Rijke热声不稳定性的有源控制

从理论上推导出一个确定带有控制系统的Rijke管的稳定性的条件，并研究了管中声模式的复本征频率与放大倍数和相移的关系。然后通过分析管末端声波反射条件的变化，阐述了有源控制热声不稳定性的机理。最后对有源控制进行了实验研究．该研究说明了起源于线性扰动（声学量级）的非线性的不稳定增长过程，可以用一个线性的小扰动去控制，使系统达到稳定．我们的理论与实验结果再一次证明了有源控制流体动力不稳定性的可能性。

环形燃烧室壁温对热声不稳定性影响的实验研究

为了研究壁温效应对热声振荡的影响,基于环形燃烧室/涡轮耦合实验平台,在当量比Φ=0.82和燃烧功率P=15.5 kW的工况参数下开展了实验研究。相比于独立环形燃烧室实验,本文所引入的涡轮导叶出口组件,使得燃烧室跟发动机实际工况出口匹配情况更接近,具有更一致的热声环境和热容效应。实验发现,在壁温升高过程中伴随着不同类型热声不稳定模式间的切换以及振荡频率、幅值等参数的演变。进一步选取了6个典型状态点,结合基于火焰图像序列的动态模态分解,对比光电倍增管信号和不同方位角的声压信号,分析了各个状态点的火焰动力学和声学响应特征。实验结果表明,在固定功率和当量比工况下,受燃烧室壁面热平衡状态的影响,热声不稳定模式先后经历了由亥姆霍兹模式、1/4波纵向模式、周向混合模式和旋转模式所主导的过程。在出现周向模式的初期,其表现为旋转率呈现肥尾近均匀分布的驻波-旋转混合模式,而后期演变为旋转率分布相对集中的逆时针方向旋转模式。

用频域分解法分析Rijke管内热声不稳定性

搭建了水平电加热Rijke管实验台,在不同平均气体流量和加热功率下,采集管内不同位置的声压值,其中三个采集位置分别为管长的1/2、3/4和5/6处。通过傅里叶分解计算得到了不同位置声压值的能量谱图,并通过频率段能量值的求和计算,研究了管内不同频率声波的振动特性。对比不同实验参数的分析结果,确定管内同时存在基本模态和第2模态声波的振动。通过改变实验参数增强管内声波振动时,管内两个频率的声波振动都被增强,但是第2模态声波振动强度增加的幅度更大,导致基本模态声波占有的能量比值减小。管内不同位置处测量的不同频率的声波模态情况为:管中央处为第2模态声波的压强波腹点,因此仅能采集基本模态的声波振动;管内3/4和5/6处同时测量了两个模态声波的振动。通过计算得到了管内不同模态声波的振动强度及其所占能量的比值,为热声不稳定性激发机理的研究提供了参考。

超声速燃烧不稳定性研究进展

对超声速燃烧不稳定性这一新兴领域的研究进行了综合评述,并对未来研究进行了展望。首先分析了超声速燃烧不稳定性现象的基本特性及其影响因素;随后讨论了超声速燃烧不稳定性的多种机理;接着概括了基于上述机理的超声速燃烧不稳定性建模;最后对超声速燃烧不稳定性还需重点研究的方向给出建议。综述表明,超声速燃烧不稳定性的现象、机理和建模都还需持续开展研究,特别需要关注的是燃烧室构型布局和燃料喷注方式对超燃冲压发动机燃烧不稳定性现象的影响,在超声速混合层和射流等典型流动中更深入探索超声速燃烧不稳定性机理,基于超声速燃烧系统的湍流时空演化特性进一步发展超声速燃烧不稳定性模型。

预混火焰不稳定性的大涡模拟

在湍流燃烧大涡模拟的基础上,利用气动声学FW-H方程对甲烷/空气预混火焰的不稳定性进行了数值分析.局部化学当量比的周期性波动,造成燃烧室内出现周期性的压力振荡,随着化学当量比的增大或减小,压力振荡幅值均有所提高;贫氧工况下,压力振荡的频率较低,贫燃工况下,压力振荡频率较高.燃烧室内同时存在周期性的温度振荡和速度脉动;压力振荡与速度脉动趋于同频、同相,而温度振荡在相位上稍有提前.流向涡涡量分布呈现周期性变化趋势,相对而言,贫氧工况下,流向涡涡量较小、涡团尺度较大;贫燃工况下,流向涡涡量较大、涡团尺度较小.

