双旋流空气雾化喷嘴喷雾、流动和燃烧性能 被引量：58

1

作者 彭云晖 林宇震 +1 位作者 许全宏 刘高恩 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期1-14,共14页

综述了现代燃烧室广泛使用的双旋流空气雾化喷嘴的关键设计参数以及工况对装该种喷嘴的燃烧室性能的影响。双旋流空气雾化喷嘴的关键设计参数包括双旋流器、文氏管、套筒的结构、旋流器的旋流数、套筒张角、文氏管与套筒的相对尺寸等,... 综述了现代燃烧室广泛使用的双旋流空气雾化喷嘴的关键设计参数以及工况对装该种喷嘴的燃烧室性能的影响。双旋流空气雾化喷嘴的关键设计参数包括双旋流器、文氏管、套筒的结构、旋流器的旋流数、套筒张角、文氏管与套筒的相对尺寸等,这些参数与燃烧室主燃孔一起作用,控制了该喷嘴的喷雾和流动特性,从而控制着燃烧特性,如点火、熄火及燃烧效率等。这些讨论为设计该类结构燃烧室打下理论和经验方面的基础,是优化和提高这种类型燃烧室的性能的重要参考。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 旋流杯 流场 雾化 燃烧性能

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陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展 被引量：28

2

作者 杜昆 陈麒好 +5 位作者 孟宪龙 王力泉 裴祥鹏 焦英辰 李华容 刘存良 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第2期107-125,共19页

陶瓷基复合材料(CMC)具有密度低、耐高温的优异特性而被视为新一代航空发动机的战略热结构材料,其制备工艺、性能设计及其在燃烧室和涡轮等热端部件的应用已成为现阶段航空发动机研究领域的热点。然而,由于编织特征导致的各向异性特性,... 陶瓷基复合材料(CMC)具有密度低、耐高温的优异特性而被视为新一代航空发动机的战略热结构材料,其制备工艺、性能设计及其在燃烧室和涡轮等热端部件的应用已成为现阶段航空发动机研究领域的热点。然而,由于编织特征导致的各向异性特性,给CMC在热端部件的应用和加工带来巨大挑战。本文总结了有关陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件上的应用研究现状和存在的挑战,提出未来CMC热端部件精细化热分析发展建议。 展开更多

关键词 陶瓷基复合材料 航空发动机 涡轮 燃烧室 热端部件

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国外民用航空发动机低污染燃烧室的发展 被引量：23

3

作者 刘静 肇俊武 《航空发动机》 2012年第4期11-16,共6页

由于地球大气污染加剧,低污染燃烧室的研制成为了制约民用飞机发动机发展的关键技术之一。叙述了ICAO CAEP标准对民用航空发动机污染物排放的规定,以及污染物形成机理和排放控制方法,详细介绍了美国和英国、德国等欧洲航空发动机先进国... 由于地球大气污染加剧,低污染燃烧室的研制成为了制约民用飞机发动机发展的关键技术之一。叙述了ICAO CAEP标准对民用航空发动机污染物排放的规定,以及污染物形成机理和排放控制方法,详细介绍了美国和英国、德国等欧洲航空发动机先进国家研制的多种高效低污染燃烧室,如TAPS、TALON、TVC和ANTLE等。这几种燃烧室的污染物排放水平均比CAEP2标准规定值低50%以上,其研制、发展和使用经验,对中国低污染燃烧室的研制和发展具有重要的参考价值。 展开更多

关键词 民用航空发动机 低污染排放 燃烧室

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带气膜冷却的火焰筒壁温的数值分析 被引量：11

4

作者 王宝官 李永康 胡正义 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第4期415-421,共7页

采用数值方法，预测了由两通道两股气流构成的二维平缝气膜冷却的火焰筒壁温，获得了整个流场、温度场以及相应的流动和换热特性。在计算中，对紊流采用“ｋε”两方程模型处理；在固壁附近运用壁面函数法；运用热流法计算了高温气体... 采用数值方法，预测了由两通道两股气流构成的二维平缝气膜冷却的火焰筒壁温，获得了整个流场、温度场以及相应的流动和换热特性。在计算中，对紊流采用“ｋε”两方程模型处理；在固壁附近运用壁面函数法；运用热流法计算了高温气体的热辐射；对两种不同介质的交接面的导热系数运用调和平均法。最后与实验结果相比较，得到良好的一致性。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 数值计算 火焰筒 壁温

