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模拟航空发动机燃烧室出口温度测量实验台 被引量:2
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作者 佟显义 赵国昌 +1 位作者 宋丽萍 赵春雷 《中国测试》 CAS 北大核心 2015年第2期60-64,共5页
为准确测量高温燃气流,搭建燃气温度测量实验台,确定实验台测试段的初始参数和合适的气态燃料。通过研究分析燃料的燃烧结果,确定高速燃烧喷嘴的基本参数,计算燃气流的理论温度,给实验台各主要部件材料的选择提供参考建议。综合考虑上... 为准确测量高温燃气流,搭建燃气温度测量实验台,确定实验台测试段的初始参数和合适的气态燃料。通过研究分析燃料的燃烧结果,确定高速燃烧喷嘴的基本参数,计算燃气流的理论温度,给实验台各主要部件材料的选择提供参考建议。综合考虑上述约束条件,对实验台各主要部件的总体结构和冷却系统进行合理设计。 展开更多
关键词 航空发动机燃烧室 初始测试参数 总体结构 冷却系统 燃气温度测量
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介质阻挡等离子体对航空发动机燃烧室特性的影响
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作者 陈一 费力 +3 位作者 何立明 张磊 朱春昶 邓俊 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第2期369-377,共9页
建立了航空发动机燃烧室等离子体助燃实验平台,开展了航空发动机燃烧室DBD(dielectric barrier discharge)等离子体助燃在模拟航空发动机燃烧室最大状态条件下的性能实验。通过正常燃烧和等离子体助燃的对比实验和分析,研究了等离子体... 建立了航空发动机燃烧室等离子体助燃实验平台,开展了航空发动机燃烧室DBD(dielectric barrier discharge)等离子体助燃在模拟航空发动机燃烧室最大状态条件下的性能实验。通过正常燃烧和等离子体助燃的对比实验和分析,研究了等离子体助燃对4种余气系数和5种电压条件下的平均出口温度、燃烧效率、出口不均匀系数的影响。实验结果表明,与正常工况相比,等离子体助燃后的燃烧效率有所提高,当电压为40 kV时,等离子体助燃时的燃烧效率在富燃料条件下提高了2.31%。实施助燃后出口温度场均匀性也得到改善,但在富油条件下效果最好,出口温度分布系数的减小量超过5%。这些结果对未来将等离子体助燃技术应用于航空发动机燃烧室并提高其性能具有一定的参考价值。 展开更多
关键词 航空发动机燃烧室 等离子体助燃 介质阻挡放电 平均出口温度 燃烧效率 出口不均匀系数
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采用CARS试验技术与UFPV数值方法研究航空发动机燃烧室(英文)
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作者 熊模友 乐嘉陵 +3 位作者 黄渊 宋文艳 杨顺华 郑忠华 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2017年第5期15-23,共9页
在自主开发的软件平台上,采用基于URANS的方法计算航空发动机燃烧室的三维两相燃烧流动,考虑了液态燃油从液膜-液滴-燃气-燃烧的完整物理化学过程。其中,颗粒相采用LISA一次破碎模型,KH-RT二次破碎模型和标准的蒸发模型,湍流燃烧模型采... 在自主开发的软件平台上,采用基于URANS的方法计算航空发动机燃烧室的三维两相燃烧流动,考虑了液态燃油从液膜-液滴-燃气-燃烧的完整物理化学过程。其中,颗粒相采用LISA一次破碎模型,KH-RT二次破碎模型和标准的蒸发模型,湍流燃烧模型采用可以考虑非稳态燃烧特性的非稳态火焰面/反应进度变量方法,得到了航空发动机燃烧室中温度、组分浓度和燃油液滴的颗粒直径分布规律。同时,采用CARS光学手段测量燃烧室主燃区的温度分布,并将数值计算结果与光学试验测量值进行比较,数值计算结果和试验值吻合较好,数值计算误差小于7.3%。说明了本文的数值计算方法和UFPV方法在计算航空发动机燃烧室的两相燃烧流动时具有较高的精度。 展开更多
