Ignition and Lean Blowout Characteristics of a Reverse-Flow Combustor for an Ultra-Compact Gas Turbine Engine

The flame stability limit and propagation characteristics of a reverse-flow combustor without any flame-stabilized device were experimentally investigated under room temperature and pressure.The results indicate that it is feasible to stabilize the flame in the recirculation zones constructed by the impact jet flow from the primary holes and dilution holes.The flame projected area is mainly distributed in the recirculation zone upstream of the primary holes,whose presence and absence mark the ignition and extinction.During the ignition process,the growth rate and value of the flame projected area first increase and then decrease with the inlet velocity increasing from 9.4 m/s to 42.1 m/s.A rapid reduction followed by a slow reduction of ignition and lean blowout equivalence ratios is achieved by the increased inlet velocity.Then the non-reacting fluid structure in three sections was measured,and detailed velocity profiles were analyzed to improve the understanding of the flame stabilization mechanism.The results are conducive to the design of an ultra-compact combustor.

Solution of idle LBO problem for high FAR aero combustor

The paper sheds light on the idle lean blow off(LBO)problem for high fuel air ratio(FAR)com⁃bustor,which is impossible to be addressed with traditional aero combustor design.A significant improvement in aero combustor design is required to resolve the idle LBO issue.The authors detailed a practical and efficient solu⁃tion,which not only solved the idle LBO issue but also defined the aero-thermal design for high-FAR combustor.The design will usher in a new era of aero combustor.

The Effect of Different Reaction Mechanisms on Combustion Simulation of a Reverse-Flow Combustor

Three different reaction mechanisms of kerosene and flamelet models were used to simulate combustion in a reverse-flow combustor.By comparing the effects of different mechanisms on the flow field characteristics,components and temperature distribution of the combustion chamber,the results showed that:Under different reaction mechanisms,there was a strong similarity between flow filed and temperature field,but the penetration depth and temperature distribution of local jets were affected by the mechanism.Due to the different reaction paths and reaction rates,the distribution of major components had a great degree of similarity,but the concentration of intermediate components varied greatly.Comprehensive analysis,the 16 species and 17 species reaction mechanisms can simulate the flow field and outlet temperature distribution of the combustor well.

Effects of Dielectric Barrier Discharge Plasma on the Combustion Performances of Reverse-Flow Combustor in an Aero-Engine

In order to apply plasma assisted combustion(PAC) into a reverse-flow aero-engine and verify the improvement of combustion performance, a feasible approach was proposed in this work. In this approach, based on the structure characteristics of the reverse-flow combustor, a parallel plate double dielectric barrier discharge(DBD) PAC actuator was designed to generate plasma. It was installed at the front of combustor. When the actuator is driven, the original air flow is not disturbed for the device’s structure and installation. Using aviation kerosene as fuel, the effects of plasma on ignition boundary and outlet temperature of the combustor were experimentally investigated at atmosphere pressures. Through the dual high voltage differential power supply, the large gap, large area and uniform plasma discharge was achieved. The results of PAC actuator discharge indicate that inlet air temperature has a small increase of 4–9 K. After PAC is applied, the combustion performances of reverse-flow combustor in an aero-engine are remarkably improved. Experimental results indicate that ignition boundary is widened by 3.7%–12.5% because of the impact of plasma. Outlet highest temperature of combustor is raised by 19–75 K;outlet temperature distribution coefficient is reduced by 11.1%–26.6%. This research provides an effective and practicable way to implement the application of PAC in aero-engine combustor and has some engineering application significance.

