多点喷射燃烧室冷态流场特性研究

首先用可实现κ-ε湍流模型(RKE)和雷诺应力湍流模型(RSM)对双径向旋流杯下游流场进行数值模拟,并将计算结果与实验值对比.结果显示,在大部分区域计算值与实验值比较一致,RKE模型和RSM模型的最大误差分别为5%和3%,RKE模型可以用于旋流杯燃烧室计算.此后,用RKE模型对单头部燃烧室和多点喷射燃烧室的流场进行数值模拟.对于同样的燃烧室衬套结构,多点喷射燃烧室旋流器出口附近每个旋流器都有各自的回流区,并在下游逐渐融合,在主燃孔附近多点喷射燃烧室和单头部燃烧室的回流区结构类似.对于同样的多点喷射燃烧室头部,没有主燃孔时,回流区在原主燃孔位置前结束,有主燃孔时,单个的回流区在主燃孔附近又形成新的回流区.     

小型航空发动机燃烧室设计软件包的工程应用

1引言小型航空发动机燃烧室设计软件包由燃烧室大量成熟的经验设计关系和多维气动热力分析软件组成，其中经验关系用于燃烧室初始方案设计，多维气动热力分析软件对燃烧室流场和性能进行全面分析，用于燃烧室详细设计。它的优越性在于能将经验设计的可靠性和多维数值分析的先进性结合起来，从而优化燃烧室的设计，缩短燃烧室研制周期。在文献出中介绍了软件包的开发过程和技术内容，本文着重举例介绍软件包对两台回流燃烧室进行气动性能分析和工程设计的情况，由此可以看到软件包对燃烧室设计的重要指导作用。2软件包的组成和功能软件包由六…     

加力燃烧室热态流场的大涡模拟

本文采用k方程亚网格尺度模型对带V形槽稳定器模型加力燃烧室紊流化学反应流进行大涡模拟的研究,采用亚网格EBU燃烧模型估算化学反应速率,用热通量辐射模型估算辐射通量。数值计算表明,在稳定器后面开始在短时间内出现涡的交替脱落和逐渐消失过程,然后形成稳定的回流区,数值计算结果与实验比较吻合,表明可用大涡模拟研究实际燃烧室瞬态燃烧流场。     

双侧进气突扩燃烧室内液雾燃烧的数值模拟

本文采用全双流体模型对部分切向进气管式双侧进气突扩燃烧室内的液雾燃烧过程进行了数值模拟，将液雾群按初始尺寸分组，数值模拟结果表明不同尺寸液雾的蒸发及燃烧过程显著不同，小尺寸的液雾是先蒸发后燃烧，而较大尺寸的液雾则是边蒸发边燃烧．模拟结果还表明，部分切向进气方式有利于在燃烧室的头部产生大面积的中心回流区，该回流区的存在有利于加强混合及火焰稳定．     

贴体坐标系下模型加力室的大涡模拟

本文利用贴体网格对带V形槽稳定器模型加力燃烧室素流化学反应流流动进行大涡模拟的研究。采用区域法生成模型加力燃烧室的二维贴体网格,并采用多区域耦合法进行区域之间的数据传递,求解加力室整体流场。采用k方程亚网格尺度模型和亚网格EBU燃烧模型分别估算其亚网格紊流粘性和化学反应速率,用热通量辐射模型估算辐射通量,并用交错网格下SIMPLE算法和混合差分格式求解离散方程,壁面函数处理固壁边界条件。计算结果显示了稳定器后面的回流区气流结构,所得的热态流场模拟结果与实验比较吻合,表明采用贴体网格对模型加力燃烧室进行大涡模拟能真实反映流体流动及燃烧过程。     

DF激光器燃烧室反应流场的一种新的计算求解方法

 使用了一种新的方法来计算燃烧驱动DF激光器燃烧室多组分化学反应流场。首先引入了元素的分布方程,然后根据化学平衡的热力计算方法求解每一位置的组分及温度。这样,在计算低速流场时,就避免了处理化学反应源项引起的数值计算过程中的方程刚性问题,也减少了组分方程的数量。结果显示,这种燃烧室的注氦方式能够在一定程度上冷却燃烧室壁面。     

