Scramjet燃烧室流场的三维并行数值模拟及试验比较

作者采用时间相关法,通过有限体积离散,运用带化学反应的全N S方程,在神州巨型机上,针对试验模型,对油气比Φ=0.0和0.35的喷氢Scramjet燃烧室流场进行了三维并行数值模拟,得到了流场的精细结构。并行模拟所得壁面压力分布与试验所测得的壁面压力分布吻合较好。

三种湍流对Scramjet燃烧室冷态流场的数值模拟

为验证从超音速混合层中发展而来的修正可压缩性(包括膨胀可压缩性和结构可压缩性两部分)的k-ε湍流模型对复杂超音速流场的预测能力,对复杂的超音速燃烧冲压发动机(Scramjet)燃烧室冷态流场进行数值模拟.将修正k-ε模型、标准k-ε模型以及标准k-ωSST模型的计算结果与实验结果进行了对比.结果表明,修正k-ε模型能够较好地预测该复杂流场,对湍流动能的预测改进较大,优于k-ωSST的结果,与实验吻合得较好;壁面压力分布以及速度分布在激波附近修正明显,与实验结果更加吻合.

燃烧室抛光技术对汽油机经济性影响的研究

在一台单缸汽油机上,进行了燃烧室壁面抛光前后燃烧相位、燃烧持续期与平均指示热效率相互影响变化规律的试验研究。结果表明:单缸汽油机以化学计量空燃比、低负荷、低圧缩比运行时,抛光后的燃烧室传热损失减少、经济性改善,平均指示热效率从40.8%上升到了42.2%,而随着负荷的增大、压缩比的提高,抛光后燃烧室传热损失减小带来的爆震效果增强,燃烧相位推迟和燃烧持续期延长,最终导致平均指示热效率下降;当汽油机以稀薄燃烧模式运行时,平均指示热效率上升,最高热效率超过45%;当汽油机进入爆震区域以10.5 bar负荷运行时,抛光后燃烧室传热损失减少增强了爆震效果,导致平均指示热效率相比于抛光前总体下降。

气道及燃烧室对米勒循环发动机性能的影响

基于CONVERGE软件对比分析了中、高滚流比进气道及挤气结构对缸内流场及燃烧特性的影响,仿真与试验变化趋势较为一致,结果表明,在2500rpm 1.2MPa工况下,相比高滚流气道,中滚流比气道及挤气方案缸内流场的变强,燃烧特性变好,油耗分别降低0.5%、2.13%;在6000rpm 1.5MPa工况下,中滚流气道流场及燃烧变差,功率降低2.2%,而挤气方案流场降低幅度相对较小,且流场分布相对较好,爆震倾向变好,燃烧相位提前,功率提高4.17%。

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。

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。

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。

多次启动燃烧室燃油主动冷却模拟试验

高超声速飞行器在不同马赫数、不同高度间跳跃飞行时,燃烧室在不同工况下间歇工作,热载荷发生交替变化,为保证燃烧室结构正常工作,采用燃油主动冷却对燃烧室进行热防护。为了验证燃烧室在燃油主动冷却时是否结焦积碳进而影响其正常工作,设计了多次启动燃烧室燃油主动冷却模拟试验装置,该装置采用电加热的方法模拟高温来流产生的交变热载荷,对主动冷却燃烧室模拟试验件进行了热壁冷油、热壁热油和燃油不流动状态试验考核。结果表明:主动冷却燃烧室热结构通过3次以上的热壁冷油、热壁热油循环试验后,试件未发生损坏;随循环次数增加,试件流阻增加较小,热壁热油工况的压差增加高于热壁冷油工况;对试验件进行剖切检查,发现冷却槽内积碳不明显,积碳主要出现在燃油出口的燃料集液腔内。

中轴流场参数波动对超燃燃烧室性能的影响研究

当吸气式飞行器在进行宽域飞行时,燃烧室中轴线上流场会发生较大改变,流场参数沿轴向发生“波动”。因此,有必要开展中轴线流场参数波动对燃烧室性能的影响研究,为吸气式飞行器燃烧室在进行宽域飞行设计时提供相关理论支持。在N-S气相控制模型的基础上,结合燃烧模型、湍流模型、燃速模型、加质模型,建立了固体燃料超燃冲压发动机燃烧室流动燃烧数值仿真模型。通过该模型,开展中轴线上流场参数波动对燃烧室性能的影响。研究结果表明:宽域飞行时不同的飞行工况导致的入口空气流量不同,会引起燃烧室内马赫数沿流向振荡,振荡幅值越大,总压损失越大。入口空气流量过高或过低都会导致燃烧室内气流马赫数振荡,但选取合适的入口流量可显著降低燃烧室气流马赫数的振荡幅值。因此,针对需要在宽域条件下工作的燃烧室,应设计合适的入口流量使燃烧室整个工作周期内流场马赫数振荡综合最小,进而降低燃烧室流动损失,并提升燃烧室工作性能。

