低污染燃烧室技术的发展

本文分析了航空发动机排入大气的燃烧产物中的污染物种类、影响因素及其对燃烧室设计的影响；介绍了已经试验或采用了的减少排放污染的技术，下一代低污染燃烧室的设计方案及其应用前景，指出了低污染燃烧室技术的着眼点将集中于减少Nox的排放量，这一目标的实现将成为下一代超音速客机投入使用的关键问题之一。     

统计推算燃烧室出口热点温度的优化方法

根据统计学原理 ,采用优化方法 ,对燃烧室在某一状态下出口截面温度的多点测量值进行数据处理 ,确定其最佳的威布尔分布方程 ,并进而导出该状态下出口热点温度的推算公式。结果表明 ,燃烧室出口截面上最大概率的最高温度值总是高于多点测量中测到的最高值。因此 ,通常把后者视同真实最高值 (热点温度 )是不恰当的。认识这一事实具有理论上和实践上的重要意义。     

燃烧室室壁冲击／气膜复合冷却壁温分布研究（二）理论部分

在考虑轴向导热的基础上，结合壁温分布实验数据，用纯气膜及冲击换热的研究成果，发展了计算纯气膜，夹层气膜及／气膜复合冷却火焰筒一维壁温分布计算程序，计算结果与实验结果二者基本吻合，研究表明，在冲击／气膜复合冷却计算中，应充分考虑Ｃｍ的值随Ｇｃ增大而增大的情况，且冲击／气膜冷却中的Ｃｍ取值高于纯气膜及夹层气膜冷却计算的Ｃｍ取值，本程序可用于纯气膜、夹层气膜及冲击／气膜复合冷却火焰筒一维壁温分布的初步分     

可调喷注器变推力液体火箭发动机响应特性和稳定性分析

本文主要针对一种带有可调喷注器的双组元变推力液体火箭发动机(BYF-03)在研制过程中曾出现过的低频振荡现象,分析其响应特性和稳定性,在分析过程中,建立了发动机系统的数学模型,并用Gear法进行了大量的数值计算.分析结果表明,这类变推力发动机,电磁阀工作周期T是发动机系统稳定性的决定性因素;弹簧预压量δH,O对系统的稳定性也有很大影响;而控制电路增益K_B则对系统的响应性能影响很大.经过计算找到了一组参数可使该发动机系统不发生低频振荡.这些结果得到了发动机热试车证实.     

三旋流器燃烧室出口温度分布的初步试验研究

针对高温升燃烧室对出口温度分布系数降低的需求, 采用三头部矩形燃烧室, 对三种不同的三旋流器头部组合方案进行了出口温度分布的试验, 重点研究了三旋流器旋向和头部当量比对燃烧室出口温度分布的影响.出口温度的测试方法采用了燃气分析法.试验结果表明外旋流器与中间旋流器旋向相反时, 出口温度分布均匀;头部当量比小, 出口温度分布均匀.头部当量比应与旋流器旋向共同考虑, 才能优化燃烧室出口温度分布系数.      

采用蒸发管供油的驻涡燃烧室点火及贫油熄火特性

为了研究驻涡燃烧室拓宽燃烧边界的能力, 设计了一种驻涡燃烧室实验件, 并对其点火性能和贫油熄火特性进行了实验研究.驻涡燃烧室采用汽化器和蒸发管的组合作为供油方式, 以煤油为燃料, 实验中改变燃烧室的进口条件, 测试其点火极限和贫熄极限.实验结果表明, 采用蒸发管供油驻涡燃烧室具有良好的点火特性和贫油熄火性能.      

带旋流杯的模型回流燃烧室主燃孔射流研究

实验研究了带轴径向旋流杯、主燃孔和冷却气流的模型回流燃烧室在工作压力为300 kPa, 燃烧室压力损失为2.5%时主燃孔射流的特点以及其对燃烧室流场的影响.结果表明, 回流式燃烧室内外壁主燃孔射流进气方向与顺流式燃烧室不同, 即内壁主燃孔射流向流动方向下游倾斜, 外壁主燃孔射流向流动方向上游倾斜;主燃孔射流穿透深度很大, 几乎能穿透到对面火焰筒壁;中心回流区长度明显缩短, 其长度L与旋流杯出口直径D的比值(L/D)约为0.5, 而常规的顺流式燃烧室的L/D约为1.3.      

一种新颖的燃烧室出口温度场调试方法

以某小型回流燃烧室为基础验证平台, 试验研究改变燃油喷嘴插入火焰筒涡流器组件深度对燃烧室出口温度场的影响, 并对试验结果进行了比较和分析.结果表明:对同一燃烧室, 燃油喷嘴与火焰筒涡流器组件之间有一个最佳的轴向位置, 此时的燃烧室的出口温度分布系数最小;在相同的燃烧室工作状态, 采用不同喷雾锥角的燃油喷嘴, 这个最佳位置不同.该研究为燃烧室出口温度场的调试及燃烧室的研制提供了一条有效的技术途径.      

数值分析二级涡流器环形燃烧室的燃烧性能

采用多维经验分析法在任意曲线坐标系下对包括二级突扩扩压器、双级轴向涡流器及火焰筒在内的单头部环形燃烧室的燃烧性能进行计算.并对RNGk-ε紊流模型加以改进, 使其更适用于数值模拟非交错贴体坐标系下的三维两相化学反应流.采用EBU-Arrhenius紊流燃烧模型、六通量热辐射模型以及颗粒群轨道模型对油雾燃烧进行模拟.同时, 数值分析了不同涡流器几何尺寸对燃烧室整体流场和燃烧性能的影响, 数值计算结果与实验数据相当一致, 表明计算方法合理, 计算程序可靠, 可用来估算环形燃烧室的燃烧性能.