某型分区供油喷嘴的热防护特性试验

针对多级旋流燃烧室供油系统热防护问题,开展了某型分区供油喷嘴热防护特性试验研究,获得了不同来流气动参数和燃油参数下喷嘴壁温分布.结果表明:随着燃油进口温度、进气温度的升高喷嘴各测点壁温均升高,其中集油环油路外壁温度与进口油温增加幅度基本一致,喷嘴外壳壁温与进气温度增加幅度基本一致;集油环油路外壁、集油环外壳在主油路关闭...     

气氧旋流强度对气-气喷嘴燃烧特性的影响

为进一步深入研究气-气喷注器结构参数对气-气掺混燃烧特性的影响,采用常温气氢和气氧推进剂,对同轴直流和同轴旋流气-气单喷嘴进行了冷流和热试试验,获得了每种喷注器的流量系数、燃烧室压力和燃烧室壁温,并结合数值仿真研究了中心气氧旋流强度对推进剂掺混燃烧的影响.结果表明:同轴旋流式喷嘴拥有较小的流量系数;中心气氧旋流有利于提高推进剂的燃烧效率,但带来了较大的燃烧室和喷注面板热载.     

火焰筒压力损失对贫油熄火特性和燃烧效率的影响

以3.0%火焰筒压力损失火焰筒作为基准,分别设计了2.5%和2.0%火焰筒压力损失的火焰筒,通过试验研究火焰筒压力损失对贫油熄火性能及燃烧效率的影响.在模拟慢车状态下,低压力损失方案均比基准方案的贫油熄火油气比低,2.5%方案的贫油熄火油气比最低;在模拟高温高压状态,3种方案火焰筒燃烧效率对火焰筒压力损失不敏感.综合比较地面起动点火试验结果,在该基准上将火焰筒压力损失降低至2.5%不会对燃烧室综合燃烧性能造成不利影响.      

基于燃烧室压力振荡的火焰筒结构优化

实验对比了双层与单层火焰筒的燃烧室压力振荡特性.实验结果表明:在相同的实验工况下,前者的压力振荡幅值要小.检验了基于叠加原理的多孔共振腔模型在分析上述压力振荡特性中的适用性.通过敏感性分析,探讨了在保证火焰筒冷却气分配不变的情况下,用于减小燃烧室压力振荡幅值的火焰筒结构改良方向.分析结果表明:火焰筒壁面的孔数量(孔直径)是用于减小燃烧室压力振荡工程优化的主要参数.      

气-气喷注器混合场流动显示

研究气-气喷注器气流流动混合过程,基于粒子图像测速仪(PIV)实验系统,采用对两股气流分别示踪的方法,对三种典型结构的气一气喷注器混合场开展了实验研究.实验结果验证了这种实验方案的可行性,结合轴截面和横截面的流场分布测量,得到了同轴离心式、同轴直流式、互击式气一气喷注器气流混合过程的主要作用因素和混合场的分布特征.     

环形级间驻涡燃烧室壁温分布试验

通过对环形驻涡燃烧室进行壁温分布试验研究,可以考察燃烧室的冷却和进气结构是否存在问题,为后续的燃烧室强度计算提供依据.试验结果表明,各工况条件下燃烧室的壁温均未超过材料的上限值,燃烧室可以长期正常工作;燃烧室的最高壁温出现在凹腔前壁面下部或凹腔上壁面中部;燃烧室壁温受主流气量、凹腔进气量、供油量的影响较大,受蒸发管蒸发用气温度的影响较小.      

某重型燃气轮机燃烧室出口温度场试验

应用高压试验台完成了某重型燃气轮机(E级)燃用天然气燃烧室出口温度场试验与调试.试验结果表明:设计工况燃烧室出口周向温度分布系数为0.253 8,径向温度分布系数为0.131 2,均未达到设计指标.通过调整火焰筒掺混孔尺寸及布局,增加射流深度及掺混强度,使周向温度分布系数降为0.216 4,径向温度分布系数降为0.089 7,接近设计指标,达到首台试车要求.试验成果对相关燃烧室的试验调试工作具有重要的指导和参考意义.      

航空发动机燃烧室熄火特性的研究

在对熄火特性进行深入研究的基础上，运用三维、两相紊流燃烧理论进行了航空发动机燃烧室贫油熄火的数值模拟。采用FLUENT软件计算出不同飞行状态发动机燃烧室发生贫油熄火时的三维速度矢量场、温度场和液滴轨迹，给出贫油熄火的αp-λ分布曲线，并将此结果与试验结果对比，证明了该数值模拟的合理性和可行性。与二维计算相比，三维计算更清晰反映出流场特性。     

Numerical simulation of flow in swirl injector for power-law fluid

In order to investigate the flow characteristics of swirl injectors for gelled propellants, which actually behaved as non-Newtonian power-law fluid, a swirl axisymmetric model was established to solve Navier-Stokes equations and VOF (volume of fluid) equation, and the power-law constitutive equation was used to describe the rheology characteristics of the gelled propellants. The film thickness and velocity distribution in the swirl injector under different flow conditions were studied numerically. The simulation results show that the increased geometry characteristic parameter of the swirl injector contributes to the decrease of liquid film thickness. The liquid film thickness is almost independent of the pressure drop. The rheologic parameters have great influences on the inner flow of swirl injector: by increasing the fluid consistency index K and power index n, both the axial and the swirl velocities decrease dramatically; higher fluid consistency index K and power index n make the liquid film thickness increase. When the viscosity is large enough, the air core in the injector would vanish.      

亚燃冲压模型燃烧室高空负压试验

为了验证亚燃冲压燃烧室在高空负压条件下稳定工作的能力,设计了带蒸发式值班火焰稳定器与直射式喷油装置的亚燃冲压模型燃烧室,对该模型燃烧室进行了冷态流阻试验、贫油熄火边界试验以及不同截面燃烧效率试验研究。研究结果表明,试验件的冷态流阻系数略大于1,冷态总压恢复系数0.98以上;蒸发式火焰稳定器贫油熄火边界较宽;两截面燃烧效率最低相差6%,最高相差19%,在高空负压条件下,增加燃烧段长度能显著提高燃烧效率。