燃烧边界条件对乙醇均质压燃燃烧的影响

在一台由CA6110柴油机改造而成的单缸发动机上进行了燃烧边界条件对乙醇燃料均质压燃(HCCI)燃烧过程影响的试验研究。结果表明,在转速和进气温度一定时,随着过量空气系数的增加,着火始点推迟,燃烧持续期变长,缸内的最大燃烧压力降低,放热率降低,(?)_(50)(50%乙醇燃烧放热量所在的曲轴转角)位置推迟,燃烧效率降低；在发动机转速、进气温度和过量空气系数一定时,随着EGR率的升高,着火始点推迟,燃烧持续期延长,(?)_(50)位置推迟,放热速率降低,压力升高率变小,缸内最大燃烧压力减小,燃烧效率降低。在转速和供油量一定时,随着进气温度的升高,着火始点提前,燃烧持续期变短,压力升高率变大,缸内的最大燃烧压力变大。得到了发动机转速、过量空气系数和对应于最大指示热效率点的进气温度间的MAP图。

排气再循环与燃烧边界条件耦合对增压汽油机有效热效率的影响

在一台小型增压进气道喷射汽油机上开展了排气再循环技术与关键燃烧边界协同性对发动机燃油经济性和燃烧循环波动影响的试验研究。结果表明：增压技术、排气再循环技术和压缩比协同控制较为重要,协同性明显影响燃油经济性和燃烧循环波动;转速为2 000r/min、负荷为0.2~0.4 MPa时排气再循环对燃油经济性改善不明显;转速为1 500~2 500r/min、负荷为0.6~1.0MPa时排气再循环率对汽油机燃油经济性改善明显,燃油消耗率降幅为2%~7%;考虑高能点火系统本身能耗,转速为2 000r/min、负荷为0.2~1.0MPa时多重火花电容放电的高能点火系统对燃油经济性改善不明显,但循环波动得到了改善;对于上市整车匹配1.6L进气道喷射汽油机,采取集增压技术、排气再循环技术、高滚流进气道和1.3L排量措施后的进气道喷射汽油机的整车循环油耗降低了8.86%,整车具备达到相应油耗水平的潜力。

VVL米勒循环协同燃烧边界对增压直喷发动机部分负荷有效热效率影响

在一台表征现阶段水平的增压直喷汽油机上,开展VVL米勒循环策略与关键燃烧边界协同性对发动机燃烧热效率及部分负荷燃油经济性的试验研究。结果表明:VVL米勒循环可有效降低发动机泵气损失。在转数为2 000 r/min、负荷BMEP为0.2 MPa工况下,VVL米勒循环泵气损失改善约14%;VVL米勒循环需协同优化燃烧系统,提升湍动能水平削弱其不利影响;考虑高能点火系统能耗,对2 000 r/min、负荷BMEP为0.2 MPa工况下,BKC高能点火系统对BSFC改善不明显,但可改善COV_(IMEP)。在转速为2 000~3 000 r/min以下、负荷BMEP为0.2~0.4 MPa时,VVL米勒循环对燃油消耗率降幅约为2%~5%。

燃烧室结构对柴油机燃烧过程影响及边界适应性的模拟研究

以共轨柴油机为研究机型,在保持压缩比不变条件下,基于方案A（缩口率最大）,设计了方案B（缩口率最小）、C（径深比最小）、D（径深比最大）三套燃烧室新方案,应用三维CFD方法模拟研究了燃烧室结构对柴油机工作过程的影响规律。计算结果表明,碳烟（Soot）对径深比的变化最为敏感,在降低缩口直径基础上减小径深比（方案C）有利于燃烧后期逆挤流的形成,促进扩散燃烧,降低Soot;不同EGR率时,方案C的Soot最低,方案D因气流运动较弱而最高;随着涡流比增大（0.7~1.5）,方案A在挤流区以及底部凹坑内的速度场显著增强,Soot呈降低趋势,而方案C、D在底部凹坑内及缩口处的速度场则相反减弱,Soot生成则总体呈升高趋势;在不同的EGR率、喷油持续期和涡流比条件下,方案C的NO和Soot都最低,其对燃烧边界的适应性总体较好。

