采用flamelet模型分析旋流杯燃烧室近贫油熄火点

针对进口温度388 K不变,不同进气速度下对旋流杯燃烧室常压模化实验得到的贫油熄火油气比数据,采用带有详细化学机理的非预混flamelet燃烧模型进行数值模拟,对近贫油熄火点的局部热态流场进行了分析.结果表明:近贫油熄火点时刻,随着油气比的下降,回流涡旋中心和高温度区分离,回流区内气流温度下降,着火点后移,点火距离增加;进气速度的增加和燃油流量的下降,使得回流区回流量增加,回流涡旋中心两侧温差加大,而着火点更靠后,增加了对这种变化的耐受性.      

航空发动机极端条件下液雾自燃特性研究进展

贫油预混预蒸发（LPP）燃烧是目前最先进的民用航空发动机低排放燃烧技术,但在预混过程中面临的自燃与回火等风险,已成为制约其发展的瓶颈问题。在航空发动机燃烧室的高温（最高1000K）、高压（最高6MPa）来流极端条件下,预混预蒸发段内自燃属于受限空间内的液雾自燃,本文对与液雾自燃相关的实验研究进行回顾和分析。首先,描述民用航空发动机LPP燃烧室内的液雾自燃过程,分析液雾自燃的影响因素和特点,指出液雾自燃的重点研究方向;其次,对与液雾自燃密切相关的化学自燃研究进行简要综述,总结各物理参数对化学自燃的影响规律;最后,重点分析液雾自燃的实验研究现状,展示航空发动机极端条件下的液雾自燃随机性研究进展,探讨液雾自燃研究面临的问题和后续发展趋势。     

民用航空发动机低排放燃烧室技术发展现状及水平

为了从科学和技术的角度展望民用航空发动机低排放燃烧室技术的发展方向,基于污染物生成机理及控制原理阐述了富油和贫油燃烧的污染排放控制方法,回顾了富油-焠熄-贫油燃烧（RQL）、贫油预混预蒸发燃烧（LPP）和贫油直接喷射燃烧（LDI）3种低污染燃烧技术的发展现状,并分析了新一代民用航空低排放燃烧室技术目前所达到的低污染排放水平。采用贫油燃烧技术的双环预混旋流器燃烧室（TAPS）已经应用于型号并取证,其NO_x排放比CAEP/6（Committee on Aviation Environmental Protection/6）标准低50.0%~65.8%,达到了超低排放水平,证明了贫油燃烧的发展潜力。要实现NO_x排放比CAEP/6低75.0%以上的超超低排放目标,需要利用燃烧数值模拟和光学诊断等先进工具,对燃烧室内喷雾、混合、流动、燃烧及它们之间的非定常相互作用开展更深入的研究。     

超声速混合层燃烧研究进展

超声速混合层燃烧研究是解决超声速燃烧难点的有效途径,对于超燃冲压发动机的发展具有重要意义。这一领域在过去20多年中开展了大量工作,需要对此进行总结。由于无反应超声速混合层流动特性研究是超声速混合层燃烧研究的基础,因此,首先综述了该流动特性,包括瞬时流场结构和时均统计特性;其次,讨论了着火特性,包括着火距离和着火过程;再次,综述了火焰特性,特别是火焰结构;然后,关注了熄火特性;接着,对释热和可压缩性影响进行了总结;最后,给出了燃烧不稳定性的研究进展。通过综述可知,超声速混合层燃烧研究仍需开展大量工作。在着火特性、火焰特性和熄火特性方面,后续研究可重点采用湍流数值模拟和详细反应机理,研究着火过程、火焰传播过程和熄火过程,以及流动参数、热力学参数、组分参数和外界因素对着火距离、火焰结构和熄火位置的影响;在释热和可压缩性影响方面,后续研究可采用高精度数值或实验方法,重点研究高释热和高可压缩性条件下有反应超声速混合层的瞬变特性和统计特性;燃烧不稳定性方面,后续研究可采用高精度数值或实验方法,重点研究超声速混合层燃烧不稳定性产生的普遍准则及其内在机制。     

分级/预混合预蒸发贫油燃烧低污染方案NOX排放初步研究

对分级/贫油预混合预蒸发低污染燃烧方案的氮氧化物排放进行了初步试验研究,主要目的是考察贫油预混合预蒸发级降低污染排放的能力。预燃级是常规双涡流器空气雾化喷嘴,主燃级是空气雾化喷嘴雾化燃油,配装蒸发管,头部涡流器组织燃烧。燃油为RP-3航空煤油。采用单头部燃烧室,工况模拟了燃烧室进口温度(800K)、进口速度和总油气比,压力为常压。研究结果表明,旋流式贫油预混合预蒸发燃烧的主燃级有降低氮氧化物的潜力,相对于常规燃烧组织方式,能够降低NO_X排放量为60%,同时发现,燃油分级比例对NO_X降低也有很大影响。      

头部气量分配对旋流杯结构燃烧室贫熄性能的影响

针对采用双径向旋流器的某单头部矩形燃烧室,通过实验研究旋流器及主燃孔进气量变化对燃烧室贫油熄火特性的影响,发现旋流器的进气量减少会使熄火油气比减小.其中,一级旋流器进气量减小一半可拓宽熄火边界约18%左右,对熄火油气比的影响最大.而主燃孔的进气量减少一半则会使熄火油气比增大约13.1%.不过,主燃孔以及两级旋流器的进气量同时减少一半,可能使燃烧室的熄火油气比进一步降低,从而获得更大的稳定工作范围.      