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某型航空发动机燃烧室排气污染物数值模拟 被引量：8

5

作者 郭艳龙 张宝诚 乔娟 《航空发动机》 2008年第4期38-41,共4页

以"热力"型NOx和"瞬发"型NOx及CO生成机理为基础,采用FLUENT6.3.26软件计算出在最大状态和地面慢车状态下,某型航空发动机环形燃烧室的温度场、速度场和浓度场。通过对计算结果的分析得出:火焰温度和燃料停留时间... 以"热力"型NOx和"瞬发"型NOx及CO生成机理为基础,采用FLUENT6.3.26软件计算出在最大状态和地面慢车状态下,某型航空发动机环形燃烧室的温度场、速度场和浓度场。通过对计算结果的分析得出:火焰温度和燃料停留时间是影响燃烧室排气污染物排放量的主要因素。通过折衷考虑,可以得出降低燃烧室NOx和CO排放的有效措施,可为设计低污染燃烧室提供一定的数值依据。 展开更多

关键词 航空发动机 环形燃烧室 排气污染物 排放置 数值模拟

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航空发动机主燃烧室稳定工作范围研究 被引量：6

6

作者 李武奇 张均勇 +1 位作者 张宝诚 韩力 《航空发动机》 2006年第2期38-42,共5页

应用火焰传播理论、二维两相紊流燃烧的k-ε模型、EBU-Arrhen ius模型、颗粒群轨道模型和AD INA软件,计算出了某型在研航空发动机在不同飞行状态下的主燃烧室贫油熄火时的流场、温度场和压力场;计算值与试验结果比较吻合,证实了数值模... 应用火焰传播理论、二维两相紊流燃烧的k-ε模型、EBU-Arrhen ius模型、颗粒群轨道模型和AD INA软件,计算出了某型在研航空发动机在不同飞行状态下的主燃烧室贫油熄火时的流场、温度场和压力场;计算值与试验结果比较吻合,证实了数值模拟的合理性和可行性。 展开更多

关键词 航空发动机 主燃烧室 稳定性 数值模拟 贫油熄火

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航空发动机燃烧室参数化建模 被引量：7

7

作者 石梦华 赵坚行 +1 位作者 颜应文 徐榕 《航空发动机》 2011年第5期11-15,共5页

实体建模和网格生成在CFD中占重要地位。针对航空发动机燃烧室开发了专用的CFD前处理软件,主要包括参数化的燃烧室3维建模程序,提供从构建模型到生成网格的有效途径,可快速完成燃烧室CFD的前处理工作,从而有效提高燃烧室的设计效率,缩... 实体建模和网格生成在CFD中占重要地位。针对航空发动机燃烧室开发了专用的CFD前处理软件,主要包括参数化的燃烧室3维建模程序,提供从构建模型到生成网格的有效途径,可快速完成燃烧室CFD的前处理工作,从而有效提高燃烧室的设计效率,缩短研制周期。此外,还利用UG 2次开发语言UG/Open GRIP编制了数据转换程序,实现了本参数化设计软件和其他CAD软件(UG)的数据共享。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 参数化设计 实体建模 CFD

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先进激光测量技术在航空发动机燃烧室研发中的应用 被引量：6

8

作者 王培勇 邢菲 《航空发动机》 2012年第4期53-58,共6页

在航空发动机燃烧室的研发过程中,传统的测量手段往往有时无法实施或不能满足精确捕捉流场信息的要求,发展新型、高精度测量以及先进诊断技术势在必行。重点介绍了适用于航空发动机燃烧室测量的先进激光测试技术,并与传统测量方法进行... 在航空发动机燃烧室的研发过程中,传统的测量手段往往有时无法实施或不能满足精确捕捉流场信息的要求,发展新型、高精度测量以及先进诊断技术势在必行。重点介绍了适用于航空发动机燃烧室测量的先进激光测试技术,并与传统测量方法进行了比较。发动机燃烧室内的流场测量包括速度测量、温度和组分质量分数测量。氢氧根离子标记测速(HTV)方法适用于有化学反应流场的速度测量;而拉曼散射测量技术可以同时测量多种组分的质量分数和温度。利用这些激光测量技术的特点,可以使其在燃烧室的点火、贫油熄火及排放等性能的研究中发挥重要作用。 展开更多

关键词 激光测量 分子标记法 航空发动机 燃烧室 拉曼散射

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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：6

9

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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径向双旋流燃烧室流场结构大涡模拟研究 被引量：6

10

作者 周瑜 乐嘉陵 +1 位作者 陈柳君 黄渊 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第4期909-917,共9页

