航空发动机燃烧室火焰筒设计验证方法研究

以某型航空发动机燃烧室为物理模型,改进了计算火焰筒流量分配的流阻法,并对其进行验证,结果冷却空气量的相对误差为5．7%;采用多项式拟合法计算了火焰筒燃气总温沿轴向分布。得到了主燃区总温和燃烧室出口总温,并采用燃烧效率法对其进行了验证,二者的相对误差分别为4．4％和1％。结果表明：在初始设计阶段,采用改进的流阻法和多项式拟合法验证火焰筒的沿程空气流量分配和沿程燃气总温合理有效。     

单斜热线探针测量压气机旋转失速流场

发展了一种使用单斜热线探针测量有回流的三维复杂流场的方法,采用旋转探针技术来实现单传感器探针的三维速度场测量,并利用热线支杆尾迹的影响来判断流动方向.使用该方法对一台低速轴流压气机的旋转失速流场进行了测量,测量结果详细地显示了失速团中流动结构,验证了该方法在复杂流场测量时简单易用、精度高,并且可以处理有回流情况的流场,...     

一种离心喷嘴多孔蒸发管的蒸发率实验

发展了一种用于微小型燃气轮机燃烧室的多孔蒸发管,燃油通过离心喷嘴供入蒸发管上游,空气经喷嘴下游的多个离散小孔进入蒸发管,燃油在蒸发管内与空气混合并蒸发.测试了离心喷嘴的喷雾特性,并主要对该多孔蒸发管的燃油蒸发率进行了实验.结果表明:对于这种多孔蒸发管,影响蒸发率的主要因素是进气温度和离心喷嘴的喷雾特性,当进气温度超过4...     

RQL燃烧室污染物排放的数值研究

针对RQL模型燃烧室中不同的操作条件对污染物排放特性的的影响进行了数值模拟。当量比从1到1.2,富油区不能有效抑制出口NOX的生成;当量比1.5以上会使贫油区油气比过高从而使NOX浓度升高。对于给定当量比1.4时,当适当增大淬熄射流流量能够有效的降低NOX、Soot、CO的出口浓度;过多的增加,NOX、Soot、CO的出口浓度会再次升高。     

冲击-多斜孔壁复合冷却中冲击孔与多斜孔面积比对换热特性的影响

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A_i/A_e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,冲击传热系数呈增大趋势,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.      

自激振荡预混燃烧的实验

通过动态压力测量、化学自发荧光相同步测量的方法对自激振荡燃烧动力学过程进行了实验研究,分析了不同空气流量、化学当量比和边界条件对振荡燃烧过程的影响.实验结果显示,燃烧热负荷的提高会导致燃烧段压力脉动幅值的提高,使燃烧更加不稳定.化学当量比越接近熄火极限,压力脉动的频率越高.同时燃烧室进出口边界条件的改变也会对振荡频率产生影响.     

火焰筒局部蠕变屈曲分析方法

准确考虑火焰筒温度场和应力场的"局部"特性,提出"局部蠕变屈曲"概念,并给出一套局部蠕变屈曲分析方法.基于Hoff理论建立蠕变屈曲理论模型,结合理论和试验数据验证有限元方法处理蠕变屈曲问题的可行性.考虑蠕变屈曲失稳要素,结合静力结果确定蠕变屈曲危险部位,将子模型技术引入非线性/热弹塑性/蠕变有限元程序中,结合曲率极大点判据,确定危险部位蠕变屈曲临界时间.方法将改善传统方法中的平均温度、平均压应力和平面应变假设,提高了计算精度.      

驻涡燃烧室掺混孔对流量分配及燃烧性能的影响

数值模拟了三种不同掺混孔面积对二元模型驻涡燃烧室试验器流量分配的影响,并在进口马赫数约为0.3、进口温度约为540 K工况条件下,分别对其进行了试验研究,对比分析了它们的总压损失、贫熄边界和燃烧效率.研究表明:掺混孔面积对流量分配影响较大,在本试验条件下,掺混孔面积较大的驻涡燃烧室试验器的燃烧性能优于其余两种.      

大涡模拟模型燃烧室燃烧性能计算

对带双级扩压器的模型燃烧室气液两相瞬态喷雾燃烧过程,在三维贴体坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法进行数值研究,同时采用多维经验分析法预估燃烧性能.采用 k 方程亚网格尺度模型模拟亚网格湍流黏性;亚网格EBU(eddy-break-up)燃烧模型预估化学反应速率;多维经验分析法计算燃烧性能;并在非交错网格体系下气相采用SIMPLE(semi-implicit method for pressure-linked equations)算法对控制方程进行求解,液相采用随机离散模型,两相之间的耦合采用PSIC(particle-source-in-cell)算法.通过大涡模拟瞬态及时均计算结果表明:与粒子图像测速仪(PIV)测量的瞬态速度场、出口温度分布试验数据吻合,表明在三维贴体坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法,数值模拟模型燃烧室两相喷雾燃烧流场,所采用的亚网格模型可以用于燃烧室气液两相喷雾燃烧流场的大涡模拟;燃烧性能计算结果与试验测量结果基本一致,说明所采用多维经验分析法可以用来数值模拟航空发动机燃烧室燃烧性能的计算,特别是污染物的预估,为设计低污染高性能航空发动机燃烧室提供有用的设计依据.      

H2O污染对煤油燃料超燃冲压发动机燃烧室性能影响的数值模拟

在超声速燃烧设备上进行了带凹槽的直连式双模态煤油燃料超燃冲压发动机污染与纯空气来流的对比试验.为了研究来流污染对超燃冲压发动机试验性能的影响,在相同的试验气体参数(马赫数为2,总温约为828K和总压约为800kPa)下,对带凹槽煤油燃料燃烧室进行了一系列对比燃烧试验.采用AHL3D软件对3个试验条件的燃烧室反应流场进行了数值模拟.计算和试验得到的压强分布比较接近且趋势一致.通过数值模拟获得反应流场的细节,探究污染影响的机理.