单头部模型燃烧室滑动弧等离子体点火数值仿真研究

针对航空发动机燃烧室内滑动弧等离子体点火的特性,采用数值模拟的方法对航空发动机单头部模型燃烧室进行滑动弧等离子体点火研究,将滑动弧等离子体简化为动态热源,并将滑动弧等离子体点火与电火花点火对比,归纳2种点火方式下燃烧室点火过程中温度分布与火焰演化的规律,总结滑动弧等离子体点火的特性。计算结果表明,电火花点火和滑动弧等离子体点火2种点火方式所能达到的平均温度峰值基本相同。在滑动弧等离子体点火过程中,放电功率为200 W、空气流量为25 m^(3)/h条件下,余气系数为1时,着火延迟时间为224.6 ms;余气系数为2时,着火延迟时间为324.9 ms;余气系数为4时,着火延迟时间为878.7 ms。另外,在放电功率为200 W、余气系数为1的条件下,当空气流量为15 m^(3)/h时,着火延迟时间为194.8 ms;空气流量为35 m^(3)/h时,着火延迟时间为298.9 ms。结果表明着火延迟时间随着余气系数、空气流量的增大而增长。

反向和同向旋流滑动弧等离子体点火助燃头部的燃烧特性

非平衡态等离子体点火助燃技术是新型的燃烧调控技术.面对航空发动机燃烧室稳定燃烧的迫切需求,为发挥滑动弧等离子体技术在改善雾化、提高燃烧效率等方面的优势,搭建了航空发动机燃烧室实验平台,并开展了不同旋流方向下滑动弧放电等离子体的燃烧特性实验.实验通过采集燃烧过程OH^(*)化学发光强度图像,着重分析了不同旋流方向滑动弧等离子体对燃烧室燃烧强度、温度分布以及燃烧效率的影响.研究表明,施加等离子体助燃后,燃烧室内的平均已燃区相对强度明显提升,且反向旋流等离子体助燃的提升效果更加明显;反向旋流滑动弧助燃的径向温度分布相较于同向旋流滑动弧助燃均匀性提升,当余气系数为2.0时,反向旋流等离子体助燃的径向温度分布系数为0.3022,同向旋流等离子体助燃的径向温度分布系数为0.3223;反向旋流滑动弧助燃的燃烧效率高于同向旋流滑动弧放电的燃烧效率,当余气系数为2.0时,反向旋流等离子体助燃的燃烧效率为89.56%,同向旋流等离子体助燃的燃烧效率为83.41%.

滑动弧等离子体激励对旋流燃烧室节油熄火特性的影响

针对航空发动机燃烧室在快速节油条件下扩稳防熄的迫切需求,为验证等离子体助燃(PAC)技术在拓宽动态熄火边界等方面的显著优势,建立了快速节油单头部旋流燃烧实验平台,并开展了滑动弧等离子体基于快速节油条件下的熄火特性研究。实验通过采集快速节油燃烧过程中OH*化学自发光信号,分析燃烧室熄火演化过程,对比研究了不同节油速率和流量下滑动弧等离子体激励对熄火特性的影响。研究表明,在动态节油下熄火边界明显小于准稳态条件下的熄火边界,随动态节油和进气流量的增大,熄火边界变窄;施加PAC后,助燃效果显著,节油条件下的贫油熄火油气比明显降低,尤其在较大节油速率和流量下仍能维持稳定燃烧。进气流量为15 m^(3)/h、节油速率为0.09/s时边界拓宽最大,由0.064拓宽到0.052,拓宽程度达到23%。

燃烧室头部激励的等离子体强化燃烧特性实验研究

等离子体助燃是一种新型的强化燃烧技术。因此本文创新性地研制了基于旋转滑动弧等离子体的强化燃烧头部,建立了航空发动机三头部燃烧室实验件的等离子体助燃实验平台,验证了该等离子体强化燃烧技术应用于型号发动机燃烧室的可行性。实验研究等离子体助燃在不同余气系数和不同输入电压条件下对平均出口温度、燃烧效率、温度分布系数以及熄火边界的影响。实验结果表明,与正常燃烧相比,施加等离子体助燃后的燃烧效率有明显的提高,在输入电压U_(0)=240V,余气系数α=0.8的工况下,等离子体助燃的燃烧效率提高3.24%。实施等离子体助燃后,燃烧室出口温度分布场分布得到明显的改善,在α=0.8的富油工况下,出口温度分布系数减少39.8%。等离子体助燃输入电压越高,熄火边界扩展程度越明显,相比于正常工况条件下,施加等离子体助燃后,输入电压为240V时的熄火边界扩宽了7.34%。

高气压下交流旋转滑动弧放电特性实验研究

本文针对恶劣条件下滑动弧等离子体放电稳定性问题,搭建了高气压交流旋转滑动弧放电实验系统,开展了高气压下交流旋转滑动弧放电特性实验,并对其放电特性、电弧运动特性、光谱特性进行了分析.研究结果表明:随着介质气体压力的升高,滑动弧放电的电压、电流、能量均呈现增大趋势,当介质气体压力升高到0.52 MPa时,滑动弧放电的能量从常压下的84.74 J增大到147.13 J;且随着介质气体压力的升高,电弧的击穿频率并不是单调变化,而是在0.2 MPa时达到最大为26.55 kHz;高气压下电弧运动过程中会出现“弧道骤变”现象;随着介质气体压力的升高,滑动弧放电的整体光谱发射强度呈现变强趋势;通过两谱线法对滑动弧放电的电子激发温度进行了计算,常压下滑动弧放电的电子激发温度为0.8153 eV,随着介质气体压力的升高,电子激发温度呈现升高趋势,当介质气体压力达到0.4 MPa时,滑动弧放电的电子激发温度升高至5.3165 eV.