基于边界层燃烧方法的宽速域飞行器内流道减阻研究

为了降低宽速域飞行器的内流阻力,基于边界层燃烧方法,分析了系列进口马赫数条件下二维扩散段总阻力中摩阻和压阻的特性,研究了不同进口马赫数下摩阻和压阻分量对总减阻的贡献、燃烧影响区域和壁面热流密度,探讨了喷射参数对减阻效果的影响,探索了边界层燃烧方法在典型混压式进气道中的减阻应用。结果表明,随着进口马赫数的增加,总阻力中摩阻分量随之增加;边界层燃烧对摩阻和压阻减阻的机理有所不同,壁面附近流场特性变化使得摩擦系数减小,燃烧局部增压对壁面产生的增推效果使得压力系数减小;从总内阻减阻百分比看,在相同燃料/空气当量比下,低马赫数工况下边界层燃烧减阻效果不如高马赫数工况,且在低马赫数工况下,喷嘴附近壁面热流密度会显著增加;在本文所研究的参数范围内,摩阻和压阻对当量油气比更为敏感,而对喷射方向和喷射速度不敏感。

可压缩湍流边界层燃烧减阻研究综述

减阻设计对于提高超燃冲压发动机性能具有重要意义,而边界层燃烧是一种有效的减阻方法。综述分别从实验、理论和数值模拟研究方面介绍了边界层燃烧减阻的相关进展。实验研究验证了边界层燃烧减阻的有效性,研究了不同因素对边界层燃烧减阻效率的影响,初步形成了将该减阻技术应用于高超声速飞行器的能力。理论研究建立了考虑边界层燃烧的壁面摩阻、热流理论计算模型,而数值模拟帮助揭示了边界层燃烧减阻的内在物理机理。澳大利亚Queensland大学在该方面开展了较为系统的研究,欧洲、美国、俄罗斯、日本等在该方面极少公开发表相关研究成果。中国学者取得了一定进展,但与世界先进水平仍有较大差距,尤其是在实验研究方面。

超声速边界层燃烧减阻技术研究进展

超燃冲压发动机流道内摩擦阻力占高超声速飞行器总摩擦阻力的绝大部分,使推力遭受较大损失。研究表明,与其他减阻方式相比,边界层内燃料燃烧的方式可大幅降低壁面摩擦力,然而其诸多的影响因素及其内部复杂的物理化学过程,使其减阻机理至今仍未完全清楚。分别从边界层燃烧减阻基本特性、实验和数值模拟、减阻机理三方面展开当前超声速边界层燃烧减阻技术研究进展的综述。目前,国内外实验研究已经证实了边界层燃烧减阻的有效性,并开展缩比冲压发动机适用性研究,初步形成了将该减阻技术应用于高超声速飞行器的能力。数值模拟研究了不同释热、激波作用强度以及来流状态参数等真实环境下边界层燃烧减阻的变化规律。但总体而言,国内外对边界层燃烧减阻研究很少,且国外公开实验数据较少,实验研究揭示减阻机理的文章几乎没有,仍存在许多值得探讨的地方。文章在综述的同时,对下一步研究提出了相关建议。

激波后沉积粉尘的燃烧特征

激波掠过可燃沉积粉尘后将使粉尘颗粒上扬、点火与燃烧。该文给出了描述该现象的理论模型，并对此进行了数值模拟。结果表明，激波马赫数越大，气相中氧气含量越高，颗粒初始直径越小，则颗粒的点火延迟时间越小，颗粒温度及化学反应速率上升越快，颗粒的燃烧时间愈短。

