某型发动机燃烧室工作稳定性的数值计算

概述了某型航空发动机燃烧室工作稳定性的数值模拟结果。采用修正的k-ε双方程紊流模型计算了燃烧室在慢车、最大、中间、最大热负荷和高空小平飞下的三维流场、温度场和熄火特性。模拟结果表明,某型机燃烧室熄火的余气系数α随压力增加有一定的增加,熄火速度亦提高;主燃区温场热区决定出口温场热区,其位置具有一定游动性;从慢车加速至各工作状态,热点指标δa变差,且由余气系数α决定,因此过急地推油门会造成火焰筒某些扇面热点过高,并产生故障。     

贫油预混预蒸发燃烧室排放试验研究

提出一种采用直接喷射和部分预混预蒸发(DIPME)混合燃烧技术的中心分级燃烧室,这种DIPME燃烧室具有低工况稳定燃烧,高工况低NOx排放的特征。对采用该燃烧技术的单头部DIPME燃烧室进行LTO循环4个工况(慢车、返场、爬升和起飞)试验研究。研究结果表明:除慢车工况的燃烧效率接近0.99外,其余工况的燃烧效率均大于0.995;在LTO循环内DIPME燃烧室的CO,UHC和NOx排放均满足CAEP/6排放标准,其中NOx比CAEP/6低60.8%;同采用富油燃烧技术的燃烧室相比,采用该技术的DIPME燃烧室在降低CO和UHC排放上并没有什么优势,但在降低NOx排放上潜力巨大。     

起飞-着陆循环中富油-淬熄-贫油驻涡燃烧室排放性能数值模拟研究

为了掌握采用富油-淬熄-贫油低排放燃烧技术的驻涡燃烧室（RQL-TVC）在起飞-着陆（LTO）循环各状态中的排放特性,采用数值模拟的方法开展了研究。数值模拟结果表明：在LTO循环中,RQL驻涡燃烧室的氮氧化物（NOX）与未燃碳氢化合物（UHC）的排放指数EI均低于传统燃烧室的;但一氧化碳（CO）的排放指数(Emission Indext, EI)偏大。RQL驻涡燃烧室NOX的LTO排放数少,是国际民航组织颁布的航空发动机排放标准CAEP6的29.1%;UHC的LTO排放数接近于0;CO的LTO排放数在慢车状态下的数值明显高于其它状态下的。RQL-TVC具有良好的低排放潜力。     

三级轴向旋流器燃烧室的贫油熄火性能试验

对三级轴向旋流器燃烧室进行了不同进口速度、进口温度、三级轴向旋流器旋向组合和空气流量分配下的贫油熄火性能试验.研究结果表明:随着进口速度、进口温度的增加,三级轴向旋流器燃烧室的贫油熄火油气比减小,进口温度的升高对贫油熄火性能的影响显著;相同进口速度下旋向组合为逆时针-逆时针-顺时针方案的贫油熄火油气比比旋向组合为顺时针-逆时针-顺时针方案的贫油熄火油气比约高50%;内旋流器空气流量的减小可使得贫油熄火油气比有所减小,但减小的幅度不大.      

采用离心喷嘴的单凹腔驻涡燃烧室点火与贫熄特性

为了研究单凹腔驻涡燃烧室的点火和贫油熄火特性,设计了一个带扩压器和内外机匣的单凹腔驻涡燃烧室矩形试验件,采用试验研究和半经验分析相结合的方法对其点火和贫油熄火进行了研究。试验在常压状态下进行,采用RP3航空煤油作为燃料,所用供油喷嘴为空心锥离心喷嘴,试验中的进口空气温度在287~487K变化,进口空气流量在0.2109~0.4219kg/s变化,对应进口马赫数从0.15变化到0.31。结果表明:单凹腔驻涡燃烧室的点火和贫油熄火油气比均随着燃烧室进口温度和进口流量的增加而减小,单凹腔驻涡燃烧室的点火油气比比贫油熄火油气比约大50%。经过半经验分析,得到了影响单凹腔点火和熄火的综合参数A,该参数能够较好地解释和评价各种因素对贫油熄火的影响。     

径向旋流器气量分配对点火熄火特性的影响

针对第2级径向旋流器的气量分配对点火熄火特性的影响进行了研究.试验结果表明:对于采用同向旋转强旋流的旋流杯,空气雾化喷嘴在气液比大于3后会形成稳定的液雾,在常温常压起动点火以及熄火工况下,燃烧室中的燃油已基本雾化完全.第1,2级旋流器的气量比从0.8变化至1.2后,旋流杯液滴韦伯数大于40,液滴已进行充分的二次雾化,增加第2级旋流器气量不会进一步改善雾化质量,因此对点火和熄火特性基本无影响.      

小分子燃料对RP-3航空煤油燃烧作用的数值研究

为研究小分子燃料对RP-3航空煤油燃烧的影响,选择合理的RP-3航空煤油替代燃料详细燃烧模型开展工作,该模型能够精确预测RP-3航空煤油和小分子燃料的燃烧特性。以六种重要的小分子燃料H2,CH4,C2H4,C2H6,C3H6和C3H8分别与RP-3航空煤油按1:5的比例(摩尔分数)掺混形成的六种混合燃料(Blended Fuel)为研究对象。在当量比为1.0,压力分别为0.1 MPa和1 MPa下系统模拟了RP-3航空煤油及六种混合燃料在高温下的燃烧特性,分析了各种混合燃料的自点火、燃尽时间、绝热火焰温度、熄火温度、组分浓度变化,并结合ROP(Rate of Production)分析方法,分析了小分子燃料对OH自由基生成速率的影响。结果表明,C2H4将RP-3航空煤油的点火延迟时间缩短了近4.6%;C3H6则将RP-3航空煤油的点火延迟时间推后了8.4%;C2H4和H2对RP-3航空煤油的快速点火和稳定燃烧有着积极的作用,其中C2H4的作用最为突出。     

固体火箭发动机熄火方案可行性研究

从理论、实验两个方法，对固体火箭发动机快速降压、液体喷射及二者联合等三种熄火方案进行了分析和探讨；通过比较认为到：快速降压与液体喷射联合熄火对于解决高能、高含铝量的复合推进剂熄火问题具有独到的优点；结合某预研型号发动机对联合熄火方案进行了实际应用的可行生分析，结果可行。     

多孔壁稳定器试验研究

为了研究普通V型稳定器壁面过热问题，采用了壁面开孔的方法，在试验状态和供油方式相同的情况下，对不同开孔率的稳定器进行了燃烧性能试验。结果表明，壁面开也使稳定器壁温明显下降，对点火和贫油熄火范围影响不大，富油熄火范围略有减小。     

固体火箭发动机液体喷射熄火模型

在实验研究的基础上,提出固体火箭发动机液体喷射熄火模型。该模型综合考虑了固体推进剂的瞬态燃烧、射流换热、液滴蒸发和发动机内弹道等耦合作用,成功地实现了对液体喷射熄火过程(临界参数和熄火用液量)的理论预示。理论研究发现液体喷射瞬变燃烧存在着临界喷射压降。当喷射压降大于该临界值时,熄火才能实现。随着推进剂能量的升高,临界喷射压降增加。随着喷射压降的增加,熄火用液量和降压速率分别下降和升高,其变化率逐渐减小。熄火用液量不存在最小值,因而在工程设计中,必须合理选择喷液量和喷射压强这两个设计参数。理论预示与实验结果吻合良好。