基于荧光谱分辨的煤油燃烧场OH分布测量

燃烧流场浓度、温度空间分布的精细测量对发动机燃烧室设计、计算流体动力学模型建立以及数值仿真软件的验证具有重要意义,其中平面激光诱导荧光(PLIF)技术具有对象选择性、高测量灵敏度、测量信息量丰富、实验开展简单等优势,尤其是OH-PLIF浓度及温度测量技术以其理论成熟性及技术方便性得到更为广泛的应用。但该技术在煤油燃烧场的应用受到较大限制,原因在于煤油燃烧场残余煤油对OH荧光信号造成较大干扰。针对OH荧光分布测量时煤油干扰问题,开展了OH及煤油吸收谱及荧光发射谱理论及实验对比分析。其中煤油蒸汽吸收谱由氘卤灯通过煤油蒸汽前后的光强强度比获得,相比于OH在260～320 nm波段的孤立吸收线,煤油吸收为宽带吸收,煤油吸收线完全覆盖OH激励线,在煤油燃烧场在此波段对OH激励测量时,激励煤油产生荧光不可避免。另一方面,通过调节激励波长,测量获得OH/煤油混合荧光与煤油荧光发射谱。煤油蒸汽荧光发射谱为中心分别位于290及340 nm的宽带信号,OH荧光主要集中于波长300～320 nm,煤油荧光发射谱范围覆盖OH荧光,结合吸收谱测量结果,说明在煤油燃烧场燃烧不充分时,在280 nm波段激励测量OH...     

壁面渗透燃烧微燃烧器结构参数优化实验研究

针对一种圆柱多孔壁面组织渗透燃烧微尺度燃烧器,本文在甲烷/空气不同燃料当量比和混合气流量下,对比实验了关键参数燃烧室内径(d)和燃烧室高度(h)变化对燃烧器性能的影响.结果表明随燃烧室内径减小,吹熄极限速度显著下降,烟气平均温度升高,同时壁面温度下降;燃烧室高度减小,可燃烧极限当量比和淬熄极限速度均增大;在高径比h/d接近1时,烟气平均温度最高,壁面最高温度不变,大流量下壁面温度降低更快.因此,当缩小壁面渗透微燃烧器时,为防止燃烧效率降低和热损失增加,应优先缩小内径并保持高径比接近1.0.     

JF12激波风洞高Mach数超燃冲压发动机实验研究

针对高Mach数（Ma ≥ 7）超燃冲压发动机高气动阻力下的燃烧组织问题,提出一种双突扩燃烧室结构方案.使用数值模拟方法考察了射流与双突扩燃烧室组合方式的混合燃烧特性.设计了双突扩超燃冲压发动机模型,在力学研究所JF12长试验时间激波风洞内,开展了Ma=7.0和Ma=9.5的氢燃料点火和燃烧试验对比.在风洞有效试验时间100 ms内,实现了Ma=7.0和Ma=9.5超燃冲压发动机的成功点火与稳定燃烧.在Ma=7.0情况下,进气道采用三维压缩,燃烧室入口设计Mach数Ma_c=2.5,壁面压力分布实验结果显示燃烧放热靠近燃烧室扩张段上游;在Ma=9.5情况下,进气道采用二维压缩,燃烧室入口设计Mach数Ma_c=3.5,由于燃烧室流动速度特别高,燃烧放热靠近燃烧室扩张段下游.      

煤油燃烧场主要组分浓度测量

利用自发振动拉曼散射技术测量了煤油燃烧场主要组分的摩尔分数。基于355nm激光激发振动拉曼散射建立了自发拉曼散射实验系统,测量了空气中主要组分的摩尔分数,分析了该技术的测量精度;测量了煤油蒸气在355nm激光激励下产生的荧光光谱,分析了荧光信号对拉曼信号的干扰;对不同燃烧条件下的煤油燃烧场进行了诊断,获得了贫油条件下煤油燃烧场主要组分(N2,O2,H2O,CO2等)的拉曼光谱,计算了组分摩尔分数及其随燃烧时间的变化规律。     

