一种用于二维燃烧室流场计算的非结构网格的生成方法

本文依照Ｄｅｌａｕｎａｙ 准则构造二维非结构网格,并提出了一种与之相应的基于阵面推进法的自动生成新的内部节点的方法。文中给出了利用这一方法对边界形状复杂的燃烧室流场进行网格划分时,所得的非结构网格,及网格相应的质量统计特性。从这些算例可以看出,这一方法能够较好地适应复杂的几何外形,得到分布合理,并且大多数单元形状接近正三角形的非结构网格     

催化点火器高空点火性能的实验研究

介绍国产催化点火器高空点火性能模拟试验,主气流温度为５００℃左右、加力室压力为０．０４—０．１２ＭＰａ,对催化点火器的着火延迟时间和贫富油点火极限进行了测量。试验结果表明：当飞行高度为１７０００—１７５００ｍ,飞行马赫数Ｍａ＝１．０时,催化点火器可以正常点燃某型发动机加力燃烧室。     

燃烧室新型席壁结构的壁温计算

建立了考虑壁面纵向导热的计算席壁壁温的七热流模型。提出了求解该模型的方法, 并考虑物性参数随温度的变化等因素, 据此, 分别对设计状态和实验状态下的席壁火焰筒的内外壁温的分布进行了计算, 并与原型气膜冷却的壁温分布及实验值进行了比较。计算结果表明, 与实验值基本吻合, 并表现出良好的冷却性能。其冷却空气量比原型节省20%左右, 壁温明显低于原型, 且沿轴向分布均匀, 因而可望较大地提高火焰筒的使用寿命或涡轮前燃气温度。      

自点火氢燃料超燃火焰形成与传播过程数值模拟及分析

针对氢燃料超燃冲压发动机燃烧室内的燃烧细节,采用数值方法研究了喷注初期不同喷注位置及当量比下超燃燃烧室氢燃料自点火火焰形成与传播过程,结合OH、HO2自由基与温度分布分析了点火燃烧过程的火焰精细流场结构。结果表明：凹腔下游喷孔距凹腔后缘较近时,若喷注压力超过2 MPa,会发生下游火焰通过回流区卷入凹腔的现象;凹腔内喷注会在凹腔剪切层前沿形成稳定反应面,造成反应区分离;喷注压力相同时,上游布置喷孔燃烧室出口氧耗率更高,总压恢复系数降低,而在喷注位置相同时,随喷注压力的升高,燃烧室出口氧耗率提高,总压恢复系数降低;喷注当量比不同会影响火焰的稳定位置与结构,在当量比较低时氢气燃烧主要发生在凹腔、剪切层及燃烧室下游,在当量比较高时则发生在燃烧室下游。     

航空发动机燃烧室的现状和发展

论述了燃烧室设计中各项技术指标的相互制约,分析了第3、4代发动机燃烧室的技术特点和燃烧室设计及研究方法的新进展.较详细介绍了驻涡（TVC）、富燃-快掺混-贫燃（RQL）、双环腔预混旋流（TAPS）、多喷嘴单元体和陶瓷燃烧室,指出其适用性.主动燃烧控制中更为主要的是出口温度分布系数控制,长远研究应开发快速、灵敏、配置严格的油气管理系统.最后讨论了燃用液氢的可行性.建议应加快CCD与燃烧室目标设计相结合的研发过程.     

