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。

模型燃烧室低频不稳定燃烧的初步探讨

对模型燃烧室在贫油预混条件下产生的燃烧不稳定性的特性进行了初步研究。实验研究了当量比、预混气的喷射速度和燃烧室出口面积对不稳定燃烧的频率和幅值的影响。实验结果表明:在很宽的油气比和速度范围内,出现了燃烧不稳定现象,但振荡的主频集中在200～235Hz之间;随着预混气喷射速度的增加,燃烧不稳定发生的频率和幅值都增加;随着燃烧室出口面积的减小,不稳定燃烧发生的振荡幅值增加而频率却减小,表明不稳定模态发生了变化。

大涡模拟模型环形燃烧室污染特性

在任意曲线坐标系下,采用大涡模拟模型环形燃烧室两相燃烧流场中污染物的生成.用亚网格涡破碎(EBU)燃烧模型估算化学反应速率;分别用NO亚网格动力学模型与CO亚网格模型来模拟NO和CO的生成;采用随机离散模型模拟气液两相湍流流动,两相之间耦合采用PSIC算法.计算结果与瞬态速度场、出口温度和污染物质量分数分布的实验数据比较吻合,表明大涡模拟方法和亚网格模型可以用来预估实际燃烧室两相喷雾燃烧流场和污染物生成过程.

二维扫描CARS测量航空发动机模型燃烧室温度场

为研究航空发动机湍流燃烧机理并实验验证含燃烧计算的流体动力学仿真软件,建立了二维扫描相干反斯托克斯拉曼散射(CARS)测温集成系统,将航空发动机模型燃烧室内部的探测截面划分成网格点,进行扫描测量,在每个设定网格点获得了约190个单脉冲CARS实验谱。采用脉冲平均CARS实验谱与理论谱拟合的方法反演网格点温度,利用双线性插值算法重建了探测截面的温度空间分布图像。测量结果表明:研制的二维扫描CARS测温集成系统能够用于航空发动机模型燃烧室湍流燃烧场温度的二维空间分布测量,脉冲平均CARS实验谱反演温度的相对不确定度约为3%;重建的二维温度场图像能够清晰地显示火焰结构以及温度梯度分布,反映了主燃孔进气流对燃烧区域的约束。

航空发动机燃烧室光学可视模型试验件及其流场测量研究进展

航空发动机燃烧室内的燃烧组织是高温高压受限空间内多级旋流复杂流场结构的气动、燃油雾化、蒸发、油气混合和燃烧化学反应多场耦合过程,而其流场特性影响雾化和燃烧过程,从而对燃烧室的燃烧性能具有决定性影响。对燃烧室内复杂强旋流流场组织机理的认识和高精度测试一直是发动机燃烧室研制过程中的难点之一。本文针对光学可视模型燃烧室试验件设计方法及典型发动机燃烧室的流场组织机理和特性进行总结,希望给发动机燃烧室研制过程中光学模型燃烧室试验件的设计提供一定的借鉴,深刻认识目前两类典型的传统旋流杯模型燃烧室和基于分区分级耦合燃烧技术的新型燃烧室的流场特性,促进航空发动机燃烧室的研制。

基于液滴高压蒸发理论的变时滞燃烧室动力学建模与研究

为实现燃烧室组件的精确建模及其动力学特性的仿真研究,以零维时滞燃烧室模型为基础,考虑燃烧室内喷射、雾化、蒸发、混合、化学反应过程,采用针栓喷注器SMD(Sauter Mean Diameter,索特尔平均直径)经验关联式以及液滴高压蒸发理论对液氧/甲烷推进剂组合的燃烧时滞进行求解,建立了基于液滴高压蒸发理论的变时滞燃烧室模型。基于1 kg/s级推力室开展热试车验证了变时滞燃烧室模型的准确性,结果表明:所建立的变时滞燃烧室模型可以较为准确地预测燃烧室的压力以及温度动态响应过程,与试验结果相比,稳态压力以及温度误差均在6%以内,压力参数动态响应时间的误差在14%以内,仿真结果具有较高的精度。基于变时滞燃烧室模型开展仿真研究,研究发现:液氧液滴初始粒径以及燃烧室温度作为影响液氧液滴寿命的主要因素,主导着液氧时滞的变化;变时滞模型可以根据工况参数动态计算推进剂燃烧时滞,启动初期喷注器雾化效果较差,液滴最大粒径达到800μm,且燃烧室温度低,进而导致燃烧时滞偏大,最大达到了1100 ms,约为稳定工作状态下燃烧时滞的40倍。本文所建立的变时滞燃烧室模型可根据工况参数对燃烧时滞进行动态计算,相较于传统时滞模型,其燃烧时滞的变化趋势更符合发动机实际工作过程,同时其室压的响应时间、稳态值也更接近实验值,该模型未来可为实际发动机时序设计等提供仿真支撑。

模型燃烧室冷态流场的数值研究

本文采用α-ε湍流模型对模型燃烧室内湍流冷态流场进行了数值分析.采用混合差分格式和SNIP方法进行数值求解.得到了燃烧室内回流区再附长度及速度分布的数值解.计算结果与有关文献的实验数据吻合较好.本文的工作可以作为建立突扩型燃烧室计算模型的基础.