微型火焰管中燃烧的研究

提出了一种新型的微动力机电系统观念,即微型热光电 TPV(thermo photovoltaic)系统。微型燃烧室是微型TPV系统中最重要的部分之一。为了获得较高的能量转换效率,需要使燃烧器壁面四周处于较高且分布均匀的温度状态。尺寸效应对微型燃烧室中的持续燃烧带来了很大的影响。为了分析微型燃烧器中燃烧的可行性和有关影响因素,在不同工况下进行实验。结果表明,在一定的流量和混合比范围内,可以在微型火焰管内维持稳定的燃烧,高温能够在燃烧室四周均匀分布。     

液体火箭燃烧不稳定性主动控制数值仿真

基于压力隐式算子分割(PISO)算法,通过求解Navier-Stokes方程,对煤油/气氧/气氢三组元火箭发动机两相燃烧进行了数值仿真,得到了燃烧自激振荡的仿真结果;根据燃烧室压力变化,通过实时调节推进剂流量,对液体火箭发动机燃烧不稳定进行主动控制.仿真结果表明:对液体火箭发动机不稳定燃烧进行主动控制是可行的;通过调节推进剂流量的3%就可以抑制燃烧不稳定.     

雾化角对液体火箭发动机燃烧室压力振荡的影响

针对液氧/煤油火箭发动机模型燃烧室实现了三维非稳态两相燃烧过程的数值模拟,得到的燃烧室截面平均压力和平均速度与实验吻合。在初边值条件不施加任何扰动的情况下,得到了燃烧室压力自激振荡过程,并研究了液氧和煤油喷嘴雾化角对燃烧室压力振荡的影响。计算结果表明:当雾化角为40°或120°时,由于燃料与氧化剂喷雾锥重叠区域较小或较大,导致了推进剂混合很差或很好,不易在燃烧室头部出现局部爆炸性的可燃混气团,致使燃烧室压力振荡强度较弱;而当雾化角为中间值65°时,易于出现爆炸性的可燃气团并导致剧烈的压力振荡,使燃烧室中出现燃烧不稳定性。因此,雾化角的合理设计是抑制燃烧不稳定性的一种途径。     

微平板式燃烧室内催化燃烧的试验研究

采用催化材料铂加工的微平板燃烧室,与碳化硅材料加工的微平板燃烧室在相同条件下进行了试验对比,分析了不同流量、不同当量比和不同燃烧室尺寸条件下催化燃烧对微燃烧性能的影响。试验结果表明,同样流量下,采用催化燃烧时的外壁面测点温度均比采用无催化的碳化硅燃烧室的高,且温度分布更均匀;不同于无催化的碳化硅燃烧室,铂加工的燃烧室在当量比为1时内部燃烧已经比较充分;催化燃烧能提高微尺度燃烧的稳定性,扩展燃烧极限。     

超燃发动机燃烧室壁面辐射热流的预测分析

采用蒙特卡罗法结合Edwards指数宽谱带模型模拟计算了超燃发动机燃烧室内的辐射换热.燃烧产物由二氧化碳、水蒸汽与其它非辐射性气体组成.计算中,考虑了压力、温度、组份含量对辐射性气体光谱吸收系数的影响.通过计算,获得了燃烧室壁面的辐射热流分布.研究结果表明,燃烧室内高温高压燃气的热辐射作用很强,壁面辐射热流可达到2.2×105 W/m2.     

气氧煤油发动机尾焰红外辐射特性研究

提出了一种考虑碳烟颗粒的气氧煤油发动机尾焰红外辐射特性计算方法,首先对气氧煤油发动机纯气相内流场进行计算,然后以喷管喉部作为气体和固体碳烟颗粒的入口边界计算发动机尾焰流场,最后以发动机流场参数分布为基础,采用有限体积法和伪气体理论对发动机尾焰红外辐射特性进行计算。进行了气氧煤油发动机点火实验,并将计算结果与实验结果进行对比分析。结果表明,燃烧室内两个压力测量点的测量与计算误差分别为1.4%和3.4%,燃烧室内计算温度与热力学计算误差为2.16%,证明了燃烧室流场计算模型的准确性。含有碳烟颗粒的尾焰流场计算结果与热像仪测量结果比较吻合,证明了尾焰流场计算方法和模型的准确性。4.3 μm波段尾焰红外成像计算结果与工作在4.3 μm波段的红外热像仪测量结果吻合比较一致,证明了尾焰红外辐射特性计算方法和模型的准确性。     