以HCCI燃烧过程为主要研究对象的模拟燃烧系统

所论述的模拟燃烧系统是针对均质混合气压燃特性试验研究开发研制的装置,主要由燃烧系统主体部分、混合气配给系统等组成。该装置具备定压燃烧过程、复合燃烧过程以及定容燃烧过程的研究试验功能,且具有良好的边界条件可控性。燃烧系统压缩终了压力可达到2.6MPa,活塞最高速度为5m/s,平均速度为2.18m/s。

氢与碳氢燃料气膜边界层燃烧的大涡模拟研究

本文对应用于超燃发动机内流道中的氢与碳氢燃料气膜冷却的边界层燃烧现象进行大涡模拟。研究表明碳氢燃料气膜的边界层燃烧主要由较厚的扩散火焰构成,化学反应释热区位于混合层外侧远离壁面的位置,且在释热区和壁面之间存在着吸热裂解反应区,强度与释热反应强度相当。由于边界层底部较慢的吸热裂解反应存在,一部分氧气可以与碳氢燃料气膜进行具有预混性质的裂解反应,使得碳氢燃料气膜在裂解反应路径中表现出很强的非平衡特征。而氢燃料气膜的边界层燃烧反应速率极快,反应近乎处于“混即燃”的平衡状态,火焰锋面由薄的扩散火焰构成,火焰锋面位置更为靠近壁面,且平行于壁面发展。

乙醇燃料均质压燃发动机的试验研究

利用进气预热和废气再循环(EGR)控制方法,在由CA6110柴油机改造的单缸发动机上进行了以乙醇为燃料的均质混合气压燃(Homogeneous Charge Compression Ignition,HCCI)试验研究.结果表明:在过量空气系数λ=1～9时,发动机可以实现HCCI燃烧,但由过量空气系数和EGR率表示的HCCI工作范围受爆震和部分燃烧的限制.乙醇燃料HCCI燃烧最大平均指示压力可达到0.6 MPa,指示效率可达到60%.在HCCI燃烧中只产生少量的NOx,但是未燃HC和CO的排放较高.

固液混合发动机燃面退移速率提升途径研究进展

从经典的燃烧边界层理论出发,通过对高分子聚合物燃面退移速率理论表达式的讨论分析,提出降低固体燃料热分解气化所需热量和强化高温燃气向燃面传热均是燃面退移速率提升的技术途径,进而从燃料配方优化、燃气流动优化和采用液化燃料三个方面综述了国内外在燃面退移速率提升方法上所做的有益尝试,并对这些方法的优缺点进行了评述,可为后续燃面退移速率提升技术研究提供必要参考。

利用相关性规则挖掘FSR参数对降低燃机启动阶段气耗的影响

某公司新建投产的3台400 MW机组通过对低氮启动技术(Low Visible Emission,简称LVE)的运用和优化改造,启动过程中黄烟现象已顺利消除,但却出现了启动阶段燃烧熄火频繁的问题。经检查排除硬件问题后生技部成立项目攻关小组,根据GE提供的公开资料和机组启动流程推测是燃料的配比较保守,机组启动升速过程中由于燃料量较少,燃烧的稳定性本身就处于很窄的边界范围内,一旦出现天然气热值偏低或天气变化等因素影响就容易出现熄火现象。

基于机器学习的边界层湍流燃烧壁面模型

大涡模拟是研究工业燃烧装置燃烧问题的重要方法,但是受壁面约束的湍流燃烧模拟十分具有挑战性。传统的湍流边界层壁面模型计算成本较小,但在燃烧工况下的精度较低。本文利用直接数值模拟数据库,建立了大涡模拟框架下湍流边界层壁面应力的神经网络模型。模型的训练数据来自冷态湍流边界层,模型在冷态和燃烧的工况下进行了验证。结果表明,在湍流燃烧边界层工况下机器学习模型比传统的壁面模型更准确。