环形模型燃烧室燃烧不稳定模态实验研究

针对环形模型燃烧室燃烧不稳定模态开展实验测量研究,对燃烧室内的压力脉动及不稳定模态进行识别分析,探讨了当量比和周向火焰个数对燃烧不稳定模态和模态转变的影响规律.实验结果表明,环形模型燃烧室所有喷嘴均工作时,燃烧室内同时存在纵向模态和周向模态,且周向模态在驻波模态和旋转模态之间发生相互转变.当量比为0.72时燃烧室周向主导模态为负向旋转模态,其他当量比下为周向平均气流调制下的驻波模态.随着周向火焰个数的减少,环形模型燃烧室周向脉动幅值增加,脉动频率降低.不过周向火焰个数对周向脉动主导模态类型影响很小.

蒸发式稳定器燃烧不稳定性初步研究

对蒸发式火焰稳定器结构的模型燃烧室进行了燃烧不稳定性实验。实验中选取了3个当量比,分别为0.4545,0.5454,0.6363。每一个当量比中,值班级供油的比例从2%变化到36%,间隔为2%。利用动态压力传感器测量了不同当量比以及不同值班级供油比例时燃烧室内动态压力的频率和振幅。为了进行对比,在以上3个当量比时,也对普通V型稳定器进行了实验。结果显示,蒸发式稳定器激发了130Hz和203Hz两个不稳定模态。V型稳定器只激发了203Hz一个不稳定模态。总当量比不变时,随值班级供油比例的增加,除当量比0.6363工况的203Hz模态振幅呈现减小趋势,其他燃烧不稳定性模态的振幅均先增大后减小。对燃烧室进行了一维声学模态分析,130Hz和203Hz模态分别为系统的第2和第3阶纵向模态。

基于入射空气温度的无焰燃烧气动特性数值分析

提出了基于入射空气温度的无焰燃烧(AITFC)新型燃烧室,CFD数值研究了AITFC模型燃烧室内的流体流动结构。对头部引射混合区的引射混合、空气流量分配、回流区内气-雾滴颗粒两相流行为、以及尾部稀释区混合效应等气动特性的数值研究结果表明,所设计的新型模型燃烧室能满足组织AITFC无焰燃烧所需要的气动力学条件。研究结果符合相关的理论和规律。研究结果能为无焰燃烧技术应用于燃气轮机燃烧室设计提供参考价值。

航空煤油HiTAC燃烧特性的数值分析

采用合理的气-雾两相流流动、混合、燃烧、传热和NOx生成数学模型,对模型燃烧室内航空煤油的高温空气燃烧(HiTAC)特性进行了CFD数值模拟。数值模拟结果表明:通过合理组织燃烧,能使航空煤油实现HiTAC燃烧特性。燃烧室内温度梯度明显降低;燃烧温度场趋于均匀;有效降低污染物NOx的排放。计算结果与相同条件下的重油HiTAC燃烧试验结果有相同规律。

发动机喷雾燃烧流场实验研究基本方法

燃烧流场的诊断测试以及规律阐释,对于发动机的设计研制和工程应用具有重要价值。该文围绕发动机燃烧室中喷雾燃烧流场的实验研究,总结了以现代光学诊断为主要手段的综合实验技术。分别针对喷雾两相流场、喷雾燃烧流场的测试分析,阐述了纹影法、激光多普勒测量、激光诱导荧光测量、激光粒子分析等测量方法的基本原理及实验系统。该文还对实验室常用的光学透明模型燃烧室,如单喷嘴圆柱燃烧室和环形燃烧室,及其燃烧流场的测量进行了介绍。该文旨在为相关研究者了解喷雾流场的光学实验测试技术提供参考,为新型燃烧流场测量仪器设备或新型测量技术的研发提供基础。

DMCP燃料机理及其在燃烧数值模拟中应用

高能量密度燃料具有更高的体积热值,其机理研究对发动机燃烧过程模拟具有重要意义。针对火箭发动机使用的高能量密度燃料1,2-二环丙基-1-甲基环丙烷(DMCP),本文构建了其燃烧反应详细机理,并采用直接关系图法(DRG)以及基于DRG的敏感度分析方法(DRGASA),以燃料点火延迟时间为指标进行简化,得到了40物种133反应的简化机理。在当量比0.5-2.0,压力1.0-20.0 atm,温度900-1300 K的宽工况范围内,通过动力学模拟进行了简化机理的验证,点火延迟时间平均误差为12.59%,层流火焰速度平均误差为6.64%,表明简化机理的合理性。将该简化机理用于火箭发动机模型燃烧室的数值模拟,并与总包机理的数值模拟对比,结果表明高精度简化机理模拟的流场合理,而总包机理对温度的预测偏高,表明该简化机理可用于发动机燃烧模拟。