多旋流器阵列LDI燃烧室流场的数值模拟

采用雷诺应力模型（RSM）对于同旋向多旋流器阵列LDI燃烧室流场进行了数值模拟。计算结果表明,九个旋流器产生的回流区迅速变形衰减,在远离旋流器阵列的下游,形成了一个大的总体旋流。流场中存在的多个回流区及强湍流表明该燃烧室有潜力实现良好的燃烧性能。通过将RSM的模拟结果与激光多普勒测速仪（LDV）测量值进行比较发现,RSM准确描述了绝大部分流动特性,较好地求解了回流区和高速度梯度问题。     

含高氮化合物BTATz的CMDB推进剂特性

以新型高氮化合物3,6-双(1-氢-1,2,3,4-四唑-5-氨基)-1,2,4,5-四嗪(BTATz)取代RDX制得了BTATz-CMDB推进剂试样,获得了燃速结果,并利用TG-DTG,PDSC,单幅照相、燃烧波温度分布和熄火表面形貌及元素含量测试技术对推进剂的热分解特性及燃烧特性进行了系统研究。结果发现,BTATz的氧平衡值较低,用其取代双基推进剂中的NC和NG后,推进剂的各能量特性参量出现不同程度的降低,因此,BTATz在推进剂中的含量不宜太高。BTATz-CMDB推进剂适用于常规无溶剂成型工艺进行制造;BTATz在燃速提升方面具有突出潜力,尤其在对推进剂主放热反应催化加速的催化体系(邻苯二甲酸铅、己二酸铜和炭黑的混合物)作用下,燃速提升效果更加明显;BTATz-CMDB推进剂燃烧时的火焰符合双基系推进剂火焰的一般特征,但由于BTATz不存在类似RDX那样的熔融过程,该类推进剂燃烧产生了发散火焰束,燃烧表面由熔融状变为疏松珊瑚状,火焰强度增强;随着压强升高,燃烧表面产生发散火焰束的活性点增多,暗区迅速变薄,增加了火焰区向燃烧表面的热反馈,加速了燃烧反应;催化体系对推进剂燃烧反应的气相区影响不大,它加强了凝聚相及表面附近的放热反应,改变了推进剂燃烧表面的结构,在推进剂燃烧过程中,催化剂(新生态)在推进剂的燃烧表面富集,催化了推进剂的分解和燃烧,促进了推进剂燃速的提高。     

带收敛出口的单元贫油直喷燃烧室冷态和热态流动特性研究

为了研究贫油直喷燃烧室的流动特性,提出了带有收敛出口的单元贫油直喷燃烧室模型,采用数值模拟方法研究了旋流角度分别为35°,38°,40°和45°共四种模型在冷态和热态条件下的流动特性,获得了旋流角度和燃烧释热对旋流器收敛出口截面速度分布、旋流数和下游中心回流区形态的影响规律。结果表明:在冷态条件下,随着叶片角度的增加,旋流器收敛出口截面的速度分布从"内高外低"型转变为"外高内低"型,并且"外高内低"型的速度分布更有利于形成回流区;除35°旋流角以外,其他模型都能形成驻定的中心回流区。在热态条件下,燃烧释热对弱旋流流动的影响十分明显,35°旋流角收敛出口速度分布由"内高外低"型转变为"外高内低"型,在其下游形成了驻定的中心回流区,说明燃烧释热可以促进旋流流动向涡破碎方向发展;燃烧释热对冷态下已形成回流区的流动影响不大,但气体的膨胀加速会加快燃烧室内部逆压梯度的消失,导致热态回流区尺寸和长度略小于冷态回流区。     

分级燃烧室预燃级旋流组织对点熄火性能影响的试验研究

为了有效拓宽多级旋流分级燃烧室的稳定工作边界,在模型燃烧室上开展了分级燃烧室点火和熄火特性试验研究,采用平面激光测量技术获得了燃烧室冷态流场结构和燃油浓度分布,分析了双级旋流预膜式空气雾化预燃级设计参数(两级旋流旋向、旋流强度)对流场结构、燃油浓度分布和燃烧稳定性的影响,并阐明了燃烧室点火和熄火特性与流场结构和燃油浓度分布的内在关联机制。结果表明,预燃级两级旋流反旋、适当减小内级旋流强度和增大外级旋流强度有利于改善这类分级燃烧室的点火和熄火特性。相关研究结论能够应用于分级燃烧室预膜式空气雾化预燃级设计。