进口条件对超燃冲压发动机氢气燃烧流场特性的影响分析

对不同进口条件下的超燃冲压发动机燃烧室内氢气喷流超声速燃烧流动特性进行了数值模拟与分析.宽范围超燃冲压发动机是吸气式高超声速飞行器推进系统设计中的热点问题之一,受实验设备硬件条件及实验技术限制,数值模拟技术仍然是超燃冲压发动机燃烧室内燃气燃烧特性及流场特性的主要研究手段.采用基于混合网格技术的多组元N-S方程有限体积方法求解器,在不同进口Mach数及压强条件下,对带楔板/凹腔结构的燃烧室模型氢气喷流燃烧流场进行了数值模拟,对比分析了氢气喷流穿透深度、喷口前后回流区结构、掺混效率及燃烧效率等流场结构与典型流场参数的变化特性及影响规律.研究成果可为宽范围超燃冲压发动机喷流燃烧流动特性分析提供参考.      

三股互击式喷注器及燃烧室流场的数值模拟

结合旋涡耗散模型及Arrhenius化学反应速率系数来描述燃烧室内的化学反应, 对三股互击式喷注器及燃烧室的冷流场及有反应流场进行了三维的数值模拟研究. 引入螺旋度及混合长度参量分析了三股互击式喷注器的混合机理和混合效果, 获取了燃烧室的关键特征参数, 如总温、总温的空间分布、气流在燃烧室内的驻留时间等. 对燃料组合分别采用F-O-F, O-F-O的喷注器及燃烧室的流场特性进行了比较分析. 对于一定的燃料配比和燃烧室特征长度, 燃料组合采用O-F-O时, 在燃烧室出口的F₂解离度比F-O-F要高出13.5%. 实验证实激光器出光功率提升了17%.     

吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化内外流非定常耦合方法

基于吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化的气动布局设计方式,文章提出了一种内外流一体化流场的耦合求解方法,其中燃烧室内流场采用考虑有限速率化学反应动力学模型的一维非稳态方法求解,进气道和尾喷管外流场采用二维CFD软件计算,进气道与燃烧室在耦合界面处通过一维平均方法实现静温、静压和Mach数等参数传递.并分别以日本国家航空与航天实验室（NAL）的氢燃料燃烧室模型作为内流场验证算例,以某典型高超声速飞行器一体化模型作为内外耦合流场验证算例.研究结果表明:有限速率化学反应准一维方法能较为准确地模拟燃烧室内燃烧流场,提出的内外流场耦合方法能够有效地计算出内外流耦合效应,计算后体压力分布与理论值较接近.该方法可为超燃冲压发动机的性能快速分析和吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化的初步分析设计提供重要参考.      

限制域对中心分级燃烧室出口温度分布的影响

为了研究中心分级燃烧室的气动热力特性以及火焰筒限制域对出口温度分布的影响,在三头部燃烧室中进行了流场、油雾场、组分场测试,并在高温高压下测量了不同火焰筒限制域的出口温度.实验结果显示,限制域的缩短会增加出口热斑面积和OTDF.借助数值模拟得出限制域减小使已燃回流产物的稀释作用减弱,预燃级附近产生更高的局部高温.同时其更...     

整装式含能液体燃烧推进实验研究及数值模拟

设计了小口径整装式液体发射药燃烧推进模拟装置,采用多级渐扩型燃烧室,研究了整装式液体发射药燃烧稳定性控制问题.研究结果表明:四级渐扩型燃烧室p-t曲线的一致性较好,燃烧过程稳定.在实验基础上建立了整装式液体发射药燃烧推进的内弹道简化模型,数值模拟结果与实测结果吻合较好.     

S809风力机专用翼型低雷诺数气动特性实验研究

采用表面压力测量系统,在小型回流式低速风洞中开展了S809风力机专用翼型的低雷诺数(Re5×10~5)气动特性实验研究,获得了自由和固定转捩条件下不同雷诺数的压差升、阻力和表面压力分布特性。将为小型风力机叶片设计及相关研究提供数据支撑,并填补了该翼型低雷诺数气动特性数据的空白。     

单头部双级旋流器燃烧室流场PIV测量

利用粒子图像测速(PIV)测量技术对单头部双级旋流器燃烧室紊流流场进行了测量,试验研究主燃孔射流与旋流器旋转射流之间相互作用,结果表明:不同旋流器几何参数(如:叶片安装角)和主燃孔布置对轴向和径向气流速度分布及回流区结构的影响都较大,为了得到一个满意的气动特性和中心回流区,选择合理的主燃孔布局比旋流数更为重要.     

