陶瓷多孔毛细渗油火焰稳定性研究

本文是用陶瓷制作的多孔毛细火焰稳定器作渗油燃烧研究的总结.首先,对陶瓷的优缺点进行了简要地分析,并论述了它的应用前景.认为陶瓷材料不仅可以用来制造空气喷气发动机燃烧室的一些零部件,而且会带来明显效益.其次,介绍了所作多孔毛细陶瓷稳定器火焰稳定性能实验研究结果及简要的分析,由于连续的毛细渗油蒸发作用使得火焰稳定边界大大加宽.     

整体式液体冲压发动机

整体式冲压发动机是将固体助推火箭与巡航用液体燃料冲压发动机组合成为一个整体的新型动力装置,它是超声速、小体积、中远程导弹动力系统的最佳选择.整体式冲压发动机的出现将冲压发动机的应用推向一个新阶段,引起世界各国的广泛重视.近几年我国在整体式冲压发动机很多关键技术的研究上有所突破.液体冲压发动机和助推火箭共用一个燃烧室,使燃烧室中无法安装专门的机械式火焰稳定器和空气冷却衬筒,这为解决燃烧室的点火起动问题、振动问题及热防护问题带来了很大的困难.试验表明:冲压发动机的点火起动问题有多种解决方案,其中火焰稳定性准则的满足是点火起动的重要条件;燃烧室的进口流场,燃油浓度分布等对振动有很大的影响;计算表明,冲压发动机在飞行状态时,流经燃烧室壳体外表面的高速气流的冷却作用可大大降低燃烧室壳体的温度,在相同的冷却效果下,可降低对热防护层的要求.     

燃烧室进口流场对流量分配和总压损失的影响

本论述了短粗式突扩环形燃烧室进口流场畸变对燃烧室流量分配和总压损失的影响，研究结果表明：进口流场畸变对三股流分配比例的影响较小，随进口马赫数M2的增加，外，内环流量比G外／G内对进口流场变化的敏感性逐渐减小，最后G外／G内趋于一个恒定值，总压损失和流阻系数均随进口马赫数的增加而增加，当M2达到一定值后，流阻系数趋于一个定值，总压损失和流阻系数均比普通燃烧室大。     

射流屏点火方案及其验证

高速燃烧室点火条件　高速燃烧室内通常存在外层的高速主动流,它不但用作燃烧的氧源,而且带动核心气体形成稳定火焰的涡流结构,同时还起隔离火焰与室壁的作用。它的外层一般情况下是净空气,内层掺有燃油。      

燃烧室三维湍流的数字模拟

文中以SIMPLE方法为基础,采用k-ε两方程湍流模型,发展了一种模拟燃烧室内三维湍流内流场的数值计算方法和计算程序。通过对四种冷流状态进行数字模拟,初步结果表明,理论计算与已有实验结果一致性良好。     

空气节流对超燃冲压发动机燃烧室起动点火影响的数值研究

利用空气节流在流场中产生激波串,有效地辅助燃料实现起动点火.非定常Navier-Stokes方程数值模拟研究了空气节流对超燃冲压发动机燃烧室起动点火的影响,分析了起动点火时间段(0~1.0ms)内空气节流 对流场参数的影响.数值模拟结果表明:在燃烧室入口马赫数为2.0、静温为548.8K、静压为101555.9 Pa,乙烯燃料当量比为0.5,先锋氢辅助点火的条件下,距离发动机入口845mm处,节流流量为入口空气流量的30%,有效地实现了发动机的起动点火,无空气节流情况下的发动机点火效果不佳,火焰最终熄灭.      

中心分级燃烧室耦合回流区贫油熄火机理

针对中心分级模型燃烧室开展了常压贫油熄火试验和慢车状态贫油熄火试验,并结合贫油熄火时的主/预燃级耦合回流区流场数值模拟分析了该燃烧室的贫油熄火机理.结果表明:与常规燃烧室的贫油熄火机理不同,中心分级燃烧室的贫油熄火油气比是由预燃级和主燃级共同形成的耦合回流区所决定的.耦合回流区的回流量主要由主燃级回流主导,在该研究的中心分级燃烧室结构下,回流区从主燃级卷吸的气量是预燃级本身气量的4.3倍,导致按预燃级气量计算的熄火当量比达到2~2.5,远高于常规燃烧室头部的熄火当量比0.4~0.5.      

微通道传热用于火焰筒壁面冷却的性能

对微通道传热应用于航空发动机火焰筒冷却进行了探索。构造了简单微通道模型,其上下平面分别代表火焰筒内外壁面;用工程方法计算火焰筒壁面的热环境作为计算模型的边界条件,以Fluent为工具模拟微通道换热结构的冷却性能;涉及两种长径比(20,40)和三种火焰筒压降(2.0%,2.5%,3.0%)。结果表明,含有微通道换热结构的火焰筒,能以较少的冷却气量维持较低的壁面温度;冷却气流吸热后升温明显,冷量利用率可达40%;冷却气量受长径比影响显著,受火焰筒压降影响不大;火焰筒壁面沿流向的温度梯度非常大。     

2种涡轮燃烧形式的涡扇发动机性能研究

为了研究不同涡轮燃烧形式对大涵道比涡扇发动机的性能影响,在传统发动机数学模型的基础上,分别加入各型涡轮燃烧结构的热力学计算模型,分析比较了在不同工作过程参数下,4种带涡轮燃烧结构发动机与传统发动机的性能（单位推力和单位燃油消耗率）随风扇增压比、高压压气机增压比、高压涡轮进口总温和涵道比的变化关系。结果表明：涡轮级间燃烧室（ITB）与涡轮叶间燃烧室(TIB)各有特点,但都能够明显提高传统分别排气涡扇发动机的性能,其中高压涡轮叶间燃烧室（HTIB）效果尤为突出     

燃烧室和涡轮相互作用下高压涡轮级气热性能研究进展

现代燃烧室由于富油燃烧-快速焠熄-贫油燃烧技术和贫油预混燃烧技术导致其出口具有非均匀温度（热斑）分布、强旋流和高湍流度的流动特征,显著影响燃烧室下游高压涡轮级的气热性能。先进高压涡轮级气热性能分析和冷却设计越发依赖于燃烧室和涡轮相互作用下交界面的气热参数非均匀分布特征。论文阐述了燃烧室和涡轮相互作用机理。介绍了燃烧室和涡轮相互作用下高压涡轮级气热性能研究的代表性实验台和数值方法。分别综述了燃烧室和涡轮相互作用下热斑、热斑和旋流、旋流和湍流度对高压涡轮级气热性能的影响特性。给出了燃烧室和涡轮相互作用下高压涡轮级的气热性能分析及不确定性量化的研究现状。总结了燃烧室和涡轮相互作用下高压涡轮级气热性能的研究成果。展望了非均匀气热参数分布条件下高压涡轮级气热性能可靠性分析和鲁棒性设计需要更加深入研究的方向,为适应先进航空发动机的燃烧室和涡轮一体化设计需求提供参考。