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离心甩油折流环形燃烧室的性能试验 被引量：17
1
作者 宋双文 蒋荣伟 +1 位作者 陈剑 梁德旺 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第9期1401-1404,共4页
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... 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. 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 航空发动机 折流燃烧室 离心甩油盘 出口温度分布系数(OTDF) 总压恢复系数 熄火边界
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双级反向旋流器气量分配对燃烧室性能的影响 被引量：6
2
作者 姜磊 孔文俊 《热能动力工程》 CAS CSCD 北大核心 2018年第3期50-56,共7页
双级反向旋流器气量分配的不同将影响旋流强度和回流区大小,进而改变燃料/空气混合均匀度,最终影响燃烧室NO_x排放和贫熄特性。为确定最佳的空气分配方案,针对某种新型设有文丘里管式预混合段的双级轴向反旋旋流器,实验研究了两级旋流... 双级反向旋流器气量分配的不同将影响旋流强度和回流区大小,进而改变燃料/空气混合均匀度,最终影响燃烧室NO_x排放和贫熄特性。为确定最佳的空气分配方案,针对某种新型设有文丘里管式预混合段的双级轴向反旋旋流器,实验研究了两级旋流器气量分配对燃烧室氮氧化物排放、热态流场以及贫熄特性的影响。实验结果表明：最优气量分配方案为内旋空气流量比外旋空气流量等于1/0.67的方案。相对于此比值等于1/1.38的基准方案,最优方案在高功率和低功率情况下,可分别降低NO_x排放9.4%和18.5%,NO_x排放量分别为39.5和33.4 mg/m^3;此外,最优方案的熄火边界最宽,在本文研究范围内其熄火当量比几乎低至零。 展开更多
关键词 双级反向旋流器 气量分配 流场 NO_X排放 熄火边界
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基于滑动弧的燃烧室头部强化燃烧特性
3
作者 程伟达 于锦禄 +2 位作者 陈朝 张磊 赵兵兵 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第7期1392-1402,共11页
为了研究基于滑动弧的燃烧室头部强化燃烧效果,探究了燃烧室头部的点火过程以及不同等离子体电源输入功率下的点/熄火边界,利用像增强系统获得了CH*基团的分布云图。实验结果表明:输入功率的增大使得燃烧室的点/熄火边界均得到拓展,与16... 为了研究基于滑动弧的燃烧室头部强化燃烧效果,探究了燃烧室头部的点火过程以及不同等离子体电源输入功率下的点/熄火边界,利用像增强系统获得了CH*基团的分布云图。实验结果表明:输入功率的增大使得燃烧室的点/熄火边界均得到拓展,与160 W工况相比,输入功率为320 W时,点火边界平均拓宽约17.6%,与未放电相比,输入功率为320 W时,熄火边界平均拓宽约45.3%,滑动弧放电对熄火边界拓宽效果明显;当滑动弧能够点燃来流新鲜混合气时,输入功率的增加使得CH*基团分布向上游移动,当输入功率为320 W时,燃烧火焰驻留在燃烧室头部,当滑动弧激励器仅具有助燃作用时,输入功率的增加使得局部CH*基团辐射强度增强,热释放速率增加。 展开更多
关键词 滑动弧 等离子体 点火边界 熄火边界 燃烧火焰
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二级环流对双级贫预混火焰熄火边界的影响
4
作者 赵文华 邱朋华 +3 位作者 刘栗 吕亚锦 沈闻凯 邢畅 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第7期59-65,共7页
为改善预混火焰的燃烧稳定性,提出双级贫预混燃烧的火焰组织思路,对预混气流进行不同当量比的径向分级,使其能在较低当量比时稳定燃烧.以一定流动条件下直管射流火焰和双级贫预混火焰的中心气流所能达到的最小稳燃当量比作为熄火边界,... 为改善预混火焰的燃烧稳定性,提出双级贫预混燃烧的火焰组织思路,对预混气流进行不同当量比的径向分级,使其能在较低当量比时稳定燃烧.以一定流动条件下直管射流火焰和双级贫预混火焰的中心气流所能达到的最小稳燃当量比作为熄火边界,实验测量并分析火焰不同组织方式和环流条件变化对熄火边界的影响.结果表明:布置在射流火焰外围的环流对火焰根部附近的浓度和速度分布有一定影响;双级贫预混火焰的二级预混环流能够通过减弱外界环境气氛对锋面前预混气的稀释作用而拓宽火焰的熄火边界;环流的预混当量比是影响火焰熄火边界的关键.与均一当量比的直管射流火焰相比,双级贫预混火焰能够在更低的当量比条件下稳定燃烧,对工业上控制NOx排放有着重要的意义. 展开更多
关键词 分级燃烧 双级贫预混火焰 熄火边界 火焰稳定 同轴射流
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局部富油供油扩展燃烧室贫油点火熄火边界研究 被引量：13
5
作者 李继保 刘大响 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第2期221-224,共4页
介绍了燃烧室主燃区设计中熄火特性与综合性能间的折衷考虑,设计了火焰筒头部均匀供油和局部富油供油方案,并在全环试验燃烧室上进行了两种方案对燃烧室贫油点火熄火边界影响的对比试验,分析和总结了火焰筒头部局部富油设计方案的点火... 介绍了燃烧室主燃区设计中熄火特性与综合性能间的折衷考虑,设计了火焰筒头部均匀供油和局部富油供油方案,并在全环试验燃烧室上进行了两种方案对燃烧室贫油点火熄火边界影响的对比试验,分析和总结了火焰筒头部局部富油设计方案的点火熄火规律。结果表明:局部富油设计可显著扩展燃烧室贫油点火熄火边界。 展开更多