燃烧室结构对中负荷反应活性控制压燃发动机影响的模拟研究

通过机理耦合和自动优化构建了包含重质柴油成分的多组分汽油/柴油替代物反应机理。将机理与CONVERGE耦合,构建了包含原机omega型燃烧室系统(omega combustion system,OMECS)、分离式涡流燃烧室系统(separated swirl combustion system,SSCS)和横向涡流燃烧室系统(lateral swirl combustion system,LSCS)的三维计算模型,以研究不同燃烧室对中负荷大预混比例条件下反应活性控制压燃(reactivity controlled compression ignition,RCCI)发动机的影响。结果表明,与OMECS燃烧室相比,SSCS和LSCS燃烧室的指示热效率分别提高了4.65%和3.51%,除NO_(x)外,其他排放物均有所降低。能量平衡分析和传热分析显示,传热损失、燃烧损失和排气损失降低;这表明新型燃烧室对RCCI燃烧模式的优化机制与对纯柴油燃烧模式不同。活塞壁面对柴油喷雾的引导效应不明显,但新型燃烧室独特的结构和缸内气流运动(例如SSCS燃烧室的分离燃烧室和LSCS燃烧室凸边两侧的小尺寸涡流等)对传热的削弱效应大于面容比和缸内温度增加对传热的增强效应。在所有的第二次喷射正时(start of injection,SOI)下,新型燃烧室的指示热效率均高于原机。

柴油机活塞燃烧室疲劳开裂失效机理研究

以2种不同结构的柴油机活塞为研究对象,在相同的试验条件下进行发动机疲劳耐久可靠性台架试验,直至2种活塞分别开裂失效。试验结束后,采用金相显微镜和扫描电子显微镜对活塞的微观组织和裂纹形貌进行表征,并结合有限元模拟对活塞燃烧室的开裂失效机理进行研究。研究结果表明:活塞在机械或热机耦合载荷作用下,燃烧室底部会出现较高的拉应力,而机械载荷的周向应力最大值出现在销孔方向的燃烧室底部;活塞运行时间越长,活塞材料越容易发生“过时效”,从而导致活塞的强度和硬度明显下降,引发开裂失效风险;通过将活塞内冷油腔位置向上移动,并根据燃烧室形状将内腔顶部进行等壁厚随形设计,可以降低燃烧室部位的机械及热机耦合应力,有效提高活塞服役寿命。

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。

燃烧室百叶与双排孔冷气对透平端壁冷却性能影响研究

针对燃烧室与透平冷气掺混导致实际二次流发展及端壁冷却性能偏离设计值的问题,综合考虑燃烧室百叶冷气尾迹与双排孔射流,数值研究了多源冷气射流在燃烧室与透平交界区的掺混机制,分析了其对透平静叶端壁气膜冷却与流动特性的影响规律。研究结果表明:空腔涡卷吸大部分百叶冷气,并跨越双排孔冷气向下游发展,马蹄涡卷吸限制大部分双排孔冷气,并向空腔涡外侧发展;当双排孔冷气吹风比M_h=0.5,1.0较小时,马蹄涡导致冷气形成楔形高冷效区域,空腔涡的附着侧和分离侧分别产生了高、低冷效区,随着百叶冷气吹风比M_l的增加,空腔涡强度显著降低,导致位于楔形中心的分离侧冷却效率有所提升;当双排孔冷气吹风比M_h为1.5时,双排孔冷气部分跨越马蹄涡,静叶端壁可实现完全冷气覆盖,此时百叶冷气吹风比M_l从0.5增加到1.5,静叶端壁平均冷却效率可从0.4提升到0.63。该研究为考虑燃烧室与透平交界区实际流动掺混情况的静叶端壁冷却结构与布局设计提供理论基础。

某航改燃机氢燃料燃烧室污染排放特性研究

为了对氢燃料燃烧室的低污染燃烧组织方案提供技术支撑,根据某航改燃机燃烧室的工况及结构参数,设计了三种氢燃料喷射单元(贫油直接喷射(LDI)单元以及两种贫油预混喷射(LPIA和LPIB)单元),通过数值计算方法研究了其流场特性,燃料-空气混合特性及污染排放特性,然后采用粒子群优化算法(PSO)建立了三种单元的NO_(x)排放回归模型。研究表明:氢气喷射方式对流场结构影响较大。LDI单元的中心回流区(CRZ)脱离喷嘴一段距离,LPIA单元的CRZ径向尺寸最大,LPIB单元的下游流场轴向速度最快;LPIA单元燃烧室内燃料-空气混合相对于其它两个单元更加均匀;在设计工况下,LDI单元的NOx排放量不能满足目前新建燃机的排放标准(@15%O_(2),≤30 mg/m^(3)),而LPI单元的NOx排放能够达标,且LPIA相对于LDI单元可降低81.6%;所建立三个单元NO_(x)排放回归模型考虑了燃烧室进口压力、温度、当量比及气流速度的影响,其决定系数R2分别为0.972,0.969和0.953。本文所采用的单元及其性能数据和建模方法可以为氢燃料燃烧室设计提供有效参考。

