折流燃烧室燃烧流场大涡模拟

为深入了解航空发动机折流燃烧室内部复杂流场结构,对一种带有离心甩油盘的单头部环形折流燃烧室冷热态流场进行大涡模拟。数值计算模拟了从启动状态到稳定燃烧状态的完整非稳态过程,获得了该燃烧室流量分配、压力损失等参数以及冷热态流场结构。数值计算结果表明:(1)冷热态下燃烧区流场结构分为主回流区和次回流区两部分,主回流区冷态时呈现多涡结构,热态时回流区形状受燃油射流影响呈现对称的双涡结构;(2)燃烧室中各涡团结构由各进气孔射流相互作用形成,涡团结构促进燃烧室内部的能量和质量交换;(3)热态时燃烧室前后涡流板周围存在两个稳定的点火源。

基于曲线坐标系浸没边界方法的折流燃烧室模拟

航空发动机折流燃烧室几何结构复杂,其高保真数值模拟需要高效的网格与边界条件处理方法。采用曲线坐标系隐式浸没边界方法结合大涡模拟-概率密度函数输运方程湍流燃烧模型开发自研软件,并实现WP11中折流燃烧室的高保真模拟。流动模拟中准确解析了该燃烧室中的三股主要气流,且三股气流分别约占进口流量的75%,12.5%和12.5%。两相燃烧模拟中针对拉格朗日框架下的液滴运动和欧拉框架下的湍流燃烧采用不同网格标记,模拟得到的出口径向温度分布规律与实验一致,平均相对误差为17.95%,表明基于本方法开发的自研软件能准确模拟折流燃烧室中的两相湍流燃烧现象。

折流环形燃烧室流动过程数值模拟与分析

为深入研究折流式环形燃烧室燃烧过程,在任意曲线坐标系下发展了一套可对湍流燃烧进行数值分析的数值模拟软件。通过求解偏微分方程生成数值研究所需结构化网格,使用混合差分格式对气相控制方程进行离散并基于SIMPLE算法进行求解,分别采用RNG k-ε与Wilcox k-ω模型分析不同湍流模型对计算结果的影响,近壁区域流动采用三层壁面函数法加以处理。数值模拟结果表明,引入燃烧室的新鲜空气在扩压器出口流动方向发生折返,在扩压器下侧形成了较大的回流区域,导致较大的总压损失。不同紊流模型预测结果与试验数据符合较好,其中Wilcox k-ω最为准确,更适用于折流燃烧室燃烧过程的数值分析。

离心甩油折流环形燃烧室的性能试验

以某离心甩油折流燃烧室为研究对象,采用试验的方法,在不同的甩油盘转速下对其性能进行了研究.研究结果表明,该燃烧室具有较高的总压恢复系数,燃烧室出口温度场分布不均匀系数(OTDF)小于0.3,燃烧室的燃烧效率η在0.99以上,燃烧室的贫油熄火边界较窄.该研究结果为折流燃烧室的设计提供了有益的参考.

致密发散孔冷却环形折流甩油盘燃烧室设计研究

为了研究致密发散小孔冷却环形折流燃烧室的设计方法,根据火焰筒头部无冷却时的流场形态及期望引导的流场形态,对头部壁面发散小孔进行了两种对比性设计。为对比两种方案的优劣,对设计后的燃烧室进行了数值模拟。结果表明通过增加发散小孔,调节内外环射流孔的气量分配,可成功诱导出期望的多涡流场,且方案2的发散小孔冷却效果更佳。证明通过调整内外环发散小孔开孔数量来调节射流孔的射流穿透深度,并结合甩油盘油雾诱导理想的主燃区流场形成是可行的;采用孔倾角为钝角的发散小孔可更好地保护热负荷压力大的前几排火焰筒壁面;通过在高温区增大孔阵疏密度,把高温区处的发散小孔孔径由原先的0.68mm减小至0.3~0.55mm,可实现在不改变冷气流量的前提下,增强换热,降低壁面温度。

微小型甩油盘式燃烧室若干关键技术研究

微小燃烧室设计技术是微型涡轮发动机核心技术之一。研制成功了一款微小型叶片式甩油盘燃烧室,对研制过程进行分析,突破的关键设计技术有:火焰筒容积应足够大,保证停留时间不低于5ms,容热强度在经验范围内;合理设计甩油盘,保证全工况雾化质量良好;构造多涡小涡的主燃区流场结构,控制射流强度和深度;合理分配流量,主燃区稍富油,其后采取小气量逐渐进气方式给气。

折流燃烧室间接点火过程研究

为了研究折流燃烧室的间接点火过程,对三种不同初始火核位置的燃烧室进行大涡模拟计算,并结合燃烧室点火试验和性能试验进行验证。研究结果表明:折流燃烧室的主燃区可分为三个区域,分别是主回流区、横跨气流区以及次回流区;燃烧室点火成功的关键在于初始火炬进入次回流区;通过大涡模拟计算得到的贫油点火边界油气比与点火试验结果的绝对误差在0.004以内。