为深入了解真实航空发动机燃烧室内流场结构,在自有CFD平台上采用动态亚网格湍流模型对一种径向双旋流环形燃烧室的单个头部构型冷态流场进行了大涡模拟。为保证模拟精度,没有对模型进行常规简化处理,对包括全部气膜冷却小孔在内的所有... 为深入了解真实航空发动机燃烧室内流场结构,在自有CFD平台上采用动态亚网格湍流模型对一种径向双旋流环形燃烧室的单个头部构型冷态流场进行了大涡模拟。为保证模拟精度,没有对模型进行常规简化处理,对包括全部气膜冷却小孔在内的所有精细结构均进行了完全仿真。计算验证了程序对高度复杂流场的模拟能力,结果表明,大涡模拟能较为全面地反映燃烧室内复杂流场从静止启动到统计定常的非定常发展过程,并成功捕捉到流场中心回流区等各种大尺度结构及涡旋破碎泡等旋流特征;大涡模拟所获得的时间平均流场结构与已有PIV试验结果定性一致,与RANS计算相比更接近试验测量值。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 径向双旋流 大涡模拟 动态亚网格模型

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涡轮发动机燃烧室非接触测量技术发展趋势

11

作者 高贤志 刘志亮 闫泽华 《战术导弹技术》 北大核心 2024年第1期57-67,共11页

针对非接触测量技术在航空发动机燃烧室气动热力领域的发展及应用现状,对基于激光的先进光学诊断试验技术及其他非接触测量技术进行了综述。光学可视模型燃烧室试验件主要有旋流杯光学模型燃烧室和分区分级耦合燃烧室两大类,其设计需要... 针对非接触测量技术在航空发动机燃烧室气动热力领域的发展及应用现状,对基于激光的先进光学诊断试验技术及其他非接触测量技术进行了综述。光学可视模型燃烧室试验件主要有旋流杯光学模型燃烧室和分区分级耦合燃烧室两大类,其设计需要考虑燃烧室本身特点、研发目标等问题;对于航空发动机燃烧室,LDV、PIV和HTV技术常用于流场速度的测量,LDV、PDPA和PLIF/Mie技术在气液两相流及雾化特性测量中发挥了重要的作用,CARS、TDLAS、PLIF和SRS技术广泛应用于燃烧场温度、组分浓度的测量。其他非接触测量技术如超声波测温法、辐射测温法、红外测温法等很好地弥补了光学测温存在的缺陷。未来非接触测量技术需要根据探测对象的要求和特点优势互补,以更好的满足未来航空发动机燃烧室对非接触测量的需要。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 非接触测量 光学诊断技术 流动特性 气液两相流 燃烧特性

原文传递

航空发动机燃烧室两相湍流燃烧建模与仿真 被引量：1

12

作者 莫毅 陈璠 +6 位作者 许笑颜 焦哲 卫刚 林宏军 肖为 王方 任祝寅 《清华大学学报（自然科学版）》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第4期670-680,共11页

航空发动机燃烧室具有内部结构复杂、燃烧组织多样、物理化学过程多变的特点。数值仿真技术的工程应用可有效缩短燃烧室的研制周期,减少试验数量和设计风险,备受研究人员重视。该文依据航空发动机燃烧室工程应用仿真需求,通过分析燃烧... 航空发动机燃烧室具有内部结构复杂、燃烧组织多样、物理化学过程多变的特点。数值仿真技术的工程应用可有效缩短燃烧室的研制周期,减少试验数量和设计风险,备受研究人员重视。该文依据航空发动机燃烧室工程应用仿真需求,通过分析燃烧室典型仿真的特点和难点设计了一套数据结构合理、流程架构可拓展性高的软件框架,针对性开发集成了10类具备高精度优势的雾化、蒸发和湍流燃烧模型,研制出一套具有完全自主知识产权、可高效运行于现代主流高性能计算机之上的并行自适应非结构网格的燃烧室两相湍流燃烧数值仿真软件。典型工程全环主燃烧室和加力燃烧室上亿网格规模算例和工况的测试结果表明:燃烧数值仿真软件的两相湍流燃烧耦合仿真功能、精度和并行效率基本满足航空发动机燃烧室工程实用要求。 展开更多

关键词 航空发动机燃烧室 软件框架 两相湍流燃烧 耦合一致性 自主仿真软件 全环燃烧室

原文传递

三级轴向旋流燃烧室流场结构研究 被引量：2

13

作者 陈柳君 乐嘉陵 +2 位作者 张俊 黄渊 周瑜 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第8期1821-1828,共8页