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。

冲压发动机燃烧室超声速来流横向喷雾轨迹预测模型及动态特性分析研究

为探究超声速来流下圆柱横向射流轨迹及喷雾动态特性,在宽来流马赫数(Ma=1.50,2.02,3.09)条件下开展了不同喷嘴直径与喷注压力的煤油喷雾试验,通过纹影系统捕捉射流图像并进行外边界拟合与频谱分析。建立了考虑射流前激波效应的穿透深度预测模型,最大与平均相对误差较先前的预测模型分别下降约36%和19.1%。通过快速傅里叶变换分析,发现喷雾所受扰动以低频波为主,同时伴有时间特征较为复杂的波动。本征正交分解分析结果证明,喷雾表面同时存在高低频扰动,但低频波占据主导地位,高频波能量较低可被忽略,对应了快速傅里叶变换分析结果;低频波频率与来流有效韦伯数有关,有效韦伯数增大会使波长减小,当喷雾前端的来流速度差别较小时,频率就会增大。

淬熄高度和空气分配比例对RQL燃烧室燃烧特性的影响

基于富油/淬熄/贫油(RQL)技术原理,设计一种燃气轮机低排放燃烧室.在保持燃烧室进口参数不变的前提下,研究不同淬熄结构高度及空气流量分配比例对燃烧室内流场、温度场及污染物生成特性的影响.结果表明:淬熄结构高度和空气分配比例是影响燃烧室燃烧性能的重要参数,随着淬熄结构高度的降低,燃烧室出口氮氧化物NO_(x)的排放量增加;随着富油区主燃孔与淬熄空气质量流量的空气分配比例降低,燃烧室出口NO_(x)的排放量先降低后增加,存在一个最佳的空气分配比例使NO_(x)排放量最低;热力型NO_(x)的生成量与温度高于1900 K的区域大小和最高燃气温度存在直接关系.基于此设计的燃烧室在所研究的工况下,最低NO_(x)排放量可低于35 mg/m^(3),达到了低污染燃烧室排放标准.

基于预训练模型的中心分级燃烧室燃烧振荡 预报方法

为促进实现燃气轮机燃烧室中的燃烧振荡预报,提出一种结合预训练和迁移学习的研究思路。在预训练阶段,开展短火焰筒和长火焰筒下两类火焰图像的对比学习以完成编码器的自监督预训练。在迁移阶段,除了对特征编码构建线性分类器的直接迁移,本文还提出将工况参数作为先验条件的贝叶斯迁移学习。结果表明,在两种迁移学习方式下预训练模型相比传统监督学习模型具有4.6%左右的性能提升。同时基于贝叶斯推断的迁移学习相比直接迁移鲁棒性更好。通过主成分分析和分层聚类,验证预训练模型能够提取火焰图像更为通用的热声特征。

基于详细化学反应机理的加力燃烧室湍流燃烧数值研究

为了深入理解加力燃烧室的湍流燃烧特性,开展了燃油配置和内涵进气参数对燃烧性能影响的二维数值研究.基于燃油喷嘴和火焰稳定器附近涡系结构和涡量探究了油气掺混过程,通过燃烧室压力、温度、流速、湍动能等分布情况揭示了流场和温度场的组织状况,阐述了燃油、氧气的分布情况以及主要燃烧产物的生成机制,揭示了燃烧室典型截面温度和流速的分布特征.结果表明:燃油总流量增加整体上增强了三圈的燃烧性能,内涵进气参数下降减弱了内圈和中圈的燃烧性能,较高内涵进气压力是保障高效燃烧最关键的运行措施.

部分旋流对加力燃烧室流动和燃烧性能的影响

为改善先进加力/冲压燃烧室燃烧组织困难等问题,采用设置进口部分旋流,在燃烧室中产生局部离心力来增强油气掺混和加速火焰传播。通过数值模拟和试验的方法,研究了不同旋流进口位置及角度下部分旋流加力/冲压燃烧室的流动特性、燃烧效率及值班点火火焰发展过程。研究发现:多区域旋流进口与不同旋流角度的组合会使流动损失增大,但可以在燃烧室建立一个局部超重力场,增强油气掺混和加速点火过程火焰传播。相比于无旋流,旋流进口可以提高值班火焰传播速度;旋流进口最高可提升2.35%的燃烧效率。