水煤浆应用于燃气轮机燃烧室的试验研究

一、燃气轮机型燃烧室中烧水煤浆试验1984年中国科学院建立了燃气轮机型燃烧室中烧水煤浆的试验台。 开始简单地把涡喷5航空发动机的燃烧室仅仅在空气分配上作了改进。将头部小孔、二次进风和气膜冷却孔以及四排径向二次进风堵掉,目的是为了保证燃烧室头部有一个较高温度的长回流区,便于水煤浆雾炬着火燃烧。由于燃料改用了水煤浆,喷嘴就由压力离心喷嘴改为内     

DLN燃烧室的低频燃烧振荡现象研究

本文实验观测到一种微型燃气轮机的DLN燃烧室工作在预混模式时存在低频燃烧振荡现象,其振荡频率为1～2 Hz。采用数值模拟方法探讨了该低频振荡的形成原因。燃烧室流场的数值模拟结果再现了该低频振荡现象,结果表明,产生该低频振荡的原因为进入燃烧室之前的腔体内存在周期性回流,诱发了该低频振荡。通过修改结构,可有效消除该低频振荡,这进一步印证了该低频振荡产生的原因。本文实验观测到的低频燃烧振荡现象在以往文献中未见报道,本文工作对于理解燃烧振荡的成因及DLN燃烧室的设计有重要意义。     

焠熄孔排布对RQL燃烧室流场影响的PIV实验研究

针对三头部直列式RQL(富油/焠熄/贫油)模型燃烧室,利用PIV激光可视化技术,分析了三种不同焠熄孔布置形式对燃烧室内冷态流场的影响。实验结果表明:随着动量通量比增大,焠熄孔中心截面射流深度逐渐增大,并在焠熄孔上游形成旋涡结构,且旋涡中心逐渐向上游移动;不同焠熄结构在同一截面回流区形状受横向射流推挤的影响而存在差异,焠熄孔下游2D位置轴向速度大小及沿竖直方向分布受焠熄结构的影响不同。     

离心压气机混合回流机匣处理的数值研究

机匣处理是一种较早被研究和成功运用的压气机被动扩稳技术。传统机匣处理研究一般针对叶轮部件,本文针对叶轮和扩压器提出了混合回流式机匣处理,采用数值模拟的方法,研究了混合回流式机匣处理的扩稳效果和扩稳机理。研究结果表明:较为理想的混合回流式机匣处理方案可以提高9.4%的失速裕度,设计点效率下降1.7%。混合回流式机匣处理对叶轮主叶片前缘、扩压器叶片前缘以及扩压器叶片尾缘的气流改善是实现扩稳的主要原因。     

广义Zakharov-Kuznetsov方程的对称及精确解

利用改进的直接方法给出了一类广义Zakharov-Kuznetsov方程ut auux bu2ux cuxxx duxyy=0新显式解与旧显式解之间的关系,并且得到了该方程的对称.这些对称推广了已有文献中应用Steinberg s相似方法获得的结果.利用广义Zakharov-Kuznetsov方程新旧显式解之间的关系,本文在已有显式解的基础上给出了方程新的显式解.这些解对于研究某些复杂的物理现象,以及验证数值求解法则的可行性有重要的意义.     

无阻尼单摆运动微分方程的反正切分式变换精确解

无阻尼单摆运动微分方程是一种具有物理背景的非线性常微分方程,研究其精确解和解法是非线性科学中的一个重要内容.在F展开法的基础上,应用反正切分式变换正弦函数方法,并引入Riccati辅助方程,得到了4种无阻尼单摆方程精确解的结果.达到了丰富此类方程求解技巧和精确解的目的.总结得出此类方程应用反正切分式变换方法具有一定普适性的结论.     

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.