为深入了解燃烧室内流场,研究不同来流状态对燃烧室流场结构的影响,基于粒子成像速度仪(PIV)技术,对采用三级轴向旋流器的航空发动机燃烧室进行流场测量,分别在Case 1常温低压(0.49MPa)、Case 2常温中压(0.98MPa)、Case 3常温高压(1.64M... 为深入了解燃烧室内流场,研究不同来流状态对燃烧室流场结构的影响,基于粒子成像速度仪(PIV)技术,对采用三级轴向旋流器的航空发动机燃烧室进行流场测量,分别在Case 1常温低压(0.49MPa)、Case 2常温中压(0.98MPa)、Case 3常温高压(1.64MPa)、Case 4全状态(高温813K高压2.78MPa)来流条件下进行。研究结果表明,同一燃烧室模型在不同速度、温度和压力来流下有基本相同的流场结构,但在中心回流区尺寸、角落回流区尺寸、主燃孔和掺混孔射流等细节方面仍有明显差异,来流压力较高的流场中心回流区向下游扩展更深入,角落回流区被压缩,主燃孔和掺混孔射流速度增加且进气比例增大。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 三级轴向旋流 粒子成像速度仪 全状态

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高空来流条件下航空发动机双旋流燃烧室点火特性数值模拟 被引量：2

14

作者 周瑜 黄渊 +1 位作者 陈伟强 赵国柱 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第9期305-313,共9页

为深入了解真实航空发动机燃烧室极端条件下点火性能,在自有CFD平台上对不同高空来流条件下典型航空发动机双旋流燃烧室点火过程进行了数值模拟。为保证模拟精度,对模型包括全部气膜冷却小孔在内的所有精细结构均进行了完全仿真,并完整... 为深入了解真实航空发动机燃烧室极端条件下点火性能,在自有CFD平台上对不同高空来流条件下典型航空发动机双旋流燃烧室点火过程进行了数值模拟。为保证模拟精度,对模型包括全部气膜冷却小孔在内的所有精细结构均进行了完全仿真,并完整再现了燃烧室内从燃油雾化到点火燃烧全过程。结果表明3种高空来流条件下单次点火均失败。点火过程显示高温燃气越过旋流杯中心向上回流区扩张是点火的关键时空区域,在此时补充点火可推动火焰顺利传播到整个主燃区。对8km和6km两种状态分别增加点火次数到3次和5次后最终点火成功,结果表明前者着火极限油气比约为0.057,后者为0.038~0.042。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 极端条件 点火 数值模拟

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气冷温度探针设计及应用 被引量：1

15

作者 刘岩 刘国阳 袁帅 《自动化仪表》 CAS 2019年第3期78-81,共4页

航空发动机燃烧室出口径向温度分布、出口周向温度分布的研究对燃烧室十分重要。利用试验测得燃烧室出口温度径向、周向分布的数据,可以得到燃烧室气动性能的各种数据。为适应某单头部燃烧室出口温度的测量需求,借鉴涡轮叶片的冷却设计... 航空发动机燃烧室出口径向温度分布、出口周向温度分布的研究对燃烧室十分重要。利用试验测得燃烧室出口温度径向、周向分布的数据,可以得到燃烧室气动性能的各种数据。为适应某单头部燃烧室出口温度的测量需求,借鉴涡轮叶片的冷却设计方法,设计了一种适用于燃烧室出口温度测量的气冷温度探针。应用CFX软件对气冷温度探针的冷却效果进行了详细分析,借助Workbench软件对气冷温度探针结构强度进行了详细计算,使冷却效果和强度安全储备系数满足使用要求。该气冷温度探针在某单头部燃烧室试验中得到了应用,试验最高温度达到2 005 K。试验结果表明,气冷温度探针冷却效果、结构强度均满足使用要求,与计算结果一致。该研究为气冷温度探针设计提供了一种可靠的新方法。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室出口 高温测量 气冷温度探针 冷却计算 强度计算 试验应用

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超临界燃油喷射近场结构与流量特性研究

16

作者 丁思宇 倪晨旭 +1 位作者 王伟利 王兴建 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第9期127-137,共11页

组合发动机中燃油常处于超临界状态喷射入燃烧室中,其喷射特性决定着燃烧效率与稳定性。通过数值模拟系统地研究了滞止压力(2.5~3.5MPa),滞止温度(640~740K),环境压力(0.1~2.1MPa)及真实气体效应对超临界燃油喷射近场结构与流量的影响... 组合发动机中燃油常处于超临界状态喷射入燃烧室中,其喷射特性决定着燃烧效率与稳定性。通过数值模拟系统地研究了滞止压力(2.5~3.5MPa),滞止温度(640~740K),环境压力(0.1~2.1MPa)及真实气体效应对超临界燃油喷射近场结构与流量的影响规律。研究结果表明:当环境压力小于声速临界压力时,射流近场产生膨胀扇区,膨胀扇区径向边界上存在低于环境温度的环形低温区;膨胀扇区的长度与直径均随滞止压力或滞止温度的升高而增大,随环境压力的降低而显著增大,且会出现由中度欠膨胀向极度欠膨胀的转变;燃油质量流量随滞止压力的升高而增大,随滞止温度的升高而减小,是否受环境压力影响取决于燃油流动是否处于壅塞状态;当滞止温度低于临界温度时,喷嘴内部会出现冷凝现象,流量明显提升;相较于理想气体模型,真实气体模型得到的燃油出口质量流量较高,射流核心区长度较小。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 超临界燃油 喷射特性 欠膨胀 近场结构