Rijke管热声非线性不稳定增长过程的研究

本文分析了Ｒｉｊｋｅ管热声不稳定性的非线性增长过程，通过流体力学中的三个基本守衡方程，得出了管内的声学量之间的关系，并通过采用热声相互作用的非线性关系式和管口声波的非线性反射条件，发展了一种可以计算出管内声波从小扰动增长到大振幅振动直到由于非线性效应的影响而停止增长的全过程的方法，最后实验验证了理论。

放置状态及变参数对热声不稳定工作特性分析

为了进一步研究热声振荡机理影响因素,针对以恒温板叠为热源的四分之三波长Rijke管模型,通过对比3种不同放置态对Rijke管内热声不稳定特性的影响,采用CFD方法对管内的热声振荡进行了从起振到饱和状态全过程的数值模拟,并对加入温度对动力黏性系数和导热系数的变参数影响进行对比考察。结果表明,重力比热浮力所导致的热声振荡影响大,且无重力时压力过渡段的凸起现象与温度梯度所导致的饱和后减小振幅耗散来达到管内平衡现象有关。对于2种变参数综合比较发现,当黏性系数随温度变化且导热系数为定值的幅值相比两者均随温度变化倍率净缩小49.5%,这一结果远远超过黏性系数自身带来的影响。

航空发动机燃烧不稳定性预测及控制研究进展

燃烧不稳定性问题广泛出现在各类航空发动机燃烧室内,该问题是火焰非定常热释放和声波充分耦合的结果,发生时伴随着大幅度的压力脉动,严重威胁发动机的稳定工作及结构安全。目前,包括中国在内的各航空发动机研制国家在多数发动机型号的研制过程中,均遇到了严重的燃烧不稳定性问题,且发动机越先进,该问题越复杂且难以解决。在深入认识其发生机理的基础上,对其进行准确预测并设计有效的控制手段,对航空发动机的研制具有重要意义。系统阐述了该问题的研究现状,介绍了燃烧不稳定性问题发生关键,即军用的钝体燃烧加力燃烧室和民用的贫油预混环形燃烧室的非定常流动及火焰响应特征。综述了该问题研究常用的燃烧不稳定性声网络预测分析模型,重点报告了为了耦合考虑燃烧室声软壁面被动控制设计,团队所发展的三维燃烧不稳定性预测控制模型。基于该模型,介绍了壁面声衬参数及布局对燃烧不稳定模态控制效果影响的研究进展,为先进发动机燃烧不稳定性的排故提供技术储备。

涡脱落热声振荡中相似性及涡声锁频行为

基于Matveev和Culick提出的涡脱落引起的热声不稳定性一维简化模型,对涡脱落引起的热声振荡中的典型非线性现象进行研究,着重研究了系统的初值敏感性、关键参数对热声振荡的影响规律及涡声锁频现象.首先,采用Galerkin方法将控制方程中压力和速度波动在基函数下展开,使偏微分方程组转化为一簇常微分方程;然后,数值求解得到了不同系统参数下声场的压力和速度波动,并详细分析了系统在不同初始条件下的热声不稳定性,同时研究了不同稳态流动速度对系统热声振荡的影响规律,以及在不同稳态流动速度下热声振荡过程中出现的涡声锁频现象.结果表明:该涡脱落热声振荡系统对初值极为敏感,是典型的非线性系统;随着稳态流动速度增大,压力波动的振幅总体有增大趋势,但在几个速度区间内却重复出现振幅先减小后增大的相似结构;系统最终以涡撞击频率(fs)的整数(fp/fs)倍做周期振荡,呈现转数为fp/fs的涡声锁频,该涡声锁频可以作为周期性燃烧振荡的重要特征.

翼柱型与环向开槽型燃烧室声学特性对比

为了解决大长径比固体火箭发动机研制中出现的声不稳定问题,本文对典型翼柱装药和环向开槽装药发动机燃烧室进行了声模态和声学响应分析。通过时-频联合分析的方法,得出了2种结构燃烧室随燃面退移的声频变化规律和关键位置的声学响应特性变化规律。研究表明:翼柱型和环向开槽型发动机的前2阶声频随工作时间先减小再增大;燃烧室内的特征结构对声频有明显影响;在发动机头部,环向开槽型发动机的1阶声振幅是翼柱型发动机的34.5%。在声基频下,环向开槽型发动机声学稳定性较翼柱型发动机更高。

中心分级燃烧器流-热-声动态特性实验研究

通过高频粒子图像测速法(particle image velocimetry,PIV)及高速相机、压力传感器、光电倍增管等,研究中心分级燃烧器流-热-声动态特性,揭示了中心分级燃烧器单级旋流和中心分级火焰的流动及热声稳定性的变化规律。结果表明:主燃级为旋流火焰时,预燃级的旋流空气会破坏流场中的回流区,加剧主燃级火焰的不稳定性,而预燃级为旋流火焰时可将主燃级火焰的脉动压力幅值降低76.8%;燃烧热负荷增大导致气流加速膨胀,诱发射流剪切层产生更高强度的旋涡,预燃级与主燃级火焰相互干涉可加速旋涡的耗散,改变了旋涡的脱落频率;与单级旋流火焰相比,主燃级和预燃级火焰干涉区的火焰脉动最剧烈,且主燃级射流外剪切层的大尺度旋涡加剧了主燃级火焰的脉动。

