回流区稳定燃烧的近熄火特性理论分析

基于火焰稳定在回流区剪切层中的假设,建立了预混火焰近贫燃熄火极限特性的理论分析模型.一旦火焰稳定在剪切层中,由于剪切层同时从两侧卷吸流体,所以进入火焰的流体将是自由流与回流区流体的混合物.如果是贫燃火焰,回流区流体由燃烧产物和多余的氧化剂组成而没有燃料,因此进入剪切层火焰的混合物当量比将低于自由流的当量比.如此一来,即使自由来流是可燃的,剪切层中混合物的当量比也可能超出可燃极限.分析表明,对于回流区稳定的贫燃火焰,进入剪切层火焰的混合物有效当量比将低于自由来流的当量比.根据理论分析建立了近贫燃熄火极限的回流区稳定燃烧模式图,其中涉及4个参数:自由来流当量比、剪切层卷吸比、吹熄极限和再点火极限.分析揭示出4种可能的燃烧模式:超稳定火焰、亚稳定火焰、振荡火焰和熄火.特别地,在参数空间发现了一个振荡区,它可能为近吹熄火焰引入一种新的固有不稳定性机制.在这种机制中,剪切层中的当量比振荡实际上是由燃烧过程本身驱动的,因为火焰的位置/振荡影响着进入回流区的流体成分进而影响剪切层中的当量比.因此,当量比振荡与燃烧过程之间的反馈循环由于周期性的火焰吹熄和闪回/再稳定而得以封闭.

平均载荷系数0.5一级的双模式压气机设计研究与验证

为全面提升压气机的研制能力,本文对平均载荷系数0.5一级的带单双外涵两种模式(双模式)核心驱动风扇的四级压气机开展了设计技术研究与验证。针对其平均级载荷系数高、两个模式性能变化大等特点,开展了双模式高负荷压气机设计、低损失大流量范围导叶设计以及低损失大攻角范围可调静子设计等技术研究工作,并在此基础上完成双模式核心驱动风扇与四级压气机的设计,开展0.8~1.0相对转速的三维特性分析,全面研究单双外涵两种模式下各级的匹配情况。试验结果表明:单双外涵两种模式下,压气机流量、压比、效率达到设计指标。单外涵模式1.0相对转速,最高效率0.874,双外涵模式0.924相对转速,最高效率0.87,两种模式下压气机流量调节范围达到31.4%。各级匹配良好,突破了双模式核心驱动风扇与压气机一体化匹配设计和平均载荷系数0.5一级的高负荷压缩部件设计等关键技术,为下一代发动机的核心压缩部件设计奠定了基础。

一体化加力燃烧室热态流场与特性数值研究

为满足新一代航空发动机的高推重比需求,提出一种支板与混合器一体化加力燃烧室方案,采用数值仿真方法,对比分析进口马赫数Ma (0.3~0.45),涵道比B (0.25~0.37)和不同飞行高度H(0~20 km)对加力燃烧室热态流场特性的影响。研究表明:在研究参数范围内,进口马赫数增大,壁式稳定器回流区及下游区域的燃气温度受到影响,区域内燃气温度逐渐升高,沿程径向温度不均匀性逐渐减小,总压损失增大,燃烧效率逐渐下降,但出口燃烧效率仍基本高于0.90;进口涵道比B增大,壁式稳定器下游及中心锥轴线位置的燃气温度开始下降,沿程燃气总压损失增大,燃烧效率随之升高,B从0.25增大至0.28时,燃烧效率提升较大,继续增大涵道比,燃烧效率提升较少;随着飞行高度升高,整体燃烧效率逐渐下降,在0 km和11 km飞行高度之间燃烧效率下降较少,而在20 km飞行高度时燃烧效率下降相对明显。

