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回流燃烧室流动特性试验

航空动力学报 2019年第10期34卷 2081-2090页

作者：翟维阔胡阁彭剑勇金武汤朝伟李建中中国航空发动机集团有限公司湖南动力机械研究所湖南株洲412002 南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

为了揭示有/无燃烧状态下燃烧室热态和冷态流场的特征和流动特性,针对某型回流燃烧室单头部试验件,使用粒子图像测速仪(PIV),测量燃烧室燃烧状态下不同截面处的热态流场,以及没有燃烧状态下不同截面处的冷态流场,探讨不同总压损失系数... 详细信息

为了揭示有/无燃烧状态下燃烧室热态和冷态流场的特征和流动特性,针对某型回流燃烧室单头部试验件,使用粒子图像测速仪(PIV),测量燃烧室燃烧状态下不同截面处的热态流场,以及没有燃烧状态下不同截面处的冷态流场,探讨不同总压损失系数对回流燃烧室热态/冷态流场特征及流动特性的影响。研究表明:随着总压损失系数的增大,冷态条件下各截面流场结构基本保持不变,如射流孔穿透深度、射流角度、回流区位置及大小、流线等基本保持一致,但是各位置点速度大小逐渐增大。热态条件下各截面流场随着总压损失系数增大,流场结构也基本保持不变;相同总压损失系数时,热态流场与冷态流场存在差异,燃油喷射与气流的相对运动将会对燃烧室头部的流场结构造成影响,速度较冷态流动时略微增大。

关键词：回流燃烧室总压损失系数粒子图像测速仪(PIV) 热态流场冷态流场

回流燃烧室弯曲段冲击扰流柱+逆向对流+气膜冷却效率

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南京航空航天大学学报 2011年第2期43卷 178-183页

作者：曹俊熊纯杨卫华宋双文中国航空动力机械研究所株洲412002 长沙航空职业技术学院长沙410124 南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

为从理论上分析研究回流燃烧室弯曲段冲击扰流柱+逆向对流+气膜冷却结构的传热特性,设计了多种不同几何尺寸的计算模型,运用F luen t软件从流动与换热两个方面对其进行了系统的研究,得出了如下结论:(1)扰流柱的存在强化了冷却空气在冲... 详细信息

为从理论上分析研究回流燃烧室弯曲段冲击扰流柱+逆向对流+气膜冷却结构的传热特性,设计了多种不同几何尺寸的计算模型,运用F luen t软件从流动与换热两个方面对其进行了系统的研究,得出了如下结论:(1)扰流柱的存在强化了冷却空气在冲击腔中的扰动,使得冷却空气与冷侧壁面的换热得到大大地加强,提高了复合冷却结构的冷却效率;(2)在本文研究的几何尺度下,附着于弯曲段热侧壁面的气膜层有效长度最大弧度不超过10;°(3)吹风比对复合冷却效率有很大的影响,在冷却壁面冷却效率随吹风比的增加而增加,但当吹风比M>1.5时,吹风比对冷却效率的影响已不明显;(4)扰流柱的排列形式对冷却效果的影响不大。

关键词：回流燃烧室弯曲段扰流柱复合冷却冷却效率

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回流燃烧室燃烧过程的三维数值模拟

航空动力学报 2008年第3期23卷 454-459页

作者：胡好生蔡文祥赵坚行吉洪湖南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

在三维任意曲线坐标系下数值模拟回流燃烧室火焰筒内两相燃烧过程,采用RNGk-ε模型模拟紊流粘性、EBU-Arrhenius模型模拟燃烧反应速率、离散坐标模型以及六通量模型考虑辐射传热,液相采用颗粒轨道模型,气相采用SIMPLE算法求解,并用PSIC... 详细信息

在三维任意曲线坐标系下数值模拟回流燃烧室火焰筒内两相燃烧过程,采用RNGk-ε模型模拟紊流粘性、EBU-Arrhenius模型模拟燃烧反应速率、离散坐标模型以及六通量模型考虑辐射传热,液相采用颗粒轨道模型,气相采用SIMPLE算法求解,并用PSIC算法考虑气液两相之间的相互作用的影响,计算得到燃烧室内速度、温度等各气流参数分布.通过将计算与实验结果对比表明,计算方法可靠,离散坐标模型优于六通量辐射模型,更适用于模拟火焰筒内两相燃烧流场.