速度扰动对自激振荡火焰流–热–声动态特性影响试验研究

为分析燃烧器入口速度扰动频率对自激振荡燃烧的影响,掌握速度扰动抑制自激振荡燃烧的方法。通过试验研究了速度扰动频率对自激振荡燃烧条件下流–热–声动态特性的影响规律。试验在常温常压下进行,燃烧器入口平均速度u=10.1m/s,速度扰动幅值u′/u=10%,速度扰动频率范围55~235 Hz。利用光电倍增管和脉动压力传感器测量全局火焰热释放率和脉动压力动态特性,采样率为20 kHz;采用高频PIV测量流场动态特性,采样率为1 kHz。结果表明在自激振荡燃烧条件下,流–热–声不稳定模态频率相同,多物理场耦合驱动自激振荡燃烧;在速度扰动与自激振荡燃烧耦合时,速度扰动频率近似等于自激振荡频率或倍频时,自激振荡燃烧受到抑制,而在其他速度扰动频率下,自激振荡仍占据主导。当受迫燃烧斯特劳哈尔数St_(f)远小于自激振荡燃烧斯特劳哈尔数St时,主燃级射流外剪切层大尺度旋涡仍存在,且旋涡脱落频率仍等于自激振荡频率;而St_(f)近似等于或大于St时,大尺度旋涡随着St_(f)增大而逐渐减少,且旋涡脱落频率等于速度扰动频率。

对大长径比战术导弹在飞行过程发生耦合共振现象的机理讨论

针对近年来大长径比战术导弹续航发动机与弹体发生的共振现象,基于天上飞行试验遥测数据对其基本规律进行了总结,并进行了发生机理方面的分析探讨和解释。分析认为,几十千帕以下的压力振幅是燃烧表面和声场的相互作用所致;100 kPa以上的压力振幅是燃烧表面和声场还有弹体结构共同激励的耦合共振所致,此时发动机内部以声场基频和倍频振荡的振幅可以达到100~600 kPa,同时导弹全弹也在以发动机内部声场基频和倍频振动,加速度计振幅显示陡然增大,而振动幅度从弹体后端发动机位置一直向弹体头部传递并逐渐减弱。对战术导弹发动机内流动适用的流体力学基本理论进行了简述,并提出了飞行状态下抑制耦合共振与发动机非线性压力突升需要研究的问题。

喷注方案对凹腔稳焰燃烧室低频振荡的影响研究

为了研究在入口来流马赫数2.52,总温1486K的超声速来流条件下,稳焰凹腔上游不同位置乙烯横向喷注对模型发动机燃烧室内低频燃烧振荡特性的影响,通过1kg/s直连式超燃试验平台,利用高频压力传感器、高速摄影相机等设备,对凹腔上游近距离、远距离喷注等方案的发动机内部压力与火焰动态特性进行了研究。试验结果表明:在当前当量比条件下,当稳焰凹腔上游近距离喷注燃料时,燃烧室存在较大范围亚声速区域,并出现由热声不稳定性激励的低频压力振荡,频率分布范围较宽(50～400Hz)且振幅较弱。对于燃料喷注位置到稳焰凹腔距离较远的情况,燃烧室内出现以火焰逆传和火焰吹脱为特征的周期性火焰振荡现象。分析认为较远喷注距离有利于燃料-空气充分混合并形成预混区,导致火焰快速逆传。火焰逆传与DDT (爆燃转爆震)中的火焰加速传播过程有关。周期性火焰逆传与火焰吹脱过程相耦合形成了具有特定主频(约85Hz)且振幅较大的低频压力振荡。

基于1 m^(3)泄爆装置的墨粉爆炸泄压机制研究

为了研究墨粉在爆炸泄压过程中燃烧与流动的变化机制,通过改变泄爆片尺寸、墨粉浓度以及泄爆片的惯性力等参数对爆炸泄放过程中反应釜中压力以及外场火焰形态变化进行试验研究,同时与完全封闭空间内不同墨粉浓度的压力曲线对比。研究结果表明:相同泄爆开口尺寸下,粉尘浓度与受控爆炸压力(采用爆炸泄压保护措施后工业腔体内产生的压力)负相关;开口尺寸增加可以提升泄压效率;结合外场火焰形态的变化情况揭示声动火焰不稳定性对反应釜中压力发展的影响;通过无惯性泄爆试验的对比证明泄爆片惯性对受控爆炸压力的影响不可忽视。

基于模态分解的扩散火焰动态响应特性分析

针对扩散火焰燃烧不稳定性,以钝体扰流扩散火焰为对象,研究不同频率声波激励下火焰动态响应特性,通过傅里叶变换(FFT)与本征正交分解法(POD)分析火焰的图像的空间分布的频谱特性。结果表明,火焰振荡的主要模态为火焰整体的横向振荡、尾流区的频闪振荡与纵向振荡,当外加声波激励频率与火焰自身不稳定频率接近时会增强火焰的频闪振荡与纵向振荡幅值。在高频声波激励条件下,火焰整体积分值的傅立叶变换分析无法获得激励频率的响应,而通过POD方法对火焰空间结构动态变化的分析可以得到激励频率的响应,对于分布式扩散火焰,POD方法能获得更多火焰动态变化特征。

1053μm激光打靶产生的二次谐波

测量了基频激光打靶条件下不同角度的二次谐波光谱 ,得到了谐波光强随发射角度的变化关系以及能量转换效率随激光强度变化的曲线 .