表面浸润性对霜层生长过程影响的实验研究

本文通过表面喷枪喷涂和恒温烘箱烘烤相结合的方法在铜片表面制作了两种接触角的疏水表面。水浴疏水表面的接触角最高可达145°。搭建显微可视化平台观察了不同接触角冷表面上水珠的形成、冻结和霜晶的生长过程,并与普通冷表面进行了对比,结果表明,超疏水表面显著延迟了冷表面霜层的出现时间,而且结霜后仍可有效抑制霜层的生长。最后从霜层生成机理和相变动力学角度分析了疏水表面延迟水珠冻结时间和抑制霜层生长的原因。

滑动弧放电等离子体激励的值班火焰头部放电特性实验

滑动弧放电等离子体在拓宽燃烧室点熄火边界、缩短点火延迟时间、提高燃烧效率等方面具有显著优势。在已有燃油裂解头部的基础上,优化滑动弧放电位置,创新地研制了基于滑动弧放电等离子体激励的燃烧室值班火焰头部,并对其放电特性开展了实验研究,着重分析了不同空气流量和输入电压对电弧动态特性、滑动模式、平均击穿电压、平均功率、平均旋转角速度的影响。结果表明:提出的方案能在文氏管与燃油喷嘴之间形成稳定的旋转滑动弧放电区域,同时存在两种不同的放电模式,即steady arc gliding(A-G)模式和breakdown gliding(B-G)模式,受空气流量和输入电压的显著影响,当空气流量小于200L/min时,在140~240V的输入电压下,主要以A-G模式放电,随着空气流量的增加向B-G模式发展,而随着输入电压的增加,A-G模式占比逐渐增大;放电平均击穿电压、旋转角速度随着输入电压的增加或空气流量的减小而减小,但平均功率随输入电压的增大而增大。

基于温度敏感性的正癸烷燃烧机理简化

利用CHEMKIN软件的Closed Internal Combustion Engine Simulation模型,通过对正癸烷详细机理的计算结果进行温度敏感性分析,提取出正癸烷燃烧机理的骨干机理,再综合反应速率与反应产物对该机理进行进一步的优化,最终得到一套包含41种组分、53个基元反应的正癸烷简化机理。根据该简化机理关于温度和部分产物与曲轴转角数据的验证,得到该简化机理和原始机理在各方面均有较好的吻合性。

机场油库作业自动化模拟系统

随着科学技术和计算机技术的高速发展,仿真模拟技术和计算机控制的自动化水平大幅度提高,并且广泛地运用到了生产和实践当中,有效地提高了生产作业的安全性和便捷性。油库的主要作业对象为易燃易爆的原油,成品油,其生产系统工艺流程复杂,误操作后果严重。而机场油库和传统油库又有所不同,其对油品的质量要求和生产过程中的员工操作要求更高,航空油品对于飞行安全的重要性不言而喻。

滑动弧等离子体点火助燃头部激励对燃烧室点熄火特性的影响

基于旋转滑动弧等离子体技术,研制了与某型航空发动机适配的点火助燃头部,并在三头部燃烧室实验平台的基础上开展了点熄火特性实验研究,通过分析旋转滑动弧等离子体点火助燃头部激励对燃烧室着火过程、点火边界以及熄火边界的影响规律,初步验证了该技术拓展燃烧室点熄火性能的可行性。结果表明:旋转滑动弧等离子体激励可以显著拓宽点熄火边界,缩短着火延迟时间。相比于常规点火器,在余气系数为2,输入电压为200 V时,着火延迟时间缩短49.2%;输入电压为200 V时,贫油点火边界拓宽18.2%;输入电压为240 V时,熄火边界拓宽7.41%。

基于滑动弧的航空发动机燃烧室头部喷雾特性

发明了航空发动机燃烧室滑动弧等离子体燃油裂解头部,并开展了燃油喷雾性能实验,实验研究了不同放电电压下滑动弧等离子体对燃油喷雾性能的影响规律。结果表明,实施滑动弧等离子体燃油裂解之后,初次雾化的燃油在高温电子的碰撞下高碳链的燃油分子被打断成低碳链的小分子,燃油的黏性力降低,雾化性能得到提升。随着放电电压的升高,燃油喷雾的雾化锥角增大,SMD平均值减小,不均匀系数下降,燃油喷雾的均匀性得到明显的改善。当入口空气流量为20m^(3)/h,余气系数为0.6时,未施加等离子体的燃油喷雾的雾化锥角为43°,SMD平均值为93.545 6μm,不均匀系数为0.304,当放电电压达到200V时,燃油喷雾的雾化锥角增大到75°,SMD平均值减小为89.690 6μm,不均匀系数下降到0.233。