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预混旋流燃烧火焰三维折射率场重建

17

作者 李智豪 张彪 +2 位作者 李健 许传龙 宋兆龙 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第4期149-159,共11页

旋流燃烧器的结构参数会对航空发动机燃烧室的燃烧过程产生影响,为了获取高分辨率的流场三维信息以分析旋流燃烧器对燃烧室燃烧性能的影响并提出优化策略,可通过背景导向纹影层析(BOST)技术实现复杂流动的三维折射率、密度和温度分布的... 旋流燃烧器的结构参数会对航空发动机燃烧室的燃烧过程产生影响,为了获取高分辨率的流场三维信息以分析旋流燃烧器对燃烧室燃烧性能的影响并提出优化策略,可通过背景导向纹影层析(BOST)技术实现复杂流动的三维折射率、密度和温度分布的瞬态重建。首先采用镜头等效光学系统和龙格-库塔光线追迹方法对光线偏折产生的畸变图像进行模拟,在此基础上采用光流方程重建模型对规则和复杂对象的折射率场进行了重建模拟,分析了图像偏移大小的影响因素,计算了测量体、焦距等设置参数对重建误差的影响,提出了背景导向纹影的优化测量设置方法。模拟结果显示采用优化设置参数后重建折射率场较好地展示了湍流旋流火焰的旋进射流、褶皱和涡旋等流场复杂结构。 展开更多

关键词 航空发动机 旋流燃烧器 三维重建 背景导向纹影层析技术 折射率

原文传递

三头部燃烧室旋转滑动弧点火实验研究

18

作者 彭畅新 边英杰 +4 位作者 刘逸博 杨浩 姜世界 李元星 李炜 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第2期202-209,共8页

基于燃烧室常用的斜切孔+径向叶片式涡流器,设计并加工了旋转滑动弧涡流器。放电试验表明,旋转滑动弧涡流器可在预定位置产生稳定的旋转滑动弧。在三头部燃烧室试验件上开展了旋转滑动弧点火试验。结果表明,在地面常温、地面低温及3.0k... 基于燃烧室常用的斜切孔+径向叶片式涡流器,设计并加工了旋转滑动弧涡流器。放电试验表明,旋转滑动弧涡流器可在预定位置产生稳定的旋转滑动弧。在三头部燃烧室试验件上开展了旋转滑动弧点火试验。结果表明,在地面常温、地面低温及3.0km空中环境,相比常规点火,点火油气比下降超过20%;在4.5km空中及5.5km空中环境,点火油气比高于常规点火。低温低压条件下旋转滑动弧放电能量大幅减小。相比环境温度的降低,环境压力的下降对旋转滑动弧的工作影响更大。采用旋转滑动弧点火后,燃烧室的着火时间、联焰时间及点火时间均有缩短。其中,着火时间缩短最为明显,缩短幅度超过60%。联焰时间及点火时间的缩短主要得益于第一阶段着火时间的大幅缩短。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 旋转滑动弧 涡流器 点火试验

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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

19

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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航空发动机燃烧室一体化设计系统 被引量：1

20

作者 严红 严传俊 《航空发动机》 2012年第4期1-5,共5页

为缩短航空发动机燃烧室的设计周期,提高设计质量,实现燃烧室设计一体化是非常重要的一步。但由于燃烧室中物理化学现象非常复杂,一体化设计对设计人员提出了1项富有挑战性的任务。发展了1种适用于航空发动机燃烧室的一体化设计系统,它... 为缩短航空发动机燃烧室的设计周期,提高设计质量,实现燃烧室设计一体化是非常重要的一步。但由于燃烧室中物理化学现象非常复杂,一体化设计对设计人员提出了1项富有挑战性的任务。发展了1种适用于航空发动机燃烧室的一体化设计系统,它主要由燃烧初步设计、几何建模、网格生成、CFD数值模拟、性能优化等部分组成。具有参数化、一体化和自动化的优点,能缩短燃烧室设计周期,提高设计质量,为燃烧室设计与研制提供有力的工具。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 一体化设计

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