不同气体喷嘴的燃气轮机燃烧室性能对比

将原型使用-10#柴油的燃气轮机燃烧室改为使用天然气燃料的燃烧室,遵循对原型机改动量最少的原则,只对燃油喷嘴做改动设计,其余部分不做改动。为了解改型机的喷嘴与燃烧室的匹配特性,设计了三种不同孔径的天然气喷嘴（气体喷嘴开孔大小决定了燃料的喷射速度、燃料的浓度分布,进而影响燃烧室的燃烧性能）,并在改型机上进行燃烧性能试验研究。试验结果表明:改烧天然气后,设计状态燃烧效率增加,但出口温度分布有所变差,而对壁面温度分布影响不大;通过对燃烧性能进行对比分析,天然气3＃喷嘴的综合燃烧性能最优。      

甲烷摩尔分数及初始压力对甲烷/RP-3航空煤油混合燃料燃烧特性的影响

采用定容燃烧实验装置获得初始温度为450K、初始压力为0.1~0.3MPa、当量比为0.7~1.5以及甲烷摩尔分数为0~0.8工况下甲烷/RP-3航空煤油混合燃料火焰发展特性图片、马克斯坦长度和层流燃烧速度等燃烧特性,分析甲烷摩尔分数及初始压力对甲烷/RP-3航空煤油混合燃料燃烧稳定性及层流燃烧速度的影响。结果表明:当量比为1.3时,随着甲烷摩尔分数增加,甲烷/RP-3航空煤油混合燃料燃烧趋于稳定,初始压力对燃烧稳定性影响较大,随着初始压力增加,燃烧稳定性变差。混合燃料马克斯坦长度随当量比增加而减小,当甲烷摩尔分数增加时,混合燃料马克斯坦长度减小趋势变缓,当初始压力增加时,混合燃料马克斯坦长度减小趋势明显变缓。混合燃料层流燃烧速度随当量比增加呈现先增大后减小的变化趋势。当甲烷摩尔分数为0、0.4和0.6时,随着甲烷摩尔分数增加,混合燃料层流燃烧速度逐渐增大,当初始压力为0.1、0.2、0.3MPa时,随着初始压力增加,混合燃料层流燃烧速度显著降低,随着甲烷摩尔分数和初始压力的增加,混合燃料层流燃烧速度峰值有向当量比大的区移动的趋势。      

航空活塞汽油机燃烧特性优化

为优化某二冲程航空活塞汽油机的燃烧特性,研究了火花塞位置、火花塞数量以及火花塞布置方式等对其燃烧的影响。利用Pro-E和AVL Fire软件对该汽油机燃烧室建立了仿真模型,选取缸内压力数据验证了该模型的正确性,对火花塞不同的布置位置以及不同数量的火花塞等方案进行了仿真,对结果进行分析。结果表明:双火花塞布置方案比单火花塞布置方案更有利于组织快速燃烧,促进燃烧放热,缩短燃烧持续期;火花塞非对称布置方案比对称布置方案对火焰的形成及传播扩散更有利。      

马赫数2.5超/亚声流流向涡掺混超燃室冷态实验

结合对应的数值计算,对一种带亚声速预燃室和流向涡掺混器的超声速燃烧模型燃烧室实验台,在其进口马赫数为2.5的来流条件下,进行了冷态流场的实验研究.实验测得其壁面静压分布和激波系结构与流场的CFD计算结果基本一致.实验结果表明,模型燃烧室全流场超声速,达到设计状态.马赫数2.5下的冷态实验数据和CFD计算数据为进行点火实验提供了依据.      

Combustion modeling in a model combustor

The flow-field of a propane-air diffusion flame combustor with interior and exterior conjugate heat transfers was numerically studied.Results obtained from four combustion models,combined with the re-normalization group(RNG) k-ε turbulence model,discrete ordinates radiation model and enhanced wall treatment are presented and discussed.The results are compared with a comprehensive database obtained from a series of experimental measurements.The flow patterns and the recirculation zone length in the combustion chamber are accurately predicted,and the mean axial velocities are in fairly good agreement with the experimental data,particularly at downstream sections for all four combustion models.The mean temperature profiles are captured fairly well by the eddy dissipation(EDS),probability density function(PDF),and laminar flamelet combustion models.However,the EDS-finite-rate combustion model fails to provide an acceptable temperature field.In general,the flamelet model illustrates little superiority over the PDF model,and to some extent the PDF model shows better performance than the EDS model.      

含硼推进剂固冲发动机补燃室响应面优化设计

影响含硼推进剂固体火箭冲压发动机补燃室燃烧效率的因素很多,且各因素对燃烧效率的影响很难用精确的解析函数式来表示.首先建立了发动机补燃室内两相湍流燃烧数值模拟模型,然后提出了选用基于正交多项式的响应面方法来解决含硼推进剂固体火箭冲压发动机补燃室结构优化问题.这种方法可以减少为得到近似函数式而对补燃室流场进行计算的次数,能比较方便地对固体火箭冲压发动机补燃室各个参数进行优化与分析.      

亚燃冲压发动机燃烧室燃油浓度分布预测

基于Fluent两相反应流场计算平台，采用涡耗散概念模型，对典型亚燃冲压发动机燃烧室的两相反应流场进行三维数值模拟计算。重点研究温度场影响下的燃油气相分布，计算给出气相燃油在火焰稳定装置前后以及内部的分布，得到燃油在亚燃冲压发动机燃烧室内分布的一般规律。计算发现，稳定装置内部及近后方燃油分布较富，到达火焰峰以后，燃油浓度急剧下降。计算预测径向蒸发管后壁面与最外环蒸发管内的燃油富集，而中间环蒸发管燃油分布较贫，计算结果与燃烧试验结果一致。     

闭口管内气体非线性振荡研究

采用新型的计算效率较高的ＥＮＯ差分模式,从一维非定常Ｅｕｌｅｒ方程出发,对受扰动气体在闭口管内的传播现象进行了数值模拟。计算发展小扰动情况下,当激振频率接近管内气体的固有频率时会发生非线性振荡,有激波产生;但当扰动较大时,激振频率的影响变得不明显。     

高超声速进气道中壁龛式预燃室进气特性

在空气流量４．６９ｋｇ／ｓ左右的地面连管试验台上,研究了高超声速进气道中壁龛式预燃室内外流场的气流特性。试验发现,壁龛式预燃室中流动状态的变化与激波－附面层之间相互作用关系密切。虽然在壁龛式预到中测得的总压值较低,气流总压损失较大,但仍满足两股气流之间超燃点火的压力匹配要求。因此,提出的壁龛式预燃室方案是可行的。     

用子波系数概率密度函数研究湍流多尺度结构的间歇性

用热线风速仪在充分发展平板湍流边界层中测量流向速度信号的时间序列并进行湍流多尺度结构统计特性的实验研究。用热线风速仪以高于对应最小湍流时间尺度的分辨率精细测量风洞中平板湍流边界层不同法向位置的流向速度分量的时间序列信号,用子波分析对湍流脉动速度信号进行多尺度分解,将推广的自相似性(ESS)应用于子波分析。用子波系数的概率密度函数验证了多尺度相干结构对间歇性的影响,并证明与距壁面距离有关。对比研究了提取湍流边界层多尺度相干结构前后湍流多尺度结构函数间歇性的变化规律及概率密度函数的变化规律,验证了多尺度相干结构是湍流边界层产生奇异标度律的原因。当这些相干结构被分离出后,由子波系数计算的ESS标度律就回到K olm ogorov线性标度律,这一现象在整个湍流边界层都是很明显的。