关键词 航空发动机燃烧室 两相燃烧 UFPV方法 CARS技术
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航空发动机两级反向旋流燃烧室燃烧流场大涡模拟研究(英文) 被引量:7
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作者 周瑜 乐嘉陵 黄渊 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第7期1576-1589,共14页
为深入了解真实航空发动机内燃烧流场,采用动态亚网格模型结合单步快速化学反应(FC)、火焰面(FLM)及反应进度变量(FPV)等三种燃烧模型对径向两级反向旋流燃烧室单头部构型进行了大涡模拟。为避免模型简化误差,对燃烧室包括全部气膜冷却... 为深入了解真实航空发动机内燃烧流场,采用动态亚网格模型结合单步快速化学反应(FC)、火焰面(FLM)及反应进度变量(FPV)等三种燃烧模型对径向两级反向旋流燃烧室单头部构型进行了大涡模拟。为避免模型简化误差,对燃烧室包括全部气膜冷却孔在内的精细结构进行了完全仿真。在已达到统计定常状态的冷态流场基础上首先模拟了燃料喷注和掺混过程,约2.6ms后燃料到达真实的点火位置,随后采用FPV模型在半径3mm的球形区域数值模拟了点火,展示了在主燃孔横向射流作用下初始火焰沿化学恰当比混合分数等值线传播并充满整个火焰筒的发展过程,结果显示火焰到达燃烧室出口的耗时约为6~7ms。不同模型算法预测的平均温度场与CARS测量结果作了对比,LES-FPV,RANS-FPV,LES-FLM以及参考文献中RANS-FLM计算平均误差分别为3.47%,4.17%,7.76%和11.22%,表明LES改进了模拟精度,且FPV模型显著优于FLM模型。RANS-FPV预测的出口存在严重热斑,导致其给出的出口温度分布因子(OTDF)及最大径向温度分布因子(RTDF)值分别达到0.593和0.313;LES-FPV结果均匀性最好,其预测值分别为0.284和0.193。 展开更多
关键词 航空发动机燃烧室 反向双旋流 大涡模拟 动态亚网格模型 快速化学反应模型 火焰面模型 反应进度变量模型
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燃烧室减速熄火条件下滑动弧等离子体对火焰演化的影响 被引量:1
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作者 侯豪豪 陈一 +5 位作者 屈美娇 吴云 胡长淮 许书英 王宇 陈威 《推进技术》 北大核心 2025年第2期154-163,共10页
飞行器在空中大机动和急加减速时,航空发动机燃烧室油气比骤变,某些瞬间会跨越油气比极限,导致稳焰困难,面临熄火风险。针对上述问题,本文提出在燃烧室头部施加滑动弧放电激励,通过等离子体助燃技术改善燃烧室减速熄火特性,基于单头部... 飞行器在空中大机动和急加减速时,航空发动机燃烧室油气比骤变,某些瞬间会跨越油气比极限,导致稳焰困难,面临熄火风险。针对上述问题,本文提出在燃烧室头部施加滑动弧放电激励,通过等离子体助燃技术改善燃烧室减速熄火特性,基于单头部模型燃烧室,研究了不同减油速率下滑动弧等离子体对火焰演化的影响规律。结果表明,施加等离子体助燃能降低脱体火焰距离,将火焰维持在头部附近,以及抑制火焰的衰减速率。在减油速率为8 g/s^(2)条件下,施加等离子体助燃后,脱体火焰距离从63.1 mm缩短至24.8 mm;在燃烧室临近熄火状态下,施加等离子体助燃后火焰质心会向燃烧室头部方向移动,在减油速率为8 g/s^(2)条件下,施加等离子体助燃后火焰质心向燃烧室头部方向移动41.7 mm;另一方面,减油速率为2 g/s^(2)时,施加等离子体助燃使得火焰最大衰减速率降低9.2%。 展开更多
关键词 航空发动机燃烧室 等离子体助燃 滑动弧等离子体 减速熄火 火焰演化
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采用不同建表方法的火焰面模型在燃烧室中的应用研究(英文) 被引量:1
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作者 唐军 宋文艳 肖隐利 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第8期1810-1820,共11页
