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。     

三级旋流燃烧室流动和点火过程中火焰传播特性

为了研究三级旋流燃烧室的流动以及预燃级非预混燃烧特性,设计了三级旋流燃烧室试验结构方案与光学非接触测量方案,研究了总压损失与当量比对三级旋流燃烧室流动特性及火焰结构的作用和点火过程中火焰特征结构与特征时间的影响规律.研究结果表明:总压损失对燃烧室内热态流场结构无影响,其主要改变具体的速度值大小;在头部高速射流区存在内、...     

不同结构一体化加力燃烧室冷态流场与性能仿真

为研究不同结构一体化加力燃烧室冷态流场与性能,对整体物理模型进行数值仿真,分析了不同工况下燃烧室内部流场速度流线图、流阻系数与总压恢复系数.结果 表明:加力燃烧室的总压恢复系数与流阻系数随入口马赫数增大而降低;当量扩张角越大,加力燃烧室性能越佳;带扭度截尾支板较无扭度截尾支板有更优良的整流效果:在Ma =0.28时,最...     

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。     

轴向双级反旋预混喷嘴燃烧调整边界实验研究

干式低污染燃烧室为保证安全、稳定、高效的运行状态,通常需要进行燃烧调整。本文针对一种干式低污染燃烧室用轴向双级反旋预混喷嘴,在常温常压条件下开展燃烧调整边界实验研究。测量并探究了影响燃烧调整边界的因素,如贫熄火边界、污染物排放边界以及动态压力脉动边界,着重分析了喷嘴内的剪切层稳焰机理以及火焰根部跳动与壁面相干作用导致的热声振荡机理。研究结果表明,由NOx、CO、火焰状态、动态压力脉动和熄火边界共同决定的稳定运行边界在低负荷条件下为当量比0.576～0.714,随着热负荷升高,运行边界有所收窄。对比分析了纯甲烷以及掺50%H2两种燃料的燃烧调整边界,燃料加氢后边界整体向低当量比移动,运行窗口宽度得到拓展。     

前置翼片式涡流发生器对燃烧室氢气燃料掺混特性的影响

超声速来流与燃料的充分掺混是超声速燃烧的关键技术,直接关系到吸气式高超声速推进系统的总体性能。本文通过在射流口前安装翼片式涡流发生器以促进燃料与空气的掺混。基于SST k-ω湍流模型的RANS方法,对带有翼片式涡流发生器的超燃冲压发动机燃烧室模型内氢气横向喷流冷流流场进行了数值模拟,对比分析涡流发生器高度和长度不同的条件下燃烧室内的流场结构、涡流强度、氢气与空气掺混特性、燃烧室总压损失的规律。结果表明,翼片式涡流发生器能够提高涡流强度并大幅提高燃烧室内的掺混性能。随着涡流发生器高度和长度的增加,流场结构间的干扰增强,导致涡流强度和穿透深度增加,从而提升掺混效率。与不安装涡流发生器情况相比,涡流发生器能提升氢燃料的穿透深度超过170%,减少燃料掺混距离70%以上。更加复杂的流场结构同时会增大燃烧室的总压损失,并随着涡流发生器高度和长度的增加而增大。相较于掺混性能的提升,总压损失的增大幅度相对小很多,说明通过合理的参数选择,翼片式涡流发生器能够有效提升燃烧室的掺混性能。     

双旋流驻涡燃烧室湍流燃烧流动的数值分析

提出了带导流片的双旋流驻涡燃烧室以进一步发展低排放、高效燃烧技术。改变旋流器的结构参数以及旋向,对双旋流驻涡燃烧室内部燃烧湍流流场进行了数值模拟。结果表明:增大旋流器内外径比对燃烧效率有一定影响,NO_x排放降低了约8%。旋流器中心间距对燃烧性能的影响不如内外径比的大。不同旋向下燃烧室均可获得良好的双涡结构,但反旋时下游火焰筒的高温度梯度场会对筒壁造成强烈热冲击,同旋时NO_x排放降低了约22%,因此同向旋转结构总体上要优于反向旋转结构。     

火箭燃烧室高深宽比冷却通道设计的比较

在液氢冷却的火箭燃烧室里,对高深宽比(槽高比槽宽)冷却通道的冷却效果进行了分析研究。对不同的冷却通道设计在燃气侧壁温和冷却剂压降方面的影响进行了评估。冷却剂通道的设计,包括燃烧室应用高深宽比冷却通道的长度、冷却剂通道的数量和冷却剂通道的形状。用火箭热计算(RTE)规则二维动力学(TDK)规则对七种冷却剂通道进行了联合研究。最初研制的每种冷却通道没有考虑制造因素,只考虑减少来自常规冷却通道的燃气侧壁温。这些设计产生的燃气侧壁温比给定基础下降了22％,冷却剂压降只在原基础上提高了7.5％。七种设计的冷却通道都用铣加工制造。制造后产生的燃气侧壁温比给定的基础降低了20％,冷却剂压降增加不到2％。在整个燃烧室长度上都用高深宽比冷却通道的设计在燃气侧壁上得到的好处,并没有超过只在喉部区域使用高深宽比冷却通道的设计,但冷却剂压降却增加了33％。高深宽比冷却通道在冷却压降增加不到2％的条件下,至少可以降低燃气侧壁温8％,这与冷却通道的形状无关。在降低燃气侧壁温方面得到的好处最大,且冷却剂压降增加最小的设计是采用分叉冷却通道,并在喉部区域采用高深宽比冷却通道的设计。