关键词 燃烧室 点火熄火边界 局部富油供油 航空发动机
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改进的预测气体燃料贫油熄火边界的半经验公式 被引量：3
6
作者 孙磊 黄勇 +1 位作者 张鼎 肖为 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第11期1677-1685,共9页
为了进一步考察采用气体燃料时,火焰体积(FV)模型对贫油熄火边界预测的适用性,推导了气体燃料的FV模型。经过对7种典型的航空发动机燃烧室(即采用双径向旋流器和双轴向旋流器,分别改变一级旋流器、二级旋流器的进气面积和主燃孔的个数)... 为了进一步考察采用气体燃料时,火焰体积(FV)模型对贫油熄火边界预测的适用性,推导了气体燃料的FV模型。经过对7种典型的航空发动机燃烧室(即采用双径向旋流器和双轴向旋流器,分别改变一级旋流器、二级旋流器的进气面积和主燃孔的个数)进行验证实验,并与液体燃料FV模型和Lefebvre模型的预测结果进行比较。结果表明,上述三种模型虽然基本都可以用于气体燃料贫油熄火边界的预测,但各自的预测精度不同。在实验范围内,气体燃料FV模型、液体燃料FV模型、Lefebvre模型的预测精度依次为±5.6%,±6.9%,±7.1%。气体燃料FV模型在预测气体燃料的贫油熄火边界时有最好的预测精度。 展开更多
关键词 燃气轮机燃烧室 气体燃料 贫油熄火边界预测 气体燃料FV模型
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基于释热率分析的钝体贫油熄火过程分析 被引量：3
7
作者 邢竞文 金捷 王方 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第3期473-484,共12页
针对锥形钝体稳定的甲烷-空气预混湍流火焰复杂的熄火过程,采用大涡模拟(LES)与输运方程概率密度函数(TPDF)湍流燃烧模型相结合的模拟方法,研究远离熄火、近熄火及熄火点的火焰和释热率(HRR)数值变化情况,定量分析熄火判据。结果表明:... 针对锥形钝体稳定的甲烷-空气预混湍流火焰复杂的熄火过程,采用大涡模拟(LES)与输运方程概率密度函数(TPDF)湍流燃烧模型相结合的模拟方法,研究远离熄火、近熄火及熄火点的火焰和释热率(HRR)数值变化情况,定量分析熄火判据。结果表明:冷态速度模拟结果和实验的相对均方根误差在10%以内,热态误差在20%以内;释热率是否出现在OH和CH;O重叠的区域,是判断熄火的一个重要参数;远离熄火时,释热率高的区域主要沿内侧剪切层出现;近熄火工况下,释热率在流向轴上闭合,回流区下游也出现较大的释热率;熄火点工况下,较大释热率的区域在回流区下游和上游均有出现;模拟预测的熄火情况和实验PLIF结果一致;平均释热率可作为判断熄火的定量依据,即当钝体后方0.2d处内侧剪切层平均释热率与回流区平均释热率的比值小于4时,发生熄火。 展开更多
关键词 释热率(HRR) 贫油熄火边界预测 大涡模拟(LES) 输运方程概率密度函数(TPDF) 湍流燃烧
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亚燃冲压模型燃烧室高空负压试验 被引量：2
8
作者 邓远灏 钟华贵 +1 位作者 徐华胜 钟世林 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期69-72,共4页
为了验证亚燃冲压燃烧室在高空负压条件下稳定工作的能力,设计了带蒸发式值班火焰稳定器与直射式喷油装置的亚燃冲压模型燃烧室,对该模型燃烧室进行了冷态流阻试验、贫油熄火边界试验以及不同截面燃烧效率试验研究。研究结果表明,试验... 为了验证亚燃冲压燃烧室在高空负压条件下稳定工作的能力,设计了带蒸发式值班火焰稳定器与直射式喷油装置的亚燃冲压模型燃烧室,对该模型燃烧室进行了冷态流阻试验、贫油熄火边界试验以及不同截面燃烧效率试验研究。研究结果表明,试验件的冷态流阻系数略大于1,冷态总压恢复系数0.98以上;蒸发式火焰稳定器贫油熄火边界较宽;两截面燃烧效率最低相差6%,最高相差19%,在高空负压条件下,增加燃烧段长度能显著提高燃烧效率。 展开更多
关键词 亚燃冲压燃烧室 冷态流阻系数 冷态总压恢复系数 贫油熄火边界 燃烧效率
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滑动弧等离子体点火助燃头部激励对燃烧室点熄火特性的影响 被引量：1
9
作者 屈美娇 王宇 +3 位作者 陈一 吴云 胡长淮 许书英 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第9期2062-2072,共11页
基于旋转滑动弧等离子体技术,研制了与某型航空发动机适配的点火助燃头部,并在三头部燃烧室实验平台的基础上开展了点熄火特性实验研究,通过分析旋转滑动弧等离子体点火助燃头部激励对燃烧室着火过程、点火边界以及熄火边界的影响规律,... 基于旋转滑动弧等离子体技术,研制了与某型航空发动机适配的点火助燃头部,并在三头部燃烧室实验平台的基础上开展了点熄火特性实验研究,通过分析旋转滑动弧等离子体点火助燃头部激励对燃烧室着火过程、点火边界以及熄火边界的影响规律,初步验证了该技术拓展燃烧室点熄火性能的可行性。结果表明:旋转滑动弧等离子体激励可以显著拓宽点熄火边界,缩短着火延迟时间。相比于常规点火器,在余气系数为2,输入电压为200 V时,着火延迟时间缩短49.2%;输入电压为200 V时,贫油点火边界拓宽18.2%;输入电压为240 V时,熄火边界拓宽7.41%。 展开更多
关键词 航空发动机燃烧室 滑动弧等离子体 点火助燃 着火过程 点熄火边界
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