基于直扩流道构型的RBCC发动机亚燃模态高效燃烧组织研究

针对支板喷注煤油和一次火箭引导燃烧的RBCC发动机,在亚燃模态下的高效燃烧组织和性能开展了实验研究和数值分析.实验验证了在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭产生的高温射流作为引导火焰,可以实现支板喷注二次燃料的可靠点火和高效稳定燃烧.通过数值模拟获得了燃烧室的详细流场特征和燃烧组织细节,分析表明支板后方集中的燃料热释放可形成扩张燃烧室流道中的“热力壅塞”;通过热力喉道的控制,实现了在直扩流道内的高效燃烧.研究表明:发动机在亚燃模态下燃烧组织应尽可能地使热力喉道处于燃烧室较后位置,使燃料在燃烧室高压区内充分燃烧释热,从而提高其燃烧效率.论文还研究了燃料支板喷注位置的影响,进一步开展RBCC发动机亚燃模态性能的优化.     

国外航空发动机空气动力学研究概况

在航空发动机研制过程中,会遇到一系列空气动力学问题,尤其是压气机、燃烧室、涡轮等重要部件的研究,需掌握复杂的空气动力学流动机理与物理现象。对此,国外进行了大量研究。本文综述了国外主要航空大国在航空发动机空气动力学研究方面的基本情况,主要包括研究机构设置、主要研究工作及重要研究设备。最后,结合国内的研究现状,为我国开展航空发动机空气动力学研究提出几点建议。     

燃油射流横流穿透深度试验和数值模拟

采用激光粒子成像测速仪(PIV),试验研究了不同动量比下燃油射流在横向空气流中的穿透深度特性。同时,采用数值计算方法,对射流穿透特性进行了模拟,并将试验和计算结果,分别与已有的经验关系式,及考虑气动韦伯数影响修改后的关系式进行对比。结果表明:燃油射流上边界深度与幂指数关系式较吻合;采用VOF两相流模型能较准确地模拟出燃油射流的喷雾核心深度;修改后的关系式与不同燃油-空气动量比范围下的喷雾核心深度较吻合;燃油-空气动量比和气动韦伯数,是影响燃油射流横流穿透深度的主要参数。     

进气温度对航空发动机燃烧室辐射换热的影响

为了解燃烧室内火焰辐射换热特性,建立了某型航空发动机燃烧室计算模型,利用数值模拟方法,研究了不同进气温度下燃烧室内燃气温度、碳黑粒子生成及分布变化对燃烧室辐射热流量和火焰筒壁温的影响。研究结果表明：随着进气温度的升高,燃气温度升高,碳黑粒子质量分数增大,且高温区和碳黑粒子生成区均往前移;火焰筒壁温急剧升高,高温区集中在燃烧室中间段和掺混段,主燃区火焰筒壁温相对较低;辐射热流量不断增加,由3245 W增加到8674 W,辐射热流量主要受燃气辐射特性影响     

两相脉冲爆震涡轮发动机原理性试验

为验证脉冲爆震涡轮发动机（PDTE）的可行性,建立了PDTE原理性试验系统,主要由脉冲爆震燃烧室、离心压气机和向心涡轮等组成.以汽油为燃料,空气为氧化剂,开展了PDTE原理性试验研究.试验结果表明:爆震燃烧室、压气机与涡轮三者能够协调工作,发动机能够在自吸气模式下长时间稳定连续工作,发动机工作频率最高达18Hz.研究中所采用的气动阀对爆震反传压力波具有很好的衰减作用,低频下衰减效果更为明显,发动机工作在6Hz时压力波峰值可衰减93.8%,在18Hz时衰减幅度降为78.4%.反传压力的降低有利于爆震燃烧室与压气机之间的匹配工作,同时可缩短反传距离,有助于提高发动机工作频率.      

意外点火时燃气排导系统流场仿真分析

根据舰载垂直发射系统的结构特点,对其物理模型进行了简化,并通过采用Fluent软件求解三维、雷诺平均N-S方程的方法,利用k-ε二方程模型,对导弹意外点火情况下垂直发射装置燃气排导系统内的压强分布特性进行了模拟分析,尤其是对当排气盖部分被冲破瞬间以及排气盖盖体被冲破1块、2块和3块这几种情况下的排导系统内部的压强分布特性进行了模拟计算。通过数值模拟,得到了在导弹意外点火情况下,燃气排导系统内部不同位置的压强分布规律,并给出了一些特性曲线,对垂直发射装置的机械强度设计有很大的参考价值。     

燃油分级比例对TAPS燃烧室性能的影响

综合考虑燃烧室对低污染和出口温度分布的需求,对中心分级的TAPS燃烧室流量分配进行了设计和燃烧数值模拟,该流量分配方案采用了不同燃油分级比例。计算结果表明:燃油分级比例对TAPS燃烧室宏观流场结构改变不大,改变3级旋流的流量可影响燃烧室局部当量比,同时能够减小高温区,改善出口温度分布品质,从而大幅降低NOX和CO排放。     

喷嘴匹配方案及火焰筒开孔对燃烧室性能影响的试验研究

基于航空发动机主燃烧室扇形试验,针对点火喷嘴特性以及火焰筒大孔射流的改变对主燃烧室性能的改善情况进行了研究。试验中进行了点火用喷嘴匹配方案对燃烧室熄火性能,以及火焰筒大孔面积变化对燃烧室贫油熄火、燃烧效率和出口温度场性能影响的研究。研究结果表明：在供油系统设计中采用放大型点火喷嘴可改善主燃烧室贫油熄火性能;增大火焰筒主燃孔的面积可提高燃烧室的燃烧效率,改善出口温度场分布,而贫油熄火特性将变差;增大掺混孔的面积可提高燃烧室的燃烧效率,改善出口温度场分布,拓宽燃烧室的熄火动界．     

二次气射流角对涡轮叶问燃烧室的影响研究

为研究二次气射流角对涡轮叶间燃烧室的影响,设计了3种带有不同二次气射流角的涡轮叶间燃烧室模型,利用FLUENT软件的Realizablek-8湍流模型、PDF燃烧模型、D0辐射模型和离散相模型对燃烧室的流动和燃烧进行数值模拟。结果表明：涡轮叶间燃烧室具有高效率（99.2％）的特点,增大二次气射流角可使切向动量分量增加、油滴蒸发变慢、出口温度场分布不均匀、总压损失增加。     

同心圆式主副模分区燃烧组织燃烧室数值研究

针对新一代高温升燃烧室燃烧组织问题,提出了一种满足高温升燃烧室要求的方案,设计了先进的发散小孔冷却结构和同心圆式主副模分区的头部燃烧组织,采用稳态的压力求解器结合非预混PDF模型,对慢车和设计两个工况进行数值研究。通过数值计算获得了燃烧室速度场和温度场分布特性,结果显示了良好的分区供油分区燃烧组织特性。