为加深对航空发动机燃烧室中湍流燃烧过程的理解,采用不同建表方法的火焰面模型对航空发动机模型燃烧室内的湍流燃烧过程进行数值模拟,包括层流火焰面数据库的构建和反应进度变量的PDF类型两个方面。其中,层流火焰面数据库的构造方法包... 为加深对航空发动机燃烧室中湍流燃烧过程的理解,采用不同建表方法的火焰面模型对航空发动机模型燃烧室内的湍流燃烧过程进行数值模拟,包括层流火焰面数据库的构建和反应进度变量的PDF类型两个方面。其中,层流火焰面数据库的构造方法包括基于扩散火焰的FPV和基于预混火焰的FGM模型,反应进度变量的PDF类型包括δ和β分布。LISA和KHRT模型分别用于模拟液膜和液滴的破碎过程,非平衡Langmuir-Knudsen模型用于模拟液滴的蒸发过程。LISA模型得到的液膜破碎距离约为4.6mm,液滴直径在文氏管出口下游迅速减小到10μm左右,并在头部出口下游附近完全蒸发。通过与相干反斯托克斯喇曼散射(CARS)和可调谐二极管激光吸收光谱(TDLAS)测量温度的对比,验证了FPV和FGM模型的精度,并表明在流动变化较大的位置FPV模型具有更高的精度,而其他位置FGM模型具有更高的精度,采用β分布作为反应进度变量PDF的模型,可以有效提高温度的预测进度,而且主燃区内的误差基本都在5%以内。此外采用β分布作为反应进度变量PDF的FGM模型,可以更好地描述未燃混合物被回流燃气点火的过程,而且反应进度变量的PDF类型比层流火焰面数据库构建方法的影响更为显著。 展开更多
关键词 航空发动机燃烧室 火焰面/进度变量 火焰面生成流形 反应进度变量 概率密度函数 建表方法
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双旋流燃烧室两相喷雾试验和数值研究(英文) 被引量:1
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作者 刘日超 乐嘉陵 +2 位作者 陈柳君 杨顺华 宋文艳 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2017年第5期24-31,45,共9页
采用粒子场脉冲激光全息技术对航空发动机燃烧室中的雾化场进行了测量,得到了燃烧室中燃油液滴直径的空间分布,从而对燃烧室中的雾化过程进行了研究。自主开发完成了适用于航空发动机燃烧室的三维两相数值计算平台,建立了首次雾化模型... 采用粒子场脉冲激光全息技术对航空发动机燃烧室中的雾化场进行了测量,得到了燃烧室中燃油液滴直径的空间分布,从而对燃烧室中的雾化过程进行了研究。自主开发完成了适用于航空发动机燃烧室的三维两相数值计算平台,建立了首次雾化模型和二次雾化模型。基于LISA模型和KH-RT模型,对燃烧室中的首次雾化过程和二次雾化过程进行了数值模拟,得到了燃烧室中液雾的空间分布。通过将计算结果与试验结果进行对比,显示开发完成的雾化模型能很好的模拟高温高压,强旋流条件下航空发动机燃烧室的整个喷雾雾化过程。 展开更多
关键词 航空发动机燃烧室 粒子场脉冲激光全息技术 首次雾化 二次雾化
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环形模型燃烧室内不同Karlovitz数旋流预混火焰的直接数值模拟 被引量:1
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作者 肖华林 罗坤 +2 位作者 王海鸥 金台 樊建人 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2020年第3期611-618,共8页
为了更好地理解航空发动机燃烧室内的旋流预混燃烧现象和机理,基于相关特征参数采用直接数值模拟方法研究了模型燃烧室内的旋流预混火焰。其中计算模型简化自环形燃烧室,包含两个相邻的贫燃旋流,参数尽可能接近实际航空发动机燃烧室工... 为了更好地理解航空发动机燃烧室内的旋流预混燃烧现象和机理,基于相关特征参数采用直接数值模拟方法研究了模型燃烧室内的旋流预混火焰。其中计算模型简化自环形燃烧室,包含两个相邻的贫燃旋流,参数尽可能接近实际航空发动机燃烧室工况。模拟中,采用了简化的煤油反应机理,设计了不同Karlovitz数(Ka)对应高低两种负荷。结果表明,在高压下火焰面极薄,小尺度湍流扰动对火焰面影响显著,燃烧室内湍流预混火焰位于薄反应区。在下游由于相邻旋流的作用而产生较为破碎的火焰结构,这一现象在高Ka时尤为明显。雷诺数Re和Ka较大时,旋流剪切作用所导致的下游中心回流效应增强,剪切层中的湍流扰动效应也更强。航空发动机燃烧室内主要反应物和生成物基本满足梯度输运关系,且在Ka较大时,梯度输运效应更显著。然而对于中间产物,梯度扩散假设在火焰面附近不成立,这对基于梯度扩散假设的相关计算模型提出了挑战。 展开更多