高马赫数燃烧室离散孔燃料膜热防护和减阻特性

为了探究碳氢燃料化学反应对离散孔气膜冷却特性和减阻特性的影响,选择4种离散气膜孔构型:圆柱型孔(CH)、交错叉排孔(MH)、交叉射流孔(DJH)、收缩扩张孔(CEH),开展高马赫数燃烧室内离散孔气膜数值研究,分析对比了碳氢燃料化学反应对不同离散孔气膜冷却特性和减阻特性的影响。研究结果表明,碳氢燃料化学反应使得近壁面区域冷却射流动量降低,冷却射流形成涡旋结构强度减弱。碳氢燃料化学反应通过裂解吸热反应提高了离散孔气膜冷却效率,扩展离散孔气膜冷却的展向覆盖范围。其中,交叉射流孔和收缩扩张孔射流展向速度分量大进而冷却覆盖范围较大。边界层内碳氢燃料燃烧减阻作用进一步降低壁面剪切应力,燃烧导致涡结构耗散减少以涡结构主导的掺混过程,掺混程度降低促使燃烧减阻性能减弱,交错叉排孔和收缩扩张孔分别有27.4%和18%的减阻效果。

边界层燃烧在超燃冲压发动机内的摩擦减阻特性

以模型超燃冲压发动机为研究对象,该文设计了一种边界层燃烧装置,基于考虑边界层转捩的四方程Transition SST湍流模型,化学反应动力学模型采用9组分27步反应的氢气/氧气反应模型,对边界层燃烧在超燃冲压发动机内的摩擦减阻特性进行数值模拟研究。结果表明:引入边界层燃烧可以使超燃冲压发动机燃烧室壁面摩擦阻力得到大幅度降低。发动机下壁面采用扩张型面会抑制燃烧室内的边界层燃烧,不利于燃烧室内的壁面摩擦减阻,但尾喷管段的减阻效果更为明显;而当发动机流道下壁面向主流收缩时会增强燃烧室内的边界层燃烧,进而增大燃烧室内的减阻效果,但不利于尾喷管段的减阻,若能保持燃烧室下游的边界层燃烧火焰,采用收缩型面构型的发动机减阻效果最优。

变物性平面上边界层燃烧分析

本文通过解析方法分析了Pr与Sc不为1的情况下挥发燃料平面上平行氧化剂来流形成的边界层中的火焰面。对给定的物性,火焰位置和温度以及气化率可以被显式表达。同时也得到了和数值结果符合较好的挥发边界布拉休斯方程的近似解。

超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究

针对带有后向台阶的等截面受限空间,通过三维数值模拟开展了超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究。分析对比了飞行马赫数为5、6、6.5及7对应的燃烧室入口条件下相同质量氢气喷注、燃烧对壁面摩擦阻力的影响机制以及不同喷注压力对喷孔下游壁面剪应力的影响。研究结果表明,同等质量的氢气,低速喷注优于高速喷注(507、50.7kPa喷注压力分别得到10%、5%左右的减阻效果)。近壁区燃烧得到接近70%的减阻效果;气流经过突扩结构之后,壁面剪应力呈现规律地不均匀变化,最大差异达100%;剪应力与密度变化趋势基本吻合。因此,发动机内流道减阻的关键在于营造近壁区低密度场;稳定、有效的减阻区域发生在靠后方的位置,但由于流动掺混、燃料的燃烧消耗,减阻效果沿流向逐渐减弱。

One-Dimensional Analysis of Thermal Choking in Case of Heat Addition in Ducts

The thermal choking phenomenon is of great importance in an inlet isolator in dual-mode ram jet/scramjet combustor. In some cases the choked flow creates a pseudo-shock wave including a shock train in it at the engine inlet and causes large amounts of drag and radically reduces the performance of the engine at high flight Mach numbers. The present paper describes a one-dimensional flow model taking account of the upstream boundary-layer as well as heat addition by using a mass-weighted av- eraging technique. The simple relationships for the flow field in a constant area duct in which the effect of the upstream boundary-layer is considered but the effect of the wall friction in the duct can be neglected are presented. The results of the calculation such as the maximum heat addition when the thermal choking occurs, the downstream Mach number and the static pressure ratio are presented and examined in detail.