基于Damköhler数的支板稳定器贫油熄火分析方法研究

稳定器的贫油熄火边界预测对于燃烧室的设计具有重要意义。本文开展了支板稳定器的贫油熄火试验,得到了来流温度473~623 K,空气流速在60~130 m/s下的贫油熄火边界。通过数值模拟得到燃烧室的反应场和流场分布,分析了近熄火和稳定燃烧工况时Damköhler数的分布特性。结果表明,流动时间尺度在不同燃油流量下变化不大,化学时间尺度随燃油流量的降低而增大,在近熄火时,Damköhler数大于1的区域为两条明显的带状分布,仅在剪切层保持较高水平,回流区难以加热剪切层的新鲜混气,导致最终熄火;基于CO质量分数确定的关键反应区与实际火焰具有较好的一致性。不同熄火工况下反应区内的平均Damköhler数在1左右波动,最大误差22%,证明基于Damköhler数的贫油熄火分析方法能够揭示贫熄特征,为解决实际熄火预测提供基础。

考虑热障涂层及冷却结构影响的某F级燃气轮机火焰筒数值研究

以某F级燃气轮机燃烧室火焰筒为研究对象,考虑热障涂层及冷却结构对火焰筒气动传热影响,基于流热固耦合方法对额定工况下的火焰筒进行了内部流场、温度场和应力场分析,并将数值分析结果与火焰筒实际损伤情况进行对比。结果表明:数值分析结果的火焰筒高应力区域与火焰筒实际损伤区域基本吻合,采用流热固耦合方法可以预测火焰筒实际损伤情况;不同位置的热障涂层陶瓷层隔热效果相近;基体和热障涂层陶瓷层在冷却结构附近的区域均为高应力区域。

工业燃气轮机先进技术现状及发展趋势

燃气轮机具有功率密度高、碳排放相对较少、启动快、燃烧环保燃料能力等特点,是未来能源领域设备的重要组成部分。为了促进燃气轮机及其相关技术进步,助力研发高性能的燃气轮机,为此对工业燃气轮机先进技术现状及发展趋势进行综述。对与工业燃气轮机相关的通用先进技术发展趋势进行分析,包括高性价比的大规模计算能力、高度自主的系统、增材制造、人工智能和网络安全。对燃气轮机的燃烧、结构材料和涂层、增材制造、热管理、智能运行和维护、闭式和混合循环燃气轮机系统、用于储能系统的燃气轮机等7个重点研究领域的发展目标和趋势进行了详细分析。建议对重点研究领域进行深入研究,提高燃气轮机的效率和负载灵活性、增强与可再生能源的兼容性、减少排放、增强燃料灵活性,以便智能运行和维护,降低燃气轮机的研发成本,同时可助力燃气轮机及相关技术进步。

双涡控径向分级燃烧室流场特性

针对新设计的一种双涡控径向分级燃烧室流场特性,采用粒子图像测速仪试验的方式,获得不同压降(1.5%~5.5%)下该型燃烧室不同展向截面和流向截面上流场结构、流线、流速分布和回流区特性。试验结果表明,燃烧室在凹腔内形成了耦合展向涡与流向涡的三维涡系;主燃级旋流器后外旋螺旋流场与中心回流区共同构成三维涡球结构;凹腔与主燃级流场在主燃孔进气作用下相互耦合。随着压降变化,燃烧室冷态流场存在2种流态,压降小于3.5%时,旋流器旋转气流明显强于凹腔气流,凹腔气流被压至外壁流出,与主流掺混较为困难,在火焰筒下游与主流相互作用;压降大于3.5%时,旋流器旋转气流减弱,凹腔气流一同与旋转气流流出并相互作用,凹腔气流往主流掺混相对较为容易。

3级旋流器各级气量变化对燃烧性能的影响

为了探究中心分级燃烧室各级旋流器叶片数量与相应旋流气量变化对燃烧室性能的影响,基于高推重比和高温升的技术需求,对设计模型进行了除旋流器外分块结构化网格划分,并在ICEM软件中实现混合网格周期性边界条件设置,进行3维数值模拟。结果表明:确定最优方案的3级旋流器叶片数量分别为8、10和15。中心分级燃烧室每级旋流器流通气量随其相应旋流器叶片数量改变呈负相关变化关系;设计油气比为0.045时,中心分级燃烧室最优方案即基准型方案的温升可达1300 K,出口温度分布系数OTDF达到0.13,在性能所要求的0.10~0.15之间,出口径向温度分布系数RTDF达到0.081,在性能所要求的0.08~0.12之间;中心分级燃烧室出口截面OTDF值随火焰筒头部每级旋流器的叶片数量或旋流气量的变化关系是“V”形,RTDF值随头部每级旋流器的叶片数量或旋流气量的变化关系是类“V”形。

