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%。

湍流预混对冲火焰结构及熄火特性试验研究

利用激光层析技术和数字图像处理技术对对冲方式下湍流预混火焰的结构及熄火特性进行了试验研究。采用 PIV方法测量了冷态对冲面附近的速度场 ,获得了速度应变率作为衡量流场对锋面燃烧影响的参数。在不同射流工况配置下 (Reynolds数 ,全局应变率 ,燃料的化学混合当量 ,不对称动量 ) ,观察到随着湍流对冲强度的提高 ,在高度皱褶的火焰锋面上存在非连续突触和空洞 ,这是局部熄火的表现 ,这些局部熄火点影响的扩展会导致火焰的整体熄火。此观点通过局部火焰锋面曲率的概率统计分析得到支持。另外 ,获得的在火焰熄火的极限条件 ,对实际燃烧器的设计有指导意义。

旋流数对不含氢气的低热值燃气预混熄火特性的影响

设计了具有不同旋流数（0.6-1.2）的多个旋流器,针对以CO为主要成分且不含H2的低热值燃气（4.89-11.33,MJ/m3）进行实验,研究旋流对其预混燃烧熄火特性的影响.在实验参数范围内发现,热值越低的燃料,熄火时对应的旋流数越小;随着旋流数变化,熄火时火焰形状差异显著;N2对低热值燃料预混燃烧稳定性的负面作用比CO2更明显;通过实验得到能以预混燃烧方式稳燃低热值燃气（热值为4.89-5.28,MJ/m3且以CO为主要可燃成分）的旋流器结构和相关参数.

航空发动机燃烧室熄火特性的研究

在对熄火特性进行深入研究的基础上 ,运用三维、两相紊流燃烧理论进行了航空发动机燃烧室贫油熄火的数值模拟。采用FLUENT软件计算出不同飞行状态发动机燃烧室发生贫油熄火时的三维速度矢量场、温度场和液滴轨迹 ,给出贫油熄火的αP-λ分布曲线 ,并将此结果与试验结果对比 ,证明了该数值模拟的合理性和可行性。与二维计算相比 ,三维计算更清晰反映出流场特性。

H_2O和N_2对CO预混燃气熄火特性的影响

针对以CO为主要可燃成分的低热值燃气，设计加工了平口烧嘴装置。在该装置上进行了CO与CH4预混熄火特性的对比实验；考察了H2O，N2对CO预混火焰熄火特性的影响。结果表明：与CH4相比，CO点火困难．稳定燃烧范围更窄；随着N2添加比的增大，熄火当量比逐渐增大；添加适当比例的H2O能够提高预混火焰的稳定性。采用CHEMKIN软件对在实验气体中添加不同比例H：O的层流火焰速度和敏感性系数进行了模拟计算．对比实验熄火特性曲线和层流火焰速度变化曲线，发现两者变化趋势相近，并且均在H2O的添加比例为3％～15％时出现极值点。

基于火焰体积法的燃烧室熄火特性数值模拟预测

以旋流燃烧室为研究对象,通过数值模拟提取火焰体积数据,将仅用于描述贫熄实验数据规律的火焰体积法发展为预测贫熄特性的方法。该方法以临熄火时的火焰体积代替传统预测方法中的火焰筒体积,提高了贫熄预测的精度与通用性。在保证预测精度的前提下,基于流动相似原理,将改进的火焰体积法推广到高温高压工况。分析了旋流器、主燃孔等的流通面积对贫熄特性的影响,发现旋流器空气流量对贫熄特性具有十分重要的影响。不论是改变旋流器流通面积,还是改变主燃孔流通面积,只要导致旋流器空气流量比例增大,贫熄油气比就增大;反之则减小。在研究的基准工况下,贫熄油气比的预测误差在±24%以内,远小于相同工况下传统模型-90%以上的预测误差。

火焰筒压力损失对贫油熄火特性和燃烧效率的影响

以3.0%火焰筒压力损失火焰筒作为基准,分别设计了2.5%和2.0%火焰筒压力损失的火焰筒,通过试验研究火焰筒压力损失对贫油熄火性能及燃烧效率的影响.在模拟慢车状态下,低压力损失方案均比基准方案的贫油熄火油气比低,2.5%方案的贫油熄火油气比最低;在模拟高温高压状态,3种方案火焰筒燃烧效率对火焰筒压力损失不敏感.综合比较地面起动点火试验结果,在该基准上将火焰筒压力损失降低至2.5%不会对燃烧室综合燃烧性能造成不利影响.

