中心分级燃烧室雾化特性试验研究

为了研究中心分级燃烧室雾化特性,设计中心分级燃烧室头部进行雾化特性试验研究。头部预燃级采用贫油直接喷射,主燃级采用预混预蒸发。试验采用了相位多普勒粒子分析仪测量液滴粒径及速度,用10μm以下的小液滴速度近似流场速度。实验结果表明:流场具有中心回流区(PRZ)、唇口回流区、角落回流区(CRZ)、预燃级高速射流区及主燃级高速射流区等结构;流场结构对称且受工况改变影响较小;大液滴集中在中心回流区及角落回流区。中心分级燃烧室不同于其他分级燃烧室,其具有特殊的流场结构及燃油雾化分布规律;在近场流场区域65μm～75μm液滴集中在PRZ区域和CRZ区域;近场区域内Case 4雾化D32是Case 3的60%。     

微型燃气轮机乙醇燃烧室点火与熄火试验

对应用于微型燃气轮机上的可再生生物质燃料乙醇燃烧室开展了试验研究,包括4种不同的供油方式,获得了常温常压进口条件下乙醇燃烧室的点火与熄火特性.研究结果表明:常温常压下采用旋流器的乙醇燃烧室的贫油点火和贫油熄火当量比的值均随空气流量的增加而减小,其点火与熄火性能优于预蒸发预混管燃烧室.      

某型干式低NOx燃烧室污染物排放试验

应用高压试验台完成了某重型燃气轮机(E级)干式低NO_x(DLN)燃烧室烧天然气污染排放性能试验与研究.各工况下CO及UHC质量分数很低,燃烧室能够保证稳定高效燃烧.燃烧效率达到99%以上;额定工况NO_x质量分数204 mg/N.m3(15%O₂),大大超出设计要求.试验结果表明:该燃烧室值班燃料比例过大,导致扩散燃烧产生NO_x效果明显;燃料预混不均匀是NO_x质量分数过高的另一重要原因.这一结论为该燃机的改进提供了可靠参考和依据.      

某型发动机燃烧室出口温度计算方法分析及应用

概要介绍了某型航空发动机燃烧室出口温度的2种计算方法,结合发动机试车数据对采用2种计算方法得到的结果进行了对比分析。结果表明：采用涡轮流量法计算某型发动机燃烧室温度的结果比采用压气机特性法得到的计算结果更接近实际结果。     

某微型发动机离心甩油燃烧室建模及数值模拟

对某微型发动机离心甩油燃烧室进行了三维建模及数值模拟。湍流模型采用旋流修正的Realizable k-ε双方程模型,化学反应及组分浓度采用简化的概率密度函数模型,液相采用离散相模型;计算得出了组分、压力、温度的分布特性,分析计算结果可知,该燃烧室的外壁面冷却考虑较少,同时其出口温度不均匀系数较大;提出了掺混孔改进方案,数值模拟结果表明,改进后的燃烧室出口温度分布得到明显改善。     

冲击-多斜孔复合冷却中冲击孔与多斜孔面积比对换热特性的影响研究

用数值计算的方法研究了冲击-多斜孔壁复合冷却方式的冷却特性,在保证当量开孔面积相同且压降相同的前提下,研究了冲击孔壁与多斜孔壁开孔面积比 变化对冷却特性的影响。研究发现,随着冲击孔与多斜孔开孔面积比减小,多斜孔壁气膜出流速度降低,气膜覆盖增强,冲击换热系数呈增大趋势,使得模型冷却效果增强;多斜孔壁热侧、冷侧与多斜孔孔内换热量随开孔面积比减小而减小,多斜孔内换热量在模型总体换热量中所占比例逐渐增加。     

超燃冲压发动机燃烧室冷态流场研究

利用西北工业大学电阻加热超声速燃烧室直连式实验设备,针对自行设计的超声速燃烧室模型,在燃烧室入口马赫数Ma=2.0、入口流量m=0.73～1.0kg/s、入口总压p_t≈(7～8)×105Pa、入口总温T_t为室温条件下,开展了不同燃烧室进口流量、隔离段长高比以及燃烧室出口堵塞比情况下的燃烧室冷流实验;采用CFD商用软件对燃烧室冷流流场进行了数值模拟,并将计算结果与实验数据进行了对比和分析.研究结果表明,增加隔离段的长高比,可以提高燃烧室抗反压的能力,燃烧室出口压力场的畸变对燃烧室内部流场有较大的影响,同时通过计算结果与实验数据的对比验证了计算方法的适用性.      

碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室控制试验

设计了超燃冲压发动机燃烧室控制回路,采用基于可调气蚀文氏管的燃料流量调节系统动态调节燃料流量,根据反馈的推力和隔离段压强等测量数据进行燃烧室推力增益控制和燃烧室-隔离段干扰控制,并在直连式超燃冲压发动机试验系统上进行了推力单水平控制试验和推力多水平/燃烧室-隔离段交互控制试验.试验表明:燃料流量调节系统工作稳定,文氏管按指令行程作动,流量调节过程清晰;测量推力随流量变化基本上同步变化;对目标推力增益和燃烧室-隔离段交互的控制有效,并为进一步深入研究超燃冲压发动机燃烧室控制问题奠定了基础.      

燃气发生器结构对燃烧性能的影响

为了确定最佳的燃气发生器结构,对不同结构的燃气发生器进行了对比试验,考察了喷嘴尺寸、燃烧室长度、燃烧室构型等因素对燃气发生器燃烧性能的影响.研究结果表明:在一定范围内增大喷嘴尺寸,燃烧性能基本不受影响,但却可以缩短燃气发生器的点火延迟时间,并且增大流量调节范围;增加燃烧室长度可以明显的提高燃烧效率;燃烧室的构型对燃烧性能有很大影响,收缩-扩张型着火段影响了燃烧过程,降低了燃烧效率,燃气发生器设计不宜采用这种构型.      

航空发动机数控系统多故障识别

提出了一种基于模糊逻辑的航空发动机数控系统多故障的识别方法.首先采用Takagi-Sugeno(T-S)模糊模型描述一种涡喷发动机数控系统的非线性模型,然后应用全解耦奇偶方程进行多故障的检测和隔离,并结合卡尔曼滤波器识别出传感器和执行器故障参数.仿真结果表明,针对传感器和执行器同时发生故障的情况,此方法能有效检测故障,并能准确识别出故障参数.