的两种稳焰模式:双凹腔稳焰模式和单凹腔稳焰模式。双凹腔稳焰模式是通过射流形成的尾迹区和凹腔中的回流区共同作用实现稳焰;单凹腔稳焰模式则是通过主流中的激波与边界层干涉形成分离区与凹腔中的回流区实现稳焰。随着试验来流总温的降低,正癸烷的稳焰模式从双凹腔稳焰转变为单凹腔稳焰,直到稳焰失败,模式转变温度和临界稳焰温度分别为876K和842K。还利用一维分析方法对两种稳焰模式的燃烧效率、Ma数分布以及总压恢复系数进行了比较,结果发现双凹腔稳焰模式的燃烧效率和总压恢复系数均大于单凹腔稳焰模式。     

基于数值定容弹方法的燃烧室声学特性研究

为确定给定构型燃烧室最容易激发的声学振型,提出了能够实现大幅值非特定频率的"数值定容弹"模型。圆柱体内声学振型频率的预测值与理论结果偏差在7%以内。对姿轨控发动机推力室进行了数值定容弹激励,给出了推力室压力分布的时空演化,获得了多声学模态压力振荡及其最容易激发的声学振型。进一步研究了收缩比对推力室声学特性的影响。结果表明:随着收缩比增大,一阶和二阶切向声学振型的幅值增加,但对应的频率基本保持不变;而一阶纵向和一切-一纵声学振型的幅值减小,但对应的频率增大,当收缩比较大时,一阶纵向和一切-一纵声学振型消失。可见,与短粗构型相比,细长推力室构型有利于抑制切向声学振型。     

当量比及航空煤油组分含量变化对喷嘴表面结焦积炭影响

针对喷嘴表面结焦积炭问题会对航空发动机整体性能及安全性能产生重要影响,以当量比及航煤组分含量变化作为影响因素,采用动态燃烧实验方式,研究燃烧工况变化和正十六烷及丁基苯在与纯航煤掺混后的混合油中其质量分数的变化对喷嘴表面结焦积炭产生的影响。实验后发现喷嘴表面的结焦积炭量随着当量比的减小呈现出不同的变化趋势,其中喷嘴附近燃烧区温度变化及燃气的卷吸和回流作用增强是影响结焦积炭量变化的主要因素。在本文实验工况下,当掺混比例均为10%时,混合油中丁基苯的质量分数变化对结焦积炭量影响比同掺混比例下正十六烷大19%。并且在SEM(Scanning Electron Microscope)分析后发现,燃油小液滴及游离碳氢微团在燃烧态条件下通过高温裂解结焦过程,在喷嘴表面形成了复杂无序和疏松多孔的网片状结构,包括短丝状焦和颗粒球状焦炭的沉积和附着。因此适当的燃烧当量比及航煤中组分含量的变化,可减少喷嘴表面结焦积炭的沉积附着。     

喷嘴防积碳结构对燃油分布的影响

针对航空发动机双油路喷嘴,采用试验和数值计算方法研究了不同防积碳结构对燃油分布的影响。采用光学分布式喷雾检测系统进行燃油分布测量试验,获取了不同防积碳喷嘴出口下游20 mm截面的锥角、周向分布和径向分布;并采用volume of fluid(VOF)仿真方法对不同防积碳结构的喷嘴进行了数值仿真研究。结果表明：相同供油压差下,喷嘴匹配防积碳结构后,喷雾锥角和燃油径向分布的峰值半径减小,小半径区域燃油分布占比升高。计算结果与试验结果符合较好,有效解释了防积碳气流对喷嘴燃油分布的影响。同一工况下,喷嘴匹配不同防积碳结构时,锥角的大小与喷口端面中心孔的气流速度相关,而周向分布主要与气液比相关。     

基于圆盘燃烧室的爆震波与来流相互作用研究

针对旋转爆震发动机传统环形隔离段不易进行光学观测的难题,设计了一套可实现隔离段流场观测的圆盘形旋转爆震燃烧室。通过数值计算和光学观测试验,对圆盘燃烧室中爆震波与来流相互作用的典型流场结构进行了研究,并分析了不同因素的影响规律。研究发现：爆震波诱导出的斜激波在向隔离段上游发展的过程中强度逐渐减弱,爆震反压的前传距离随周向角度增大出现先增加后降低的趋势;增大隔离段入口总压、减小隔离段出口马赫数、提高爆震波传播速度均有利于减缓爆震波与来流相互作用强度,提升隔离段的起动性能;试验中观测到与数值计算定性一致的隔离段流动现象,为开展爆震波与来流相互作用研究提供了有效试验观测手段。