多孔介质表面预混火焰熄火特性实验

对微型燃烧室中多孔介质表面预混火焰开展了不同孔径、孔隙率的多孔介质出口流场特性和熄火特性实验研究.研究结果表明:相对于圆管流,多孔介质出口流场边界层变薄,主流区宽度增加约50%,速度波动最大可达到前者的2.2倍.多孔介质孔径相同时,随孔隙率减小,或孔隙率相同时,随孔径减小,主流区的速度波动幅值均减小,在小孔径下更为明显,最大速度波动幅值从2.435m/s减小至1.099m/s.多孔介质表面预混火焰的熄火特性受出口流场和火焰形态的影响很大,孔隙率减小或孔径减小都会使相同当量比下熄火速度增加,多孔介质参数的影响最大可使熄火速度增加近1倍.

多孔介质结构参数对表面火焰熄火特性的影响

为优化基于多孔介质头部的微型燃烧室,以甲烷/空气预混气为燃料,针对多孔介质结构参数(当量孔径、孔隙率)在不同预混气初始温度下,对表面火焰熄火特性进行实验研究.研究表明:当量孔径为120μm的多孔介质表面火焰两侧同时发生脱火,当量孔径为80μm时先发生一侧脱火.随孔隙率或当量孔径的减小,熄火速度提升.当量孔径为80μm,孔隙率为0.55,0.50,0.45的多孔介质在当量比为1.0,预混气初始温度为300K时的熄火速度分别为1.11,1.22,1.31m/s.孔隙率为0.50,孔径为120,80μm的多孔介质在当量比为1.0,预混气温度为300K时的熄火速度分别为0.73,1.22m/s.预混气初始温度的升高对当量孔径为120μm或孔隙率为0.45的多孔介质影响更加明显,预混气初始温度从300K升至500K时,熄火速度分别增加了120%,76%.

喷嘴间距对贫油熄火特性和流场结构的影响

为深入认识喷嘴间距对燃气轮机燃烧室贫油熄火和气动性能的影响,基于典型的双旋流扩散燃烧喷嘴设计了喷嘴位置连续变化可调的双头部模型燃烧室。实验测量了不同初始当量比条件下喷嘴间的最大传焰距离,分析了火焰传播的动态过程;此外还研究了喷嘴间距对贫油熄火当量比、反应流场和方均根速度场的影响。实验结果表明:当量比每增加0.1,无量纲最大联焰间距增大0.2左右,并且喷嘴间的联焰过程大致可分为四个阶段;单喷嘴的贫油熄火当量比大于任意喷嘴间距下双喷嘴的贫油熄火当量比;随着喷嘴间距的减小,贫油熄火当量比先减小后增大;另外,喷嘴间距减小导致射流合并,气流径向速度抵消变小,中心射流速度峰值增大以及回流区尺寸缩小;随着喷嘴彼此靠近,喷嘴间的方均根速度变大,分布区域变广。

燃烧室燃烧与排放特性试验与数值计算

为了探寻燃烧室进口空气温度、压力以及油气比对点熄火边界、温升、燃烧效率以及主要排放物摩尔分数的影响规律,对航空发动机燃烧室在多工况下的点熄火特性、出口温度分布与主要排放物摩尔分数进行了试验测试。分别采用正癸烷的简化反应机理与C12H23燃料的单步反应机理,对该燃烧室火焰筒内流场结构、温度场、中间组分与主要排放物摩尔分数分布特性进行了数值计算,并与相应试验数据进行了对比分析。结果表明:随着燃烧室进口空气温度、压力以及油气比的提高,燃烧室燃烧效率、温升、出口平均温度与NOX摩尔分数逐渐提高,而UHC与CO摩尔分数逐渐降低;与采用C12H23燃料单步反应机理相比,采用正癸烷的简化反应机理计算得到的火焰筒内流场与温度场分布更为合理,火焰筒出口温度场分布以及主要排放物摩尔分数与相应试验数据更为接近,计算精度得到较大提高。

本生灯层流预混火焰稳定点与熄火机理

采用速度匹配法结合壁面淬熄分析甲烷本生灯层流预混火焰稳定点与熄火机理,得到了贫油与富油状态下火焰稳定点不同的移动规律,定量预测了火焰吹熄特性关系,并通过实验验证.火焰稳定点在本生灯出口附近的边界层中,该处的火焰传播速度与预混气来流速度相平衡;而在边界层中,以火焰稳定点为起点,存在一个可点火区域.随着来流预混气流速的增大或者当量比远离恰当比,这一可点火区域逐渐缩小,直至成为一个点,此时即为熄火的临界状态.通过比较近壁面的当地气流速度与火焰传播速度,并采用非耦合的方法分析壁面淬熄的影响,得到了火焰稳定点的移动规律.在径向上,火焰稳定点随来流速度增大向射流中心线方向移动;在轴向上,随流速增大,贫油工况下稳定点向下游移动,富油工况时则向上游移动.根据火焰稳定点移动规律结合可点火区域分析定量预测了吹熄特性,通过了实验验证,证明了火焰的熄火机理.