关键词 直接数值模拟 航空发动机燃烧室 旋流预混燃烧 Karlovitz数 梯度扩散
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扣焓火焰面模型在喷雾燃烧模拟中的应用
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作者 何俊奕 李峰 +1 位作者 胡群 王利坡 《应用数学和力学》 CSCD 北大核心 2023年第9期1017-1030,共14页
基于OpenFOAM的求解器,使用大涡模拟结合纯气相火焰面生成流形方法进行了喷雾燃烧模拟,并采用简单的扣焓处理来考虑蒸发热损失.该求解器首先借助悉尼乙醇喷雾火焰标模EtF7进行了验证.预测的气相平均温度和液滴统计数据与实验数据吻合良... 基于OpenFOAM的求解器,使用大涡模拟结合纯气相火焰面生成流形方法进行了喷雾燃烧模拟,并采用简单的扣焓处理来考虑蒸发热损失.该求解器首先借助悉尼乙醇喷雾火焰标模EtF7进行了验证.预测的气相平均温度和液滴统计数据与实验数据吻合良好,精度与喷雾火焰面模型接近.湍流-化学反应相互作用建模处理可能对模拟精度有更大影响.然后,对一个真实的航空发动机折流燃烧室进行了两组工况的数值模拟.仿真结果合理展现了两种工况下喷雾火焰燃烧的不同特征,并且预测的总压损失值接近于测量值. 展开更多
关键词 喷雾燃烧 大涡模拟 火焰面生成流形 航空发动机折流燃烧室
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Solution of idle LBO problem for high FAR aero combustor
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作者 CHIN Jushan ZENG Qinghua 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期96-104,共9页
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... 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. 展开更多
关键词 Aero engine COMBUSTOR Idle lean blow off High fuel air ratio Concentric circle zoning combustion
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速度脉动下分层旋流火焰动态传播结构提取 被引量:2
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作者 张弛 陶超 +2 位作者 韩啸 周宇晨 林宇震 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第1期173-184,共12页
为了深刻理解分层旋流火焰的动态结构,开展了分层旋流火焰动态的模态分析和参数化研究。实验在BASIS (北京航空航天大学发展的具有台阶隔离段的独立分层旋流燃烧器)上开展,以甲烷为燃料预混燃烧,使用高速摄像捕捉了速度脉动下的CH^(*)... 为了深刻理解分层旋流火焰的动态结构,开展了分层旋流火焰动态的模态分析和参数化研究。实验在BASIS (北京航空航天大学发展的具有台阶隔离段的独立分层旋流燃烧器)上开展,以甲烷为燃料预混燃烧,使用高速摄像捕捉了速度脉动下的CH^(*)化学发光信号动态图像。利用传统的本征正交分解(POD)和重定向POD分析了火焰动态特性,并利用重定向POD提取了火焰动态中沿着轴向和径向的周期性传播结构,传播结构的频率与速度脉动频率保持一致,且轴向模态的传播结构最为明显。同时,研究了总当量比对重定向POD模态的影响,分析表明:总当量比增大时,重定向POD模态的拓扑结构会发生变化;重定向POD模态中出现了错位现象,这种现象与相平均图像中的火焰传播行为保持一致。重定向POD方法能够有效提取旋流火焰动态中的传播结构,为旋流火焰燃烧不稳定性的机理研究提供了一种分析工具。 展开更多