双涡控径向分级燃烧室流场特性

针对新设计的一种双涡控径向分级燃烧室流场特性,采用粒子图像测速仪试验的方式,获得不同压降(1.5%~5.5%)下该型燃烧室不同展向截面和流向截面上流场结构、流线、流速分布和回流区特性。试验结果表明,燃烧室在凹腔内形成了耦合展向涡与流向涡的三维涡系;主燃级旋流器后外旋螺旋流场与中心回流区共同构成三维涡球结构;凹腔与主燃级流场在主燃孔进气作用下相互耦合。随着压降变化,燃烧室冷态流场存在2种流态,压降小于3.5%时,旋流器旋转气流明显强于凹腔气流,凹腔气流被压至外壁流出,与主流掺混较为困难,在火焰筒下游与主流相互作用;压降大于3.5%时,旋流器旋转气流减弱,凹腔气流一同与旋转气流流出并相互作用,凹腔气流往主流掺混相对较为容易。

圆环形燃烧室两相混气旋转爆震波传播过程实验研究

为分析不同燃烧室结构和来流工况对两相混气旋转爆震波传播过程的影响,在圆环形燃烧室内进行了实验研究。获得了不同来流总温T、燃烧室出口堵塞比β以及混气当量比φ对旋转爆震波传播特性的影响,并对典型工况下圆环形燃烧室内旋转爆震波传播频率和切向热声耦合燃烧固有频率进行了计算。结果表明,燃烧室出口堵塞比变小时有利于旋转爆震波的稳定;旋转爆震波传播速度随来流总温和当量比的提高而增加;在两相混气中获得了一种传播速度大幅低于C-J理论值的低速爆震波。

基于LES的射流火焰湍流辐射交互作用研究

在大涡模拟中,研究了亚格子湍流辐射交互作用(SGS-TRI)对Sandia Flame D和Flame 4D(Scaled Sandia flame D)辐射源项的影响。模拟中,采用概率密度函数输运方程(TPDF)湍流燃烧模型模拟湍流燃烧过程,球谐函数(P1近似)法、灰气体加权和模型(WSGGM)模拟辐射换热。采用湍流涡团光学薄脉动近似(OTFA)处理滤波吸收项,分别采用考虑和忽略SGS-TRI的方法求解滤波发射项。结果显示,SGS-TRI仅在辐射源项本身数值较小的区域对时均辐射源项有相对较大的影响(最大为25%);考虑和忽略SGS-TRI计算得到的时均温度以及CO_(2)浓度等径向分布基本重合(相对差别小于3%)。因此,亚格子湍流辐射交互作用对无碳烟湍流射流火焰(Flame D和Flame 4D)的影响较小。

正癸烷/空气旋转爆轰波形成与传播数值模拟

针对气液两相旋转爆轰波形成与传播问题,本文以液态正癸烷为燃料,采用欧拉-拉格朗日方法,通过三维数值模拟给出了两相旋转爆轰波的形成演变特点和自持传播机理。研究结果表明:在起爆阶段,通过调控初始燃料分布能够获得强度不同的爆轰波和压力波;在对撞阶段,爆轰波与压力波共发生4次对撞,由于缺乏燃料供给,压力波逐渐衰减并消失,爆轰波以单波模态传播;在稳定传播阶段,未燃燃料在三叉点处聚集形成未反应气流区并诱导产生局部爆炸。未反应气流区的周期性出现和局部爆炸是两相爆轰波自持传播的重要影响因素。

基于预训练模型的中心分级燃烧室燃烧振荡 预报方法

为促进实现燃气轮机燃烧室中的燃烧振荡预报,提出一种结合预训练和迁移学习的研究思路。在预训练阶段,开展短火焰筒和长火焰筒下两类火焰图像的对比学习以完成编码器的自监督预训练。在迁移阶段,除了对特征编码构建线性分类器的直接迁移,本文还提出将工况参数作为先验条件的贝叶斯迁移学习。结果表明,在两种迁移学习方式下预训练模型相比传统监督学习模型具有4.6%左右的性能提升。同时基于贝叶斯推断的迁移学习相比直接迁移鲁棒性更好。通过主成分分析和分层聚类,验证预训练模型能够提取火焰图像更为通用的热声特征。