火焰图像技术在航空发动机燃烧室点/熄火试验中的应用

针对热电偶温升法在燃烧室部件点/熄火试验中存在的阻塞气流、响应速度慢等缺点,开展了基于火焰图像的燃烧室点/熄火判断技术研究。该技术通过火焰观测系统实时获取点/熄火试验时的火焰图像以判定燃烧室燃烧状况,进而获得燃烧室点/熄火特性,弥补了现有燃烧室点/熄火试验测试技术的缺陷。此外,该项技术还可推广应用于航空发动机整机试验及其他相关领域试验,对准确判断燃烧室点/熄火状况具有较大的参考价值。

某型发动机燃烧室工作稳定性的数值计算

概述了某型航空发动机燃烧室工作稳定性的数值模拟结果。采用修正的k-ε双方程紊流模型计算了燃烧室在慢车、最大、中间、最大热负荷和高空小平飞下的三维流场、温度场和熄火特性。模拟结果表明,某型机燃烧室熄火的余气系数α随压力增加有一定的增加,熄火速度亦提高;主燃区温场热区决定出口温场热区,其位置具有一定游动性;从慢车加速至各工作状态,热点指标δa变差,且由余气系数α决定,因此过急地推油门会造成火焰筒某些扇面热点过高,并产生故障。

航改型双环燃烧室燃烧反应特性试验

针对地面运输用燃气轮机低排放的要求,试验研究了一种双环预混旋流(TAPS)燃烧室在以0号柴油为燃料时的反应特性。结果表明:采用TAPS燃烧室由于空气分配方式的改变,总压恢复系数在0.97以上,高于经典单环燃烧室。由于柴油黏度和燃点的影响,使用柴油为燃料时最低常压点火油气比高于0.05,要比相同结构采用航空煤油为燃料时的点火油气比高,但慢车贫油熄火极限没有明显的变化,维持在0.006~0.008之间。采用压力雾化的预燃级存在燃料混合不均匀的问题,导致燃烧效率只能达到0.99,为要求值的下限,但燃烧室出口温度分布系数小于0.25,达到了所要求的性能指标。由于采用了预混预蒸发燃烧,污染物排放中NO_x的干基体积分数为1.76×10^(-5),明显低于所要求的性能指标,但CO的干基体积分数较高达到了5.02×10^(-4)。综合比较各项性能指标,该燃烧室在点火、贫油熄火、燃烧室出口温度分布和NO_x排放上表现出了一定的优势,但燃烧效率低和CO排放高还是需要解决的问题。

一种基于发动机喘振实时模型的主动稳定性控制方法

提出了涡扇发动机喘振实时模型建立方法,该模型考虑了发动机容腔的容积动力学效应,风扇、压气机的失速区特性,燃烧室的熄火特性,同时建立了发动机进口总温畸变、总压畸变及组合畸变模型;提出了一种基于压力相关度测量的发动机主动稳定性控制技术,通过测量压气机转子叶片尖端区域的压力相关度,得到相关度值穿越阈值的次数,根据穿越阈值次数与喘振裕度值固有的特性关系,得到压气机的喘振裕度,进而通过鲁棒控制方法设计了主动稳定性控制律,并进行了仿真研究,结果表明:相比于常规控制,基于压力相关度测量主动稳定性控制可以实现发动机过渡态过程中压缩系统不进喘,明显提高了发动机过渡态的动态性能.

低排放燃烧室值班喷嘴改进设计研究

贫燃预混燃烧是目前实现干式低排放的主要技术措施之一,然而该燃烧技术在机组运行中,总会出现低工况下燃烧室贫燃熄火和回火等问题,为了改善低排放燃烧室的贫燃熄火特性,需要对低排放喷嘴进行结构设计改进。本文针对某型低排放燃烧室,以提高燃烧室贫燃熄火过量空气系数为目标,对低排放喷嘴的值班路进行设计改进。结果表明:(1)旋流缩放组合式值班喷嘴可以形成稳定的值班火焰;(2)旋流缩放组合式值班喷嘴可以引燃主喷嘴;(3)采用旋流缩放式值班喷嘴后,燃烧室的贫燃熄火过量空气系数提高了23%。