FD-21风洞Ma=10高超声速推进试验技术探索

针对Mach数8以上（Ma>8）冲压发动机地面试验能力不足问题,基于FD-21高能脉冲风洞,开展了吸气式推进试验技术探索,提升了FD-21风洞的重活塞驱动能力,获得了总压18.66 MPa、总温3 950 K、Ma=9.62、静压436.6 Pa、速度3 km/s的高焓大动压模拟流场,同时发展了高时间分辨率吸收光谱测量技术和基于重模型自由飞原理的发动机推阻测量方法.在此基础上,设计了弯曲激波压缩二元发动机,构建了燃料在线供应与喷注控制、模型悬挂与瞬态释放及相关测量一体的试验系统,在所建立的Ma=9.62风洞模拟环境中进行了集成验证试验,定量测得了有/无氢气射流与空气/氮气超声速气流作用下二元发动机的壁面压力、吸收光谱峰值吸收率、轴向力等数据,并利用纹影观测到了进气道唇口与燃烧室部位的波系特征.多次试验所得的壁面压力、峰值吸收率、轴向力随时间变化曲线均存在2 ms以上的平台,表明二元发动机建立了准定常流动.冷热态及氮气对照组对应的壁面压力分布、峰值吸收率、轴向力等数据呈现出了明显不同,且二者规律近似一致,一方面说明所建立的模拟流场、燃烧诊断技术、发动机推阻测量技术是有效的,另一方面也表明二元发动机实现了点火燃烧、获得有效热功转换,为后续相关研究奠定了良好的基础.      

TDLAS技术测量燃烧流场温度研究

介绍了TDLAS技术用于燃烧流场诊断的基本原理,比较了直接吸收法与二次谐波法两种测量方法的优缺点,并对TDLAS技术路径积分测量特性进行了分析.基于单台二极管激光器分别建立了两种方法的TDLAS测量系统,直接吸收法测量重复频率为10 kHz,获得了瞬态高温超声速流场温度随时间演化结果;二次谐波法测量重复频率为250 Hz,实现了超燃冲压模拟燃烧室温度的在线测量.对于标定燃烧炉甲烷/空气预混火焰,测量系统在1750 K时温度A类标准不确定度优于0.7%.     

基于CARS技术的超燃冲压发动机点火过程温度测量

相干anti-Stokes Raman散射（coherent anti-Stokes Raman scattering,CARS）技术作为一种非接触测量手段,已广泛应用于多种发动机模型燃烧室温度测量及地面试验.然而,目前的工作主要集中在稳态燃烧场温度的测量,缺乏用高分辨率的单脉冲来测量瞬变的燃烧火焰温度及组分浓度的研究.基于CARS理论,结合多参数拟合算法,开发了基于MATLAB的CARS光谱计算和拟合程序CARSCF;利用McKenna平面火焰炉在不同工况下进行了温度测量,并与DLR测量结果进行对比,结果显示开发的CARSCF具有较高的测量重复性和准确性;最后将CARS技术应用于测量超燃冲压发动机点火过程中的温度测量,获取了点火过程中的温度.结果显示,在来流Mach数为3的条件下,H₂/air点火过程中温度呈现急剧上升然后缓慢下降,而CARS信号则呈现急剧上升然后急剧下降随后又缓慢上升的趋势,并且在点火过程中最高温度为1 511 K.      

基于TDLAS技术的煤油燃烧温度与组分分布检测

可调谐二极管激光吸收光谱(TDLAS)技术以其实时在线、高灵敏度、高分辨率等优势在燃烧诊断中发挥着越来越重要的作用。本文采用中心波长在1877 nm的近红外DFB激光器,首次采用波数分别为5329.050 cm~(-1)和5329.521 cm~(-1)的高温谱线对,分析了谱线参数特性,并利用直接吸收的方法首先在实验室平面火焰炉较稳定的燃烧工况条件下验证了所选谱线和方法的准确性,随后在模型燃烧室航空煤油燃烧环境中,对贫燃条件下不同燃烧工况的温度和水组分含量进行了多点分布式测量,获得燃烧室不同区域的温度和水含量变化规律。测量结果表明,沿着气流轴向方向,燃烧室温度和水含量逐渐降低,沿径向方向分布均匀;在回流火焰区内的温度和水量变化较为缓慢;从火焰区转换到燃气区,温度有明显的下降.     