涡轴发动机折流燃烧室不同进口负压下的点火性能研究

为提升涡轴发动机的高原启动性能,对不同进口负压条件下的折流燃烧室点火性能进行研究。在进口马赫数为0.035、温度300 K、压力56.5~101 kPa的条件下,开展折流燃烧室点火性能试验与冷态数值模拟研究。试验结果表明:随着压力的升高,折流燃烧室的点火油气比逐渐减小。结合数值模拟分析,不同进口负压下折流燃烧室的流场结构与速度分布场变化较小,对于点火性能无影响。进一步分析,随着压力的降低,折流燃烧室内部燃烧的化学反应速率减慢、燃油在燃烧室内雾化性能变差以及蒸发率降低,造成了折流燃烧室的点火性能变差,导致需要更高的油气比来提供更多的点火能量以实现点火。

折流燃烧室几何结构简化和流量统计对比

针对航空发动机燃烧室的高保真数值模拟需求,基于自研软件AECSC-IBM对某型带甩油盘的折流燃烧室的简化结构几何模型和高保真几何模型进行冷态工况数值模拟。结果表明:该折流燃烧室在几何结构上的不同会使得燃烧室的流量分配和流场结构出现差异,在流量分配上简化结构几何模型的3股气流占比分别是16.26%,26.74%和57%,高保真几何模型3股气流占比分别是21.23%,17.58%和61.19%;在流场结构上,高保真折流燃烧室的主燃区位置靠近火焰筒外壳前端,而简化结构折流燃烧室的主燃区域明显靠后。

一种离心甩油盘雾化性能的试验

在离心甩油盘性能试验器上对一种离心甩油盘雾化性能进行了较详细的试验研究,用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)测量了不同转速下甩油盘的燃油雾化粒度索太尔平均直径(SMD)、雾化锥角等性能参数.试验结果表明:在试验转速范围内,随甩油盘转速增大,甩油盘雾化锥角α逐渐减少;随甩油盘转速增大,雾化粒度SMD值逐渐减少,当甩油盘转速大于25 000r/min时,燃油的SMD值基本保持不变;在同一甩油盘转速下,燃油的SMD值随离甩油盘喷油孔距离的增大而增大.

折流燃烧室两相喷雾燃烧流场数值模拟

在任意曲线坐标系下对折流燃烧室两相喷雾燃烧流场进行数值模拟,采用偏微分方程法生成三维贴体网格,采用k-ε双方程模型模拟湍流黏性,分别采用EBU(eddy break-up)-Arrhenius燃烧模型、EDC(eddy dissipation concept)燃烧模型以及二阶矩(second-order-moment,简称SOM)燃烧模型模拟化学反应速率,在非交错网格下,采用欧拉-拉格朗日方法模拟气液两相喷雾燃烧过程,气液之间相互耦合采用PSIC(par-ticle-source-in-cell)算法求解.数值分析不同湍流燃烧模型对折流燃烧室两相喷雾燃烧流场的影响,计算结果与试验数据比较,表明采用不同湍流燃烧模型所得的两相喷雾燃烧流场有所不同,其中SOM燃烧模型和EBU燃烧模型都能较好地数值模拟折流燃烧室两相喷雾燃烧过程.

某折流燃烧室火焰筒壁温试验

在发动机整机上,利用多变色不可逆示温漆测温法对采用全气膜发散冷却结构的某折流燃烧室火焰筒的壁温进行了试验,获得了火焰筒壁面温度分布规律,并将试验结果与流场计算结果进行了对比分析.研究表明:①该折流燃烧室火焰筒壁温分布较均匀,冷却方式合理;②火焰筒壁温梯度较小,最高壁温远低于所选材料的允许工作极限值,预计该火焰筒使用寿命较长.

涡轮喷气式发动机整机环境下折流燃烧室性能试验

采用整机试验的方法,对某型涡轮喷气式发动机从低转速到高转速状态下的燃烧室出口温度进行了测量.结果表明:该折流燃烧室在发动机低转速下性能较差,但各项性能参数随着发动机转速的增加而上升.在发动机设计点状态下,该折流燃烧室各项指标基本符合设计要求,其出口温度分布系数小于0.31,燃烧效率可达98.1%.

折流燃烧室外环前端发散孔综合冷却效率模型实验

针对某型折流燃烧室外环壳体前端典型区域,设计了模拟主流局部流场的发散冷却模型.通过红外热像仪测量发散孔板表面的温度场,分析比较了吹风比、发散孔阵列方式、孔径及开孔率对综合冷却效率的影响.发散孔阵列方式有正菱形、长菱形和超长菱形3种,孔径变化范围为0.6~1.0mm,开孔率范围为3%~6%,吹风比变化范围为1~6.结果表明:由于壳体前端回流区的影响,发散孔板综合冷却效率沿主流方向整体呈现先升高后降低的趋势.吹风比为2时的综合冷却效率最高,发散孔阵列呈长菱形排布较优.在相同的开孔率下,孔径的减小有利于改善综合冷却效率.发散孔板开孔率从3%增加到4.8%可以显著提高综合冷却效率.

涡扇发动机折流燃烧室的气动分析

针对某型发动机折流燃烧室附带空心叶片导向器的独特结构,给出了一种简便的气动特性一维计算方法,并与三维数值仿真结果进行了对比。计算结果表明,两种方法计算下的总温总压等性能参数基本一致,在计算火焰筒流量分配时的最大偏差为2.36%,总压恢复系数偏差不大于0.5%。该计算方法为折流燃烧室的流量分配与气动评估提供了便利,适用于燃烧室的改型和初步设计。