冲压发动机燃烧室超声速来流横向喷雾轨迹预测模型及动态特性分析研究

为探究超声速来流下圆柱横向射流轨迹及喷雾动态特性,在宽来流马赫数（Ma=1.50,2.02,3.09）条件下开展了不同喷嘴直径与喷注压力的煤油喷雾试验,通过纹影系统捕捉射流图像并进行外边界拟合与频谱分析。建立了考虑射流前激波效应的穿透深度预测模型,最大与平均相对误差较先前的预测模型分别下降约36%和19.1%。通过快速傅里叶变换分析,发现喷雾所受扰动以低频波为主,同时伴有时间特征较为复杂的波动。本征正交分解分析结果证明,喷雾表面同时存在高低频扰动,但低频波占据主导地位,高频波能量较低可被忽略,对应了快速傅里叶变换分析结果;低频波频率与来流有效韦伯数有关,有效韦伯数增大会使波长减小,当喷雾前端的来流速度差别较小时,频率就会增大。     

受平行壁限制的燃油喷雾二相流特征

通过试验诊断了燃油喷雾在模拟环形燃烧室火焰筒内、外壁面间的二相流型。其结果显示 ,与不受壁面限制的结果相比 ,其基本流型在下游有明显改变     

脉冲爆震外涵加力分排涡扇发动机性能分析

为了研究外涵带脉冲爆震燃烧室分排涡扇发动机的性能,基于部件法建立了外涵装有脉冲爆震燃烧室（PDC）的分排涡 扇发动机性能模型,分析了PDC工作参数、外涵循环参数和飞行工况对整机性能的影响。结果表明：PDC频率提高,PDC增压比和 加力温度提高,发动机单位推力增大,耗油率升高;PDC当量比增大,PDC增压比和加力温度先提高后降低,发动机单位推力先增 大后减小,耗油率一直升高;脉冲爆震外涵加力由于只利用外涵部分气流组织燃烧,耗油率远低于传统加力的,当PDC频率超过 41 Hz时,脉冲爆震外涵加力发动机的单位推力大于传统加力涡扇发动机的;涵道比增大,参与爆震燃烧气流增多,发动机单位推 力增大,耗油率升高。风扇压比提高,发动机单位推力先增大后减小,耗油率一直降低;在飞行高度一定时,飞行马赫数提高,发动 机单位推力减小,耗油率升高;在飞行马赫数一定时,飞行高度增加,发动机单位推力先增大后略微减小,耗油率先降低后略微升 高;在不同飞行工况下,脉冲爆震外涵加力发动机的耗油率远低于传统加力涡扇发动机的。     

中心分级贫油直喷燃烧室冷态流场特性

为了研究中心分级贫油直喷燃烧室冷态流场特性及头部结构参数对中心回流区的影响,采用数值模拟方法对不同结构参数下的冷态流场开展对比研究,并对基准方案进行了试验验证。结果表明：副模收敛角度以及喷嘴轴向位置对回流区影响较小,副模旋流叶片角度以及主副模头部径向间距对回流区影响较大。随着副模旋流叶片角度增大,副模出口旋流加强,引起出口气流张角增大,使得中心回流区体积扩大;随着主副模头部径向间距增加,削弱了主副模出口气流在切向方向上的相互影响,主模出口气流得以充分发展,中心回流区体积扩大。     

进气径向畸变对燃烧室性能影响研究与预测

针对燃气轮机在实际运行过程中燃烧室进口速度分布不均匀问题,采用数值模拟方法对直流环形燃烧室开展数值模拟计算,分析了不同进气速度畸变位置与畸变强度下燃烧室的流场与温度分布特性,并给出了一种畸变条件下燃烧室性能预测模型。结果表明：不同进气速度径向畸变位置与畸变强度对扩压器内和机匣前段流场形态影响较大,燃烧室空气分配比例改变,温度分布有所差异。燃烧室工况改变对空气分配比例、燃烧效率和总压损失的影响不大。进气速度畸变对燃烧效率影响不大,主要影响到总压损失的变化。随着畸变程度提高,空气分配比例变化明显,总压损失随之增大。进气畸变对燃烧室出口温度分布的影响规律较为复杂,影响程度与进气畸变的不均匀度、畸变形式和工况密切相关,变化范围为-30%～20%。在此基础上,给出了适用于进气径向畸变条件下的燃烧室部件特性预测模型,经验证预测模型的误差在3.5%以下。