大涡模拟模型燃烧室燃烧性能计算

对带双级扩压器的模型燃烧室气液两相瞬态喷雾燃烧过程,在三维贴体坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法进行数值研究,同时采用多维经验分析法预估燃烧性能.采用k方程亚网格尺度模型模拟亚网格湍流黏性;亚网格EBU(eddy-break-up)燃烧模型预估化学反应速率;多维经验分析法计算燃烧性能;并在非交错网格体系下气相采用SIMPLE(semi-implicit method for pressure-linked equations)算法对控制方程进行求解,液相采用随机离散模型,两相之间的耦合采用PSIC(particle-source-in-cell)算法.通过大涡模拟瞬态及时均计算结果表明:与粒子图像测速仪(PIV)测量的瞬态速度场、出口温度分布试验数据吻合,表明在三维贴体坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法,数值模拟模型燃烧室两相喷雾燃烧流场,所采用的亚网格模型可以用于燃烧室气液两相喷雾燃烧流场的大涡模拟;燃烧性能计算结果与试验测量结果基本一致,说明所采用多维经验分析法可以用来数值模拟航空发动机燃烧室燃烧性能的计算,特别是污染物的预估,为设计低污染高性能航空发动机燃烧室提供有用的设计依据.

旋流叶片安装角对低排放燃烧室性能影响的数值研究

为研究旋流器预混级结构对燃烧室性能的影响规律,以环管型模型燃烧室为研究对象,采用数值仿真的方法,分析了第二级预混级叶片安装角对燃烧室冷态流场流动和掺混特性以及燃烧特性的影响。结果表明:第二级叶片安装角对回流区尺寸、燃料/空气掺混特性和燃烧特性有明显影响;随着第二级叶片安装角度增加,旋流强度增加,回流区径向宽度增加,总压损失增加,旋流器出口和火焰筒内燃料分布更均匀,燃烧场温度降低,NOx生成量降低,CO生成量极低且对第二级叶片安装角变化不敏感。在研究范围内,第二级叶片安装角为50°时燃烧室性能最好,燃烧场总压损失为3.17%,燃烧效率为99.99%,NOx生成量为4.26×10-6。

燃烧室流动混合过程的代理模型

为了构建适用于燃烧室冷态流动混合过程的代理模型(surrogate model,SM)的方法,该文研究了构建过程中的关键步骤,通过使用Latin超立方抽样(Latin hypercube sampling,LHS)方法进行样本选取,在完成数值模拟后使用本征正交分解提取样本间的主要特征进行降维,再通过Kriging插值法完成工况插值。结果表明:该构建方法能够处理冷态高速、高湍流度、强旋流动和燃料/空气掺混,精度高于国际平均水平。同时,该文提出了构建方法的应用准则,为后续更复杂、包含燃烧反应过程以及结构变化的燃烧室SM构建奠定基础。

超燃冲压发动机隔离段流场抗反压能力数值模拟

隔离段是双模态超燃冲压发动机实现双模态和模态转换的一个重要部件,同时,它把进气道和燃烧室隔离开,以防止燃烧室高压干扰进气道,引起进气道不启动。为了更清楚地捕捉流道内复杂激波链,本文使用三阶精度迎风MUSCL格式,K-湍流模型,对隔离段进行了数值计算。考虑到燃烧室的不同结构,本文主要针对几种燃烧室结构模型中隔离段抗反压能力进行了计算比较分析,特别是台阶结构可以有效的缓解燃烧室压力对隔离段的影响。

超燃冲压发动机性能影响因素分析

针对设计状态下超燃冲压发动机前体/进气道出口总压恢复系数和马赫数、燃料当量比、后体/尾喷管静压膨胀系数及燃料特性对其性能的影响进行了初步分析。首先通过质量、动量和能量三大守恒定律,利用截面上气流冲量建立了发动机性能与气流参数的内在关系模型,然后对设计状态下超燃冲压发动机的性能进行了研究。研究结果表明,性能影响因素需要最优化折中考虑;燃料对发动机性能影响主要由其热值起决定作用。

Coupled simulation of recirculation zonal firebox model and detailed kinetic reactor model in an industrial ethylene cracking furnace

A coupled system simulating both firebox and reactor is established to study the naphtha pyrolysis in an industrial tubular furnace.The firebox model is based on zone method including combustion,radiation,and convection to simulate heat transfer in the furnace.A two-dimensional recirculation model is proposed to estimate the flow field in furnace.The reactor model integrates the feedstock reconstruction model,an auto-generator of detail kinetic schemes,and the reactor simulation model to simulate the reaction process in the tubular coil.The coupled simulation result is compared with industrial process and shows agreement within short computation time.

Atmospheric Test and Numerical Models Assessment of Annular Combustor on ZK2000 Gas Turbine

ZK2000 is a newly developed 2 MW all radial gas turbine with an annular combustor. In this paper, the authors present the atmospheric test results of the combustor on test rig. Evaluation of several RANS turbulence models and reaction models were used in order to determine which model was the most appropriate combination for comparison with the test results. FGM with SST were selected because of the better agreement with test results in terms of combustor temperature rise, primary zone temperature, liner metal temperature, and NO_x emission predictions.