中心分级燃烧室同轴射流雾化机理与特性的数值研究

气液同轴射流雾化在先进航空发动机燃烧室中具有重要的应用。设计了同轴射流雾化简化模型,采用LES-VOF结合的方法,在2.7 MPa压力工况下对气液同轴射流雾化过程进行了数值模拟,探究了气流速度与供油压力扰动对射流雾化过程及特性的影响规律。研究发现:随着气流速度的增大,液体射流破碎加快,雾化索太尔平均直径显著减小,当气流速度增加至140 m/s后,其对液体射流雾化的影响减弱;供油压力扰动对射流雾化过程的影响较弱,当压力扰动幅值在供油压差的3%~5%之间时,液体射流的雾化效果改善。

固体火箭超燃冲压发动机点火燃烧过程实验研究

为解决硼基贫氧燃料固体火箭超燃冲压发动机补燃室内硼颗粒超声速点火燃烧难题,设计制造了在超声速燃气射流掺混区域开设观察窗的点火燃烧过程试验样机,开展了含硼贫氧固体燃料的超声速点火试验。试验模拟了26 km,Ma5.9的飞行工况并通过高速摄像获得了点火燃烧过程的火焰形态。试验结果表明:掺混增强装置可以显著改善补燃室内存在的分层流动和一次燃气气固两相分离的现象,为硼颗粒提供良好的点火条件从而提升其附近硼颗粒的点火燃烧性能。通过合理设计掺混增强装置位置,将硼颗粒在一次燃气喷注口附近的高温点火区点燃比在补燃室中段点燃具有更高的燃烧效率,本文设计的燃烧组织结构在试验中实现了硼贫氧固体燃料0.812的燃烧效率。

PIV MEASUREMENT FOR SWIRLER FLOW FIELD IN GAS TURBINE COMBUSTOR

The characteristics of swirler flow field, including cold flow field and combustion flow field, in gas tur- bine combustor with two-stage swirler are studied by using particle image velocimetry （PIV）. Velocity compo- nents, fluctuation velocity, Reynolds stress and recirculation zone length are obtained, respectively. Influences of geometric parameter of primary hole, arrangement of primary hole, inlet air temperature, first-stage swirler an- gle and fuel/air ratio on flow field are investigated, respectively. The experimental results reveal that the primary recirculation zone lengths of combustion flow field are shorter than those of cold flow field, and the primary reeir- culation zone lengths decrease with the increase of inlet air temperature and fuel/air ratio. The change of the geo- metric parameter of primary hole casts an important influence on the swirler flow field in two-stage swirler com- bustor.

基于双向耦合的燃烧室与冷却通道的传热研究

为研究超燃冲压发动机燃烧室与再生冷却通道的耦合传热特性,采用双向弱耦合迭代计算方法,研究燃烧室和冷却通道的特征参数对耦合传热特性的影响规律。结果表明:当量比的增加导致燃烧反应区域和壁面高温区域后移,当量比增大至0.75时,部分壁面高温区后移至超出燃烧段范围,在燃烧室的当量比设计时需考虑冷却通道范围的限制;喷射角度的增大会提高燃烧段壁面平均温度,喷射角度由30°增大到75°时,冷却通道出口裂解率由8%增长到11%;增大冷却剂的工作压力和流量能增强冷却剂的吸热能力,降低燃烧室内壁面温度,最大下降幅度约200 K。