燃料分级对贫预混多喷嘴燃烧器火焰动态响应特性影响的实验研究

贫预混多喷嘴燃料分级技术可以有效降低局部热负荷,从而降低NOx排放并拓宽工况范围,是现代重型燃气轮机低排放燃烧室的主要燃烧方式。本文开展了燃料分级及当量比变化对贫预混多喷嘴燃烧火焰动态响应的影响研究。利用扬声器产生火焰的受迫振荡,利用压力脉动传感器与光电倍增管完成了多喷嘴火焰响应特性的试验分析。试验表明,燃烧室内压力波动与热释放率波动随扰动频率同步变化。当量比低于0.53时,多喷嘴火焰传递函数呈现单峰的特征。当量比大于0.64时,多喷嘴火焰传递函数呈现双峰特征,且火焰响应增强。延迟时间τ随着当量比的增大而减小。燃料分级将使得火焰动态响应特征频率发生偏移。增加喷嘴数量使得火焰传递函数幅值上升,火焰响应增强,峰值频率增大,延迟时间偏短。对于采用多喷嘴燃料分级技术的燃烧室,负荷上升将导致火焰趋于不稳定。

脉冲爆震外涵加力涡扇发动机总体性能研究

为研究外涵装有脉冲爆震燃烧室(PDC)的混合排气涡扇发动机性能,建立其性能模型。研究了隔离段总压恢复系数和外涵循环参数对PDC特性和整机性能的影响;分析了发动机性能参数对部件参数的敏感性;在相同设计循环参数下与传统加力涡扇发动机性能进行了对比。结果表明:提高隔离段总压恢复系数能够增大PDC增压比,提升发动机性能;风扇压比一定,涵道比增大,发动机耗油率和单位推力增大;风扇压比增大,涵道比在0.2~0.4时,单位推力先增大后减小,涵道比在0.4~0.5时,单位推力先增大后基本不变,涵道比在0.5~0.9时,单位推力一直增大,但增幅逐渐减小。不同涵道比下耗油率随风扇压比增大一直减小;发动机性能对直接影响外涵气流状态参数的部件参数敏感性高;由于PDC的增压特性,脉冲爆震外涵加力发动机仅利用外涵部分气流组织燃烧就可使单位推力与传统加力涡扇发动机相当,且耗油率在设计点降低27.7%,非设计点降低12.8%~26.8%。

燃烧室前缘扩张角对旋转爆震冲压发动机的影响

针对圆柱形隔离段-燃烧室构型的旋转爆震冲压发动机,开展了总温为860 K、马赫数为2的来流条件下的直连式试验,探讨了燃烧室前缘扩张角(θ=30°,45°,60°,90°)对爆震波传播特性、工况范围及压力分布的影响。结果表明:当燃烧室前缘扩张角为90°时,燃烧模态均为爆燃燃烧;随着扩张角的减小,燃烧模态将会向锯齿波和混合模态(包含单波阶段)转换。当燃烧室前缘扩张角为30°时,旋转爆震的自持工况范围最宽且燃烧室压力最高;同时,随着燃烧室前缘扩张角减小,实现混合模态的当量比下限降低。此外,分析了燃烧模态对来流的影响,发现:锯齿波/混合模态燃烧室内存在的周期性高频压力扰动会使隔离段内的激波串位置前移;混合模态对超声速来流的影响最为显著。

旋转爆震火箭发动机推进性能分析

针对旋转爆震发动机(Rotating Detonation Engine,RDE)燃烧室简化二维流场,采用流场分区,建立了一种适用于RDE工作特性的性能分析模型,可快速准确地估算RDE的推进性能。模型考虑了燃烧室内气流膨胀过程中的气流角度匹配,可准确描述存在单个爆震波时的基本流场结构特征,包括爆震波倾斜角度、斜激波角度、滑移线角度等,结果与已有文献的研究结果一致性较高。根据模型流场中所取控制体的进出口参数,可得理想膨胀状态下RDE的推进性能,估算结果与已有性能估算模型吻合较好,与已有实验数值偏差为8%。经验证推导,模型亦可用于多波模态。采用该性能分析模型对比研究了不同反应物当量比、进气总压和总温下火箭式RDE的推进性能。研究表明,性能分析模型可准确反映RDE燃烧室的非稳态流场特征,且可快速准确地估算RDE的推进性能,为RDE推进性能的评估提供了简便可靠的方法。

