一种稳定燃烧的烟道加热低氮燃烧器

设计了一种稳定燃烧的烟道加热低氮燃烧器,可以直接布置在烟道中燃烧加热过程空气。经燃烧模拟计算和燃烧试验验证,该烟道加热燃烧器具有火焰稳定、无熄火风险、耐高温、寿命长、调节比高、NO_x排放量低及温度均匀性高等优点,能在现场场地小、风量变化大等工况下使用。

矩形模型火箭发动机横向不稳定燃烧的数值模拟

为研究火箭发动机横向不稳定燃烧特性,采用详细化学反应机理(GRI Mech 3.0)建表的小火焰生成流型,对模型火箭发动机中出现的横向不稳定燃烧进行数值模拟。通过与实验数据对比验证了模型的准确性;采用动态模态分解对压力场进行分析,研究了流场的动态特性;结合瑞利因子定量分析了不稳定燃烧的驱动特性。结果表明,数值模型能够有效捕捉横向不稳定燃烧,其主频与实验值相差不到1%;燃烧室横向压力振荡与喷嘴氧管纵向压力振荡相耦合,引起推进剂质量流量振荡;不稳定燃烧的驱动源主要位于燃烧室两侧,最边缘喷嘴对维持不稳定燃烧的贡献最大;推进剂与燃烧室侧壁面的相互作用极大增强了释热脉动,周期性释热为压力振荡提供能量,形成了不稳定燃烧极限环。

气氧/甲烷液体火箭发动机纵向不稳定燃烧机理研究

为研究同轴剪切喷嘴液体火箭发动机的高频不稳定燃烧诱发机理,针对单喷嘴气氧/甲烷缩尺火箭发动机开展了热试车试验和基于URANS/LES的高保真数值模拟。热试车试验得到了可重复的一阶纵向高频不稳定燃烧,数值模拟再现了试验中的不稳定燃烧,数值结果与试验结果符合良好。数值结果表明:燃烧室突扩面处的周期性涡脱落是引发、维持不稳定燃烧的激励源。整个热声振荡过程中,压力与释热率保持同步振荡,不断有能量从燃烧过程进入声场以维持纵向热声振荡,形成“燃烧-声学-流动”的能量反馈回路。周期性涡脱落本质上起到了释热相位延迟的作用,成为“燃烧-声学-流动”能量反馈回路的驱动源。

单喷嘴模型火箭发动机中高频不稳定燃烧的预测

为实现模型火箭发动机中高频不稳定燃烧的早期辨识和提前预测,建立了基于数据驱动的预测框架。该框架基于递归矩阵对燃烧噪声的非线性特征进行提取,并利用深度学习模型对这些特征进行训练和预测。以单喷嘴模型火箭发动机为例,基于热试车试验中的动态压力信号数据,开展了高频不稳定燃烧的预测,可提前约35 ms预测不稳定燃烧的发生。共使用25组动态压力数据,其中包含了不同燃烧室构型的热试车试验数据。对预测框架进行交叉验证后,结果表明模型的预测准确率高于95%,说明了该预测框架的有效性和鲁棒性。

大长径比固体火箭发动机一阶纵向不稳定燃烧判据

为尽可能在设计阶段规避大长径比、管型内燃药柱固体火箭发动机的纵向中低频燃烧不稳定现象,基于燃烧不稳定线性理论,考虑燃烧室内的压力耦合响应、喷管阻尼、微粒阻尼对声能振幅增长率的影响,提出了一阶纵向不稳定燃烧设计判据。这一设计判据选取药柱长度、喷喉直径等参数作为设计约束来计算发动机一阶纵向燃烧稳定性的判据参数Aim,再通过工程估计等手段获得反映固体推进剂燃烧响应特性的参数k b:当Aim<k b时,即认为发动机由线性稳定转为一阶纵向线性不稳定。将这一判据应用于某小型试验发动机,计算得到的不稳定现象发生时间与试验分析所得时间误差不超过6%,验证了这一判据在大长径比固体火箭发动机燃烧稳定性预估以及发动机设计领域的适用性。

垃圾焚烧炉稳定燃烧的模糊控制系统研究

分析影响垃圾焚烧炉燃烧稳定性的几个重要因素,考虑到垃圾特性的复杂多变及垃圾焚烧炉燃烧过程的非线性、时变性和不确定性,提出一个适合于垃圾焚烧炉燃烧过程的模糊控制规则库。并将设计的模糊控制系统应用于深圳市市政环卫综合处理厂垃圾焚烧炉燃烧控制系统改造中,改造后的垃圾焚烧炉运行稳定性得到了提高,炉温波动范围变小,取得了较好的效果。