超燃冲压发动机燃烧室流场超分辨率重建

超声速燃烧室受限空间内复杂流场波系结构的获取受到光学测量装置精度的制约。为提升流场时空分辨率特征,本文应用中国空气动力研究与发展中心地面脉冲燃烧风洞获取的试验数据,在发动机入口马赫数2.5的条件下,构建了6种不同当量比下基于压力数据重构的燃烧室流场低分辨率图像数据集,研究了三种提高图像分辨率的方法来提升超燃冲压发动机燃烧室流场重构图像的分辨率。结果表明,本文所提出的流场超分辨率稠密网络(Flow-field Super-Resolution Dense Network,FSRDN)、流场超分辨率生成对抗网络(Flow-field Super-Resolution Generative Adversarial Network,FSRGAN)、传统的双三次插值法(Bicubic interpolation,Bicubic)对流场图像分辨率都提高了4^(2)倍。FSRDN网络所得流场图像结果的峰值信噪比(Peak Signal-to-Noise Ratio,PSNR)、相关性系数(Correlation coefficient,CORR)、感知指数(Perceptual Index,PI)指标均优于双三次插值法,但实际图像存在过于平滑的现象。FSRGAN网络所得流场结果消除了图像平滑现象,使流场图像的细节更加丰富,大幅度优化了PI指标,对燃烧室内的剪切层、斜激波、分离激波等主要波系结构的清晰度有了极大的增强作用。

旋转爆震波传播频率与燃烧室切向声学频率对比的实验研究

为验证旋转爆震波与燃烧室高频切向不稳定燃烧现象是否存在一致性,分别基于宽11 mm的环形燃烧室和圆柱形燃烧室,以乙烯为燃料,以富氧空气(体积分数33%、50%和100%)为氧化剂,通过改变氧化剂的供给流量和当量比开展实验研究。研究发现:在环形燃烧室中,通过改变氧气体积分数得到了不同的旋转爆震波传播模态:当氧气体积分数为33%时为双波对撞模态,爆震波速度亏损为37%~63%,且双波传播频率低于燃烧室二阶切向声学频率;当氧气体积分数为50%和100%时,分别得到了单波和双波传播模态,爆震波速度亏损减小至14%~40%,且单波模态爆震波传播频率高于燃烧室一阶切向声学频率,双波模态爆震波传播频率高于燃烧室二阶切向声学频率。在圆柱形燃烧室中,当氧气体积分数为50%时得到了单波模态,部分工况下爆震波传播速度高于理论C−J速度,且氧化剂流量越大,这一趋势越明显,大部分工况下旋转爆震波传播频率均高于燃烧室的一阶切向声学频率。上述研究表明旋转爆震波传播频率与燃烧室切向声学频率的数值大小和变化规律均不相同,说明旋转爆震波与高频切向不稳定燃烧现象并不存在一致性。

斜坡限制域对脱体火焰宏观形状和燃烧振荡影响实验研究

燃烧振荡是贫油预混火焰中广泛存在的非定常过程,是燃烧室设计中必须避免的。其中,脱体火焰对降低氮氧化物排放有优势,但其燃烧振荡往往更加严重。本文在中心分级燃烧器中,通过实验方法研究了斜坡限制域对脱体火焰燃烧振荡的被动控制效果。本文通过单反相机和高速摄像获取了火焰平均结构和瞬态图像,并通过相平均图像和本征正交分解研究了火焰动态演变过程。结果表明,当台阶高度为0 mm时,不同斜坡张角的斜坡限制域均能对燃烧振荡起到非常显著的抑制效果。而在30°斜坡张角的斜坡限制域中,随着台阶高度的增加,抑制效果变差,但振幅相较突扩限制域发生了明显的降低。

燃烧室结构对煤油预燃裂解气旋转爆轰特性的影响

在固定来流条件下,改变旋转爆轰燃烧室宽度和出口阻塞比,实验研究上述结构对煤油预燃裂解气与空气旋转爆轰传播特性的影响。实验结果表明:适宜的燃烧室宽度和出口宽度能够促进旋转爆轰波(Rotating Detonation Wave,RDW)的稳定自持传播,当燃烧室宽度为20 mm和26 mm,燃烧室出口宽度为4~8 mm时,煤油预燃裂解气和空气能够成功起爆并能稳定传播,增加燃烧室的宽度,RDW传播速度和稳定性均有提升;随着出口阻塞比增加,RDW传播模态经历了稳定单波模态、间断单波模态和双波同向模态,阻塞比的增加能提升燃烧室末端反射激波的强度,促进多波头的产生,RDW传播速度和压力随着阻塞比的增加,经历了升高后降低的变化。