某航改燃机氢燃料燃烧室污染排放特性研究

为了对氢燃料燃烧室的低污染燃烧组织方案提供技术支撑,根据某航改燃机燃烧室的工况及结构参数,设计了三种氢燃料喷射单元(贫油直接喷射(LDI)单元以及两种贫油预混喷射(LPIA和LPIB)单元),通过数值计算方法研究了其流场特性,燃料-空气混合特性及污染排放特性,然后采用粒子群优化算法(PSO)建立了三种单元的NO_(x)排放回归模型。研究表明:氢气喷射方式对流场结构影响较大。LDI单元的中心回流区(CRZ)脱离喷嘴一段距离,LPIA单元的CRZ径向尺寸最大,LPIB单元的下游流场轴向速度最快;LPIA单元燃烧室内燃料-空气混合相对于其它两个单元更加均匀;在设计工况下,LDI单元的NOx排放量不能满足目前新建燃机的排放标准(@15%O_(2),≤30 mg/m^(3)),而LPI单元的NOx排放能够达标,且LPIA相对于LDI单元可降低81.6%;所建立三个单元NO_(x)排放回归模型考虑了燃烧室进口压力、温度、当量比及气流速度的影响,其决定系数R2分别为0.972,0.969和0.953。本文所采用的单元及其性能数据和建模方法可以为氢燃料燃烧室设计提供有效参考。

内壁扩张角度对冲压旋转爆轰燃烧室工作特性影响的数值研究

为研究内壁扩张角度对冲压旋转爆轰燃烧室工作特性的影响,构建了内壁扩张角度从0°~6°变化的5种扩张型燃烧室,基于乙烯-空气对带有凹腔结构的冲压旋转爆轰燃烧室进行三维数值模拟,分析了不同扩张角度下燃烧室的流场特征。计算结果表明:采用扩张型流道可有效减弱新鲜燃料层内的提前燃烧现象,随着扩张角度增大,爆轰波波头高度增加,爆轰波传播稳定性增强;扩张型流道对爆轰波后燃烧产物起到整体加速作用,并未起到整流作用;凹腔结构中涡核中心随着扩张角度的增大逐渐向凹腔后缘壁面移动,回流进入凹腔底部的新鲜燃料增多,凹腔对主流区新鲜燃料卷吸作用增强;采用扩张型流道后,燃烧室凹腔段总压增益和燃烧室出口总压均随扩张角度的增大而降低。

特征参数对微混喷嘴内燃料与空气混合均匀性影响

由于微混喷嘴尺寸小、数量多且无旋流的结构特点,微混燃烧室结构可能形成新的设计准则。为探究微混喷嘴的混合特性优化方法,提取微混喷嘴内雷诺数、相对预混长度、射流动量比等特征参数,通过大涡模拟模型研究其对混合均匀性的影响规律。结果表明:微混喷嘴内预混距离增加,燃料与空气的掺混空间扩大,混合特性明显提升;在较大的射流动量比下,燃料与空气掺混更加剧烈,混合质量上升;燃料入口流速对于喷嘴混合性能的影响并不明显;雷诺数大于1×10^(5)时,喷嘴内流动达到第二自模化区,混合均匀度不再随雷诺数的变化而改变。通过特征参数对喷嘴的混合均匀度进行拟合,所得公式可在当量比为0.5~1.0、雷诺数大于1×10^(5)及入口空气温度为18~818℃时对混合均匀度进行准确预测。该公式可对微混喷嘴的混合特性进行初步计算,并为其结构设计提供参考经验。

旋转爆震波传播频率与燃烧室切向声学频率对比的实验研究

为验证旋转爆震波与燃烧室高频切向不稳定燃烧现象是否存在一致性,分别基于宽11 mm的环形燃烧室和圆柱形燃烧室,以乙烯为燃料,以富氧空气(体积分数33%、50%和100%)为氧化剂,通过改变氧化剂的供给流量和当量比开展实验研究。研究发现:在环形燃烧室中,通过改变氧气体积分数得到了不同的旋转爆震波传播模态:当氧气体积分数为33%时为双波对撞模态,爆震波速度亏损为37%~63%,且双波传播频率低于燃烧室二阶切向声学频率;当氧气体积分数为50%和100%时,分别得到了单波和双波传播模态,爆震波速度亏损减小至14%~40%,且单波模态爆震波传播频率高于燃烧室一阶切向声学频率,双波模态爆震波传播频率高于燃烧室二阶切向声学频率。在圆柱形燃烧室中,当氧气体积分数为50%时得到了单波模态,部分工况下爆震波传播速度高于理论C−J速度,且氧化剂流量越大,这一趋势越明显,大部分工况下旋转爆震波传播频率均高于燃烧室的一阶切向声学频率。上述研究表明旋转爆震波传播频率与燃烧室切向声学频率的数值大小和变化规律均不相同,说明旋转爆震波与高频切向不稳定燃烧现象并不存在一致性。