同轴突扩燃烧室低频不稳定燃烧数值模拟

采用大涡模拟耦合预混燃烧方法,建立了液体冲压发动机不稳定燃烧计算模型。对模型发动机进行了不稳定燃烧数值研究,计算得到的发动机内压强振荡和火焰传播过程与文献中的实验数据吻合较好。结果分析表明,突扩构形发动机内大尺度的旋涡结构支配了燃烧室中的火焰传播过程,旋涡运动耦合非稳态的燃烧热释放是激发燃烧室低频压强振荡的重要原因。

翼柱型药柱固体火箭发动机不稳定燃烧研究

列举了3种高装填、大长径比、翼柱型药柱、复合推进剂固体火箭发动机不稳定燃烧的现象,对其不稳定燃烧现象进行了频谱分析,将3种不稳定燃烧定位为中频、纵向声不稳定。分析认为,不稳定燃烧取决于发动机的设计固有频率及发动机燃烧室内部声能的各种增益和衰减之间的消长关系。抑制不稳定燃烧的有效途径是改变声腔的固有频率和减少声能增益、增大声能损耗。通过采取修改药柱结构以改变燃烧室声腔的固有频率和增大喷管阻尼的措施,使发生的不稳定现象得到了很好的抑制,可为同类发动机研制提供借鉴。

粉末燃料冲压发动机自维持稳定燃烧试验研究

为了实现粉末燃料冲压发动机的持续稳定工作,采用设计的发动机进行了直连式试验研究。通过试验,验证了粉末燃料供应方式的可行性,获得了燃烧室压强及发动机推力曲线,计算了发动机的燃烧效率。结果表明,利用突扩回流稳定火焰的方法不适用随流性差的金属粉末燃料,钝体火焰稳定器可实现粉末燃料的自维持稳定燃烧,但稳定器周围沉积较多,降低了发动机效率。

低热值燃料稳定燃烧的研究现状与进展

随着经济的持续发展,我国的能源需求不断增加。即便煤炭产量以及石油进口量都在不断刷新也难以保障能源的安全供给。因此,节约能源,扩大可利用的能源资源范围,对我国的经济建设极为重要。低热值燃料的应用能提高能源利用效率,但其热值低,稳定燃烧难以控制,需要在组织燃烧场、拓展可燃极限、稳定燃烧方面争取技术突破。本文将低热值燃烧技术分成两类进行了综述,一类是优化着火条件,一类是优化燃烧场结构,并介绍了国内外的一些低热值燃料燃烧实例,探讨了这方面的应用基础研究和技术开发现状。

某型固体火箭发动机不稳定燃烧仿真分析与试验

针对某型大长径比固体火箭发动机研制过程中,发动机地面试验出现不稳定燃烧的现象,结合声腔频率分析方法和地面试验过程中增加脉冲触发,对其产生不稳定燃烧的频率范围进行了分析,通过优化发动机型腔结构改变发动机固有声腔频率,消除了不稳定燃烧现象,优化后的发动机通过地面试验增加脉冲触发进行验证。结果表明,所采用的声腔频率分析方法、优化改进措施及脉冲触发验证方法有效。

声腔应用于液体火箭发动机不稳定燃烧抑制中的特性研究

本文针对抑制液体火箭发动机不稳定燃烧的声学装置——赫姆霍兹声腔和四分之一波长管声腔进行了研究。讨论了在声腔设计安排中正确选择声腔的数目，且比较了不同长度声腔的阻尼特性。通过考察声吸收系数的方法来最优化系统的阻尼，得到了可供设计参考的结论。

微穿孔板结构抑制声不稳定燃烧实验

目前抑制燃烧室内声不稳定燃烧的声学装置主要有:隔板、声腔、四分之一波管及赫姆霍兹谐振器等,提出了采用基于赫姆霍兹共振吸声原理的微穿孔板结构作为抑制燃烧室内声不稳定燃烧的装置,由于燃烧室内的高温条件,因此同时考虑了热传导作用对于微穿孔板结构吸声性能的影响。通过ANSYS建立实验测试用燃烧室模型,利用专业声-振分析方面的CAE软件SYSNOISE对实验用燃烧室模型进行数值仿真计算,并与实验结果具有较好的一致性,尤其是在所设计的微穿孔结果的共振频率附近,可以有效地抑制共振峰处的声压值,具有较好的声抑制效果。