关键词 航空发动机燃烧室 分层旋流火焰 重定向POD 传播结构 燃烧不稳定性
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分配器式扩压器挡板的试验研究 被引量:2
12
作者 李瀚 索建秦 +2 位作者 梁红侠 黎明 刘强 《科学技术与工程》 北大核心 2012年第11期2631-2636,共6页
针对高性能航空发动机燃烧室进口马赫数不断提高,以及先进变几何燃烧室燃烧组织特点,设计出一种新型可变几何燃烧室扩压装置—分配器式扩压器。通过试验研究了面积比、马赫数与总压损失的关系。结果表明:冷却模和燃烧模的总压损失与其... 针对高性能航空发动机燃烧室进口马赫数不断提高,以及先进变几何燃烧室燃烧组织特点,设计出一种新型可变几何燃烧室扩压装置—分配器式扩压器。通过试验研究了面积比、马赫数与总压损失的关系。结果表明:冷却模和燃烧模的总压损失与其开孔面积,以及孔形有关。各个模之间的影响与面积百分比有关;卷边孔挡板可以有效减少总压损失。 展开更多
关键词 航空发动机燃烧室 扩压器 挡板 分配器式扩压器 变几何燃烧室
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空气/酒精单喷嘴燃气发生器试验研究 被引量:1
13
作者 赵芳 任泽斌 +4 位作者 李先锋 郭隆德 陶瑜 史煜 罗智锋 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第1期72-78,共7页
针对引射系统的安全性、经济性及小型化要求,提出了一种基于航空发动机燃烧室结构的双油路燃气发生器方案,并设计、加工了单喷嘴试验件,进行了多工况下的热试车。试验结果表明,燃气发生器设计方案可行,采用高能火花塞直接点火方式可实... 针对引射系统的安全性、经济性及小型化要求,提出了一种基于航空发动机燃烧室结构的双油路燃气发生器方案,并设计、加工了单喷嘴试验件,进行了多工况下的热试车。试验结果表明,燃气发生器设计方案可行,采用高能火花塞直接点火方式可实现燃气发生器可靠点火;燃气发生器点火迅速,主要工作参数基本满足设计指标;能在较宽的流量范围内稳定工作,余气系数下限达到3.9;燃气发生器燃烧效率较高,但随着余气系数的增加而明显降低。 展开更多
关键词 引射系统 航空发动机燃烧室 燃气发生器 单喷嘴 余气系数
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基于神经网络的变截面再生冷却结构优化设计 被引量:5
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作者 陶焰明 肖为 +2 位作者 罗莲军 吴良成 江立军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第5期1112-1120,共9页
针对目前再生冷却结构优化研究存在参数对比范围窄、依赖于经验关系式等问题,根据航空发动机燃烧室特点提出了一种变截面宽度再生冷却通道,并采用神经网络模型结合数值模拟结果,以通道出口燃油温度相对标准差、燃气侧最高壁温及壁温相... 针对目前再生冷却结构优化研究存在参数对比范围窄、依赖于经验关系式等问题,根据航空发动机燃烧室特点提出了一种变截面宽度再生冷却通道,并采用神经网络模型结合数值模拟结果,以通道出口燃油温度相对标准差、燃气侧最高壁温及壁温相对标准差为目标,预测了全参数范围内不同槽宽和、槽宽比及肋高下目标函数的变化规律。预测结果表明:当槽宽和较小时,增大肋高可以强化换热,但当槽宽和较大时,需减小肋高才能强化换热,这也揭示了为何有些文献中关于肋高对换热性能影响的结论会相反;此外,存在一个最佳槽宽比范围,可使得三个目标函数均最低;增大槽宽和可以明显降低燃气侧壁温及其不均匀度,减小肋高可以缩小不同管道出口燃油温度的差异。从预测空间内可选取多组综合流动换热性能较优的结构,优化后三组目标函数的加权值降低了9.09%。 展开更多
关键词 再生冷却通道 神经网络 航空发动机燃烧室 流动换热 变截面
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