扇形脉冲爆震燃烧室起爆过程数值模拟

为了探究不同障碍物结构对扇形脉冲爆震燃烧室起爆过程的影响,对采用3种典型孔板障碍物的扇形脉冲爆震燃烧室,截取其中间截面进行了起爆过程的数值模拟,研究了障碍物型式、障碍物堵塞比及障碍物间距对扇形脉冲爆震燃烧室爆燃转爆震(DDT)距离的影响规律。结果表明:障碍物堵塞比对扇形脉冲爆震燃烧室DDT距离的影响最大,且在堵塞比为0.35~0.70时,堵塞比越高DDT距离越短;在3种型式的障碍物中,在低堵塞比下,截面为前掠三角形的障碍物缩短DDT距离的效果最好,在高堵塞比下,截面为后掠三角形的障碍物缩短DDT距离的效果最好;在3种障碍物间距中,当间距分别等于1倍和1.2倍的爆震室当量直径时,扇形脉冲爆震燃烧室的DDT距离相差不大,且均短于障碍物间距等于0.8倍爆震室当量直径时的DDT距离。

航空燃气涡轮-电混合动力系统关键技术分析

本文介绍了串联式和并联式混合动力系统的基本原理与性能特点,对混合动力的性能优势来源进行了原理性阐述。针对混合动力的系统架构,分析了性能设计、控制系统、电机设计以及热管理方面的关键技术。航空燃气涡轮-电混合动力技术的发展,有可能对传统航空发动机领域产生颠覆性变革。需要打破原有航空发动机热力机械设计思维,将动力系统所涉及的推进、电能以及热管理进行融合设计,推动航空动力系统效能进一步提升。

航改燃机多点喷射贫预混燃烧室燃料分级实验研究

为保证多点喷射贫预混燃烧室在50%~100%载荷工况范围的NO_(x)和CO排放量满足排放标准,本文实验研究了燃料分级数及不同工况、进口压力、进口温度下燃料分级比例对七喷嘴燃烧室NO_(x)和CO排放的影响规律。结果表明:主模燃料不分级方案,50%~60%载荷工况CO排放量较高而不满足排放标准;主模燃料分两级方案,50%~100%载荷工况范围内NO_(x)和CO排放量均满足f_(NOx)≤25×10^(-6),fCO≤50×10^(-6)(@15%O_(2))的排放标准,且70%工况是打开主模第二级燃料的过渡工况点。另外随着进口压力和温度升高,能同时满足NO_(x)和CO排放标准的R_(pilot)(副模燃料质量流量与总燃料质量流量之比)范围逐渐缩小,且NO_(x)排放量与进口压力关系为F_(NOx)∝p30.44。因此采用主模燃料两级分级方案且适当调节R_(pilot),本文多点喷射贫预混燃烧室NO_(x)和CO能满足目前航改地面燃机燃烧室排放要求。

航空发动机燃烧室辐射传热特性研究

航空发动机燃烧室气态燃烧产物热辐射具有明显的非灰体特性。基于OpenFOAM平台,采用能准确描述气体非灰体特性的灰气体均值加权和(WSGG)气体辐射模型,针对某型航空发动机燃烧室开展了湍流-燃烧-辐射多场耦合辐射换热数值研究。结果表明,辐射换热特性受到当量比、燃烧压力、壁面发射率等多个因素的影响,其中当量比占主要地位,当量比从0.11提升至0.4,燃烧室壁面平均入射辐射增加189%,出口处平均入射辐射增加233%。当量比、燃烧压力、壁面发射率增大会提高燃烧室内平均辐射强度及燃烧室出口处辐射分布的不均匀性。径向辐射分布系数(radial radiation distribution factor,RRDF)随着当量比、燃烧压力、壁面发射率的增加而增大。