液体火箭发动机中声腔抑制不稳定燃烧的声学分析

发展了声腔的分析和数值模型，对液体火箭发动机不稳定燃烧的抑制作用进行了评定。通过迭代计算研究了二维流动和温度分布变化对声腔调谐和稳定性能的影响。对不同的声腔几何尺寸和温度梯度的稳定性计算结果表明，燃烧室带有较大开口面积的声腔会更大程度地改变振荡的空间分布。这种改变而且影响了驱动和抑制燃烧的机理。讨论了在声腔设计安排中正确选择声腔的几何尺寸，且比较了不同长度和不同直径声腔的阻尼特性。通过考察声吸收系数的方法来最优化系统的阻尼，得到了可供设计参考的结论。

固体火箭发动机声振不稳定燃烧抑制剂的研究进展

主要综述了Al和Al2O3?非铝金属氧化物和碳化物?有机物及金属有机化合物三方面的不稳定燃烧抑制剂在推进剂中的研究进展,分析了各类不稳定燃烧抑制剂所存在的优缺点,提出应进一步加强对非铝金属氧化物和碳化物及金属有机化合物不稳定燃烧抑制剂的研究,同时也应重视有关声振不稳定燃烧微粒阻尼理论方面的研究。

预燃室低频不稳定燃烧仿真研究

为弄清燃烧不稳定性激励机制,建立了氢氧预燃室低频燃烧稳定性分析数学模型,利用MATLAB/SIMULINK集成软件包搭建仿真平台,研究了与供应系统耦合的低频不稳定燃烧。结果表明:在各种不稳定激励因素中,氧的喷注压降对稳定性影响最为显著,当其值低于某一稳定边界时,出现极限环振荡,提高氧的喷注压降可以非常有效地抑制低频不稳定燃烧;当氧的喷注压降位于稳定边界附近时,混合比将对稳定性产生一定影响,降低混合比可以较好地抑制低频不稳定;氢的喷注压降对低频燃烧稳定性影响很小。

燃烧稳定剂对RDX-CMDB推进剂不稳定燃烧的抑制规律

用压力可控T形燃烧器研究了6种燃烧稳定剂ZrO2、WC、Al2O3、ZrB2、SiC和BN对RDX-CMDB推进剂不稳定燃烧的抑制规律,获得了压力耦合响应函数;讨论了不同压力及不同固有频率时燃烧稳定剂对推进剂燃烧稳定性的影响。结果表明,固有频率1 700Hz和800Hz下,6种燃烧稳定剂对RDX-CMDB推进剂不稳定燃烧的抑制作用具有显著差异。固有频率800Hz时,ZrO2能够完全消除RDX-CMDB推进剂的不稳定燃烧;Al2O3仅在1.3MPa左右出现压力振荡;WC、SiC对RDX-CMDB推进剂的不稳定燃烧抑制作用随含量不同抑振区间不同;ZrB2对RDX-CMDB推进剂的不稳定燃烧抑制效果不明显;而BN则在1.5MPa有高的燃烧响应。固有频率1 700Hz时,6种燃烧稳定剂均降低了RDX-CMDB推进剂的压力耦合响应函数,但降幅不同,其中SiC的降幅最大,ZrB2降幅最小。

氢氧火箭发动机不稳定燃烧数值研究

采用氢喷射温度下降法，数值模拟了氢氧火箭发动机高频燃烧不稳定现象。比较分析了混合比、室压和氢喷射温度对燃烧振荡的影响规律，得出了稳定性极限图及压力振荡频率变化规律。结果表明：氢喷射温度是影响燃烧不稳定的重要因素，降低氢喷射温度对燃烧稳定性不利，发生不稳定燃烧时，振荡主频呈倍频关系；混合比或室压增大，不稳定喷射氢温上升，即燃烧稳定性裕度较低；室压一定，存在一个特定的混合比，使得不稳定燃烧振荡主频最小；混合比一定，存在一个特定的室压，使得不稳定燃烧振荡主频最大。

反馈线性化与滑模控制方法在发动机不稳定燃烧主动控制中的应用

以发动机不稳定燃烧过程为研究对象,建立起发动机不稳定燃烧力学系统与控制系统的数学模型,进一步应用基于微分几何的反馈线性化方法,将原非线性系统等价为完全可控线性系统,然后设计了滑模控制器。仿真结果表明,具有跟踪精度高、响应速度快、抗干扰能力强的反馈线性化与滑模控制方法,在发动机不稳定燃烧主动控制中有一定的潜力。

H_2O_2-PE固液火箭发动机低频不稳定燃烧研究

介绍了85%H2O2 PE固液火箭发动机的低频不稳定燃烧特征;应用发动机质量守恒方程对发动机低频耦合振荡燃烧现象进行了一维模拟,分析了氧化剂喷射压降对低频不稳定燃烧的影响。利用扰动分析确立了固液火箭发动机的稳定工作限,提出了抑制低频耦合振荡燃烧的方法。