进气温度和含湿量对湿空气透平循环燃烧室实现柔和燃烧的影响研究

本文基于甲烷柔和燃烧的简化化学反应器网络模型,研究了空气进气温度和含湿量对湿空气透平(HAT)循环燃烧室内实现柔和燃烧的影响。针对HAT循环三种典型工况的研究结果表明:空气进口温度和燃烧室头部温度越高越容易实现柔和燃烧。空气含湿量对实现柔和燃烧的临界回流比的影响可以忽略,但空气含湿量的增加会引起点火延迟时间的延长,该影响持续至蒸汽含量达到其临界值,这有利于未燃反应物与烟气的充分掺混。当空气进口温度从381 K上升到881 K时,实现柔和燃烧的临界回流比下降了70%。空气加湿抑制NOx生成效果随着空气进口温度升高变得更加显著。随着空气进口温度的升高,由于热力型NO占主导地位,增加含湿量使得热力型NO迅速下降,而加湿引起快速型NO增加的效果不显著,从而使得整体NOx下降。针对模型柔和燃烧室的实验结果表明:绝热火焰温度在1 650~2 050 K内,热负荷36~59 k W条件下,不同含湿量(Ω=0~0.2 kg/kg)和不同空气进口温度(381,503,640 K)的NOx排放均低于1×10^(-5)@15%O2,而CO排放在含湿量0~0.1 kg/kg范围内同样能保持1×10^(-5)@15%O2以下。上述结果表明,该模型燃烧器能够在不同空气含湿量和空气进口温度下均保持较低的污染物排放。

筒形五喷嘴燃烧室冷态时均流场特性实验研究

为深入研究五喷嘴燃烧室的流场特性,采用高频PIV测量方法对燃烧室中心截面的冷态流场开展实验研究,主要分析了燃烧室入口速度以及中心喷嘴旋流强度对五喷嘴燃烧室中心截面的时均流场特征的影响。实验结果表明:中心喷嘴和外侧喷嘴出口均存在主回流区,外侧喷嘴与燃烧室壁面间存在角回流区,相邻喷嘴射流相互干涉。喷嘴旋流强度相同时,入口速度由10 m/s增大到20 m/s,中心喷嘴和外侧喷嘴的回流区形态、主回流区长度、最大回流速度位置和气流合并点位置基本不变。入口速度为14.3 m/s时,中心喷嘴旋流强度由0.63增大到0.84,中心喷嘴回流区长度增大,外侧喷嘴回流区长度不变,主回流区最大回流速度显著增大,且更靠近喷嘴出口,气流合并点径向位置基本不变,轴向位置向喷嘴出口移动。

双排凹腔燃烧室释热区转移过程中的特性研究

为探究多凹腔燃烧室前后排凹腔释热区转移过程中的演化特性,利用直连台在Ma=3.0条件下进行总当量比(φT)不变,前排凹腔当量比(φ1)增加,后排凹腔当量比(φ2)降低的试验。φ1较低时,前排凹腔为凹腔剪切层稳焰,后排凹腔为射流尾迹稳焰。当φ1增加到一定值,前排凹腔火焰由凹腔剪切层稳焰转换为射流尾迹稳焰,致使沿程压力出现突变。由于φ1较低,当地释热不足以维持火焰为射流尾迹稳焰,前后排凹腔燃烧耦合使得前排凹腔火焰在两种稳焰模式之间切换。φ1继续增加,前排凹腔的释热使火焰稳定在射流尾迹稳焰。之后φ1继续增加,前排凹腔火焰出现不对称的情况,这种不对称是随机的,且随着当量比的增加变得更加明显且持续时间更长。φ1继续增加使得前排凹腔出现火焰闪回现象。