湍流旋流燃烧与NO_x生成的实验测量

本文设计了采用分级进风方式的旋流燃烧室,建立了湍流旋流燃烧热态实验装置系统。对分级进风旋流燃烧室内的湍流燃烧与NO_x生成进行了实验测量,获得了在不同的分级进风流量比率即二次风率下燃烧室内气体温度和O₂.CO₂、CO与NO浓度的分布。     

用于气轮机的光学温度传感器

<正> 研制的传感器可用于测量气轮发动机中的高达1700℃的温度。因恶劣的温度、压力和振动环境,精确地测量气轮发动机中的温度是困难的,测量气轮发动机燃烧室释放出的气体温度之所以特别困难,是因为气体的主要成分是由矿物燃料燃烧的热的活性化学物组成。现用的光学温度计中的敏感元件(DILS.NBC)是一块薄片单晶蓝宝石,用一个有涂层的尖头形成一个黑色空腔,当浸入气流中时,     

PLIF法定量测量甲烷-空气火焰二维温度场分布

利用平面激光诱导荧光(PLIF)技术,通过选择适合的OH自由基激励线,定量测量了甲烷-空气燃烧火焰的二维温度场分布。给出炉面中心上方火焰温度随离炉面高度的变化和距炉面12 mm高处沿炉面水平方向变化的实验测量结果并进行了讨论与分析。与利用相干反斯托克斯喇曼散射（CARS）技术进行测温的实验结果相比,该测量的相对不确定度优于5％。     

发动机燃烧室数值计算

1引言为了研制或改进发动机燃烧室的设计；了解燃烧室内各气流参数分布对燃烧过程的影响是很有必要的。本文采用数值计算方法模拟涡喷发动机燃烧室内流场和壁温。本文计算的是发动机燃烧室火焰筒流场，所计算的实际几何形状较为复杂，如图1所示，入口处有倾斜壁面，在轴线方向有6排径向孔和6排轴向气膜隙缝槽；火焰筒进口处旋流器叶片安装角为74”，在旋流器内装有一个喷雾角为95”的喷咀。在计算过程中，由于径向小孔不对称，所以计算园周方向为360”园形截面。考虑到火焰筒实际形状，在计算时分前后二段；前段是联管火焰筒部分按三维两相…     

低速燃烧系统的稳态工况的模化法则

本文是以燃烧过程的动力机理和燃烧系统的相似理论为基础,结合发动机的几种典型燃烧情况来研究低速燃烧系统稳态工况的模化法则。燃烧系统的相似与模化法则不仅与燃烧室的几何因素、燃料因素有关,而且还与燃烧的过程因素及发动机的工况有关。本文重点讨论了雾滴喷燃系统的相似与模化问题。作者推荐出临界吹熄条件下的主模化准则以及这些条件下的工况参数关系式。     

基于PDF-LES模型的凹腔支板火焰稳定器模拟

航空发动机加力燃烧室有进口气体温度高、速度高、湍流度大的特点,是极为典型的湍流与燃烧相互耦合的工况。大涡模拟(LES)兼具高精度与合理计算量两个特点,概率密度函数模型(PDF)适用于湍流与复杂化学反应相互耦合的问题。本文在基于PDF-LES的Aero Engine Combustor Simulation Code(AECSC)程序基础上,对凹腔支板火焰稳定器进行数值模拟。使用气相版本对有无凹腔支板结构分别进行三个速度入口条件下的甲烷湍流燃烧模拟,并用两相版本对带凹腔支板结构进行设计工况下煤油喷雾的模拟。结果表明:凹腔结构的火焰稳定性要优于无凹腔结构;凹腔支板结构对于液相燃料的控制能力较气相更强。