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61.
为研究旋流驻涡燃烧室的燃烧性能,设计了3种旋流器方案(基准型、小流通面积和外加套筒),在进口温度493 K、常压条件下,采用RP-3航空煤油作为燃料,凹腔当量比在0.8~1.8之间,开展了热态试验。结果表明:基准型和小流通面积的主燃区火焰为脱体火焰,而外加套筒则为V型驻定火焰,且小流通面积和加套筒的主燃区火焰更加集中。燃烧效率方面,基准型最低,而小流通面积最高,试验中获得的最高燃烧效率为96.3%。随着凹腔当量比的增加,基准型的燃烧效率不断增加,而小流通面积的则先基本不变,随后略有增加,外加套筒的则先快速增加,然后缓慢增加。此外,小流通面积的冷态总压损失高于基准型,在进口马赫数为0.31时,两者的冷态总压损失分别为7.2%和4.5%。 相似文献
62.
通过不同障碍高和不同加质的冷流数值模拟,着重研究碰撞频率(碰撞处压力振荡频率)与强度(碰撞处prms/pmean)对于SRM内压力振荡幅频特性的作用程度。研究结果表明,SRM内压力振荡幅度与碰撞处的压力振荡大小为相同量级。当碰撞强度较小时,碰撞只起到增强声场的作用;当碰撞强度较大时,碰撞产生的压力振荡随碰撞强度的增加逐渐覆盖淹没声场。SRM内压力振荡的幅频特性主要由涡脱落碰撞强度决定,一般只呈现低频且具有非声非线性特征。 相似文献
63.
64.
为了研究低排放燃烧室在典型工况下的压力振荡特性,针对模型燃烧室进行了燃烧自激振荡特性试验.在试验中测量了采用贫油预混预蒸发(LPP)燃烧技术的低排放燃烧室在典型工况下的压力振荡频率和幅值,在燃烧室进口压力为1.10~2.77MPa、燃烧室进口温度为656~845 K、燃烧室压降为3.41%~4.35%范围内,分析了燃油粒径变化对振荡特性的影响.分析结果表明:局部当量比脉动是引发燃烧不稳定的因素之一.通过计算燃油二次雾化状态下的液滴最大粒径,发现燃油液滴粒径的变化对主燃级出口处的局部当量比脉动有直接影响,从而引起燃烧室压力振荡幅值和频率的变化. 相似文献
65.
对涡轮基组合循环发动机(Turbine based combined cycle,TBCC)组合燃烧室进行了试验研究。研究首先设计了组合燃烧室模型及相关的试验系统,并在此基础上开展了不同工作模式下,进口速度系数、温度和油气比对燃烧室燃烧性能影响的试验研究。研究结果表明:随着外涵进口速度系数(λ=0.25~0.40)的增加,点火总油气比、贫油熄火总油气比均增加,燃烧效率提高;随着外涵进口温度(343~473K)的增加,点火总油气比和贫油熄火总油气比减小,燃烧效率提高;随内涵进口速度系数的增加,燃烧效率提高。试验中获得最小点火总油气比为0.0045,最小贫油熄火总油气比为0.002。 相似文献
66.
为了研究小尺度三级旋流燃烧室的燃烧性能,对头部为同旋向组合和反旋向组合的四种三级旋流器的燃烧室在不同进口速度和油气比参数下的燃烧性能开展了常压试验研究。研究结果表明:从燃烧室的主要燃烧性能来看,内旋流器旋向与燃油喷嘴旋向相反时的点火性能最佳,点火油气比为0.009;三级旋流器同旋向时贫油熄火性能最好,贫油熄火油气比约为0.0033;中间旋流器反旋向时燃烧效率最高,旋向组合对出口温度分布系数的影响相对较小。 相似文献
67.
为了深入理解低旋流流场特征和燃烧稳定性,基于OpenFOAM平台,采用动态k方程模型和有限速率PaSR模型对甲烷/空气预混低旋流燃烧进行了大涡模拟,研究了气流入口速度、当量比和压力等流场参数对流场结构和燃烧非稳态特性的影响,分析了流场大尺度结构与火焰相互作用。结果表明,流场结构和火焰抬升高度受入口速度影响较小,流场和火焰形态能够保持自相似性;随着当量比和压力提高,流场扩张性增强并在燃烧区下游产生回流区,火焰稳定不依赖回流区,根部火焰锋面形状由U形转变为W形,火焰抬升高度降低。火焰锋面稳定在剪切层,剪切层产生的周期性有序涡结构引起当地流场速度脉动和火焰表面褶皱,反映了流场非稳态特性;通过剪切层监测点瞬时轴向速度分析,涡结构特征频率随速度增大而提高,由250Hz提高至300Hz,随当量比和压力提高而降低,由250Hz降低至125Hz。 相似文献
68.
69.
氢/空气超声速燃烧研究 总被引:19,自引:1,他引:18
H2/Air在两种不同的燃烧室尺寸、七种燃烧喷注方式下进行了系统的超声速燃烧实验。实验空气的滞止温度在2000K左右,滞止压力1 ̄1.4MPa,总流量2kg/s,燃烧室进口马赫数2.5,可以模拟飞行M数为7的超燃冲压发动机中的燃烧工况。新开发的一维超声速燃烧程序SSC-1可以估算出燃烧室内的流场参数、燃烧效率和总压损失。计算结果与实验进行了比较,发现较好的一致。实验结果表明,利用垂直喷射,燃烧效率 相似文献
70.