关键词：航空航天推进系统回流燃烧室两相反应流场离散坐标辐射模型数值模拟

回流燃烧室小弯管双层壁流量系数及冷却特性试验

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推进技术 2023年第12期44卷 102-109页

作者：宋双文赵鸿华姜世界中国航发湖南动力机械研究所湖南株洲412002 北京航空航天大学航空发动机研究院北京100191

为获得耦合参数(冲击孔径di,冲击孔流向间距S,冲击孔展向间距P)、小弯管外壁曲率半径(R_(1),R_(2))对回流燃烧室小弯管双层壁结构无量纲化流量系数C_(d)/C_(d,max)及无量纲化冷却效率η/ηmax的影响规律,设计了4组共16个方案开展了实验... 详细信息

为获得耦合参数(冲击孔径di,冲击孔流向间距S,冲击孔展向间距P)、小弯管外壁曲率半径(R_(1),R_(2))对回流燃烧室小弯管双层壁结构无量纲化流量系数C_(d)/C_(d,max)及无量纲化冷却效率η/ηmax的影响规律,设计了4组共16个方案开展了实验研究。结果表明:S/P和R_(1)/R_(2)对于C_(d)/C_(d,max)的影响较小;随着S/P的增大,η/ηmax呈先增后减的趋势,在S/P=0.8时达到最大值;随着R_(1)/R_(2)的增大,η/ηmax呈增大的趋势;随着S/di和P/di的增大,C_(d)/C_(d,max)和η/ηmax呈减小的趋势。

关键词：回流燃烧室小弯管冲击冷却流量系数冷却特性

基于内窥式PIV的回流燃烧室冷态内流场测量

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推进技术 2022年第3期43卷 35-41页

作者：刘涛窦彦超卢克乾郑剑文中国航发湖南动力机械研究所湖南株洲412002

为了突破传统测量光路限制,实现对航空发动机三头部全尺寸回流燃烧室模型试验件内部冷态流场精细化测量,自主搭建了一套内窥式PIV (Particle Image Velocimetry)测量系统,在自模区工况下对其内部冷态流场进行了测量调试。结果表明,在壁... 详细信息

为了突破传统测量光路限制,实现对航空发动机三头部全尺寸回流燃烧室模型试验件内部冷态流场精细化测量,自主搭建了一套内窥式PIV (Particle Image Velocimetry)测量系统,在自模区工况下对其内部冷态流场进行了测量调试。结果表明,在壁面之上预设内窥小孔即可实现测量光路布置,采用大焦距光学适配接口能够很好地解决相机内窥镜成像圈较小的技术难题。通过缩短相机内窥镜工作距离和采取多种消光措施,大幅提高了测量信噪比,最终实现了模型燃烧室内部冷态流场的大视场(65mm×65mm)高分辨率(0.876mm)精细化测量,获得了内部流场结构信息。

关键词：航空发动机内窥式PIV 回流燃烧室受限空间内流场

进口流场畸变对回流燃烧室出口温度分布的影响

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航空动力学报 2016年第5期31卷 1142-1148页

作者：梁志鹏林宇震许全宏张弛代威北京航空航天大学能源与动力工程学院航空发动机气动热力国家级重点实验室北京100191

为研究回流燃烧室进口气流流场畸变对出口温度分布的影响,根据压气机出口速度分布对径向和周向畸变速度分布模拟器分别进行了设计,利用数值模拟方法验证了速度分布畸变符合设计要求,并且在三头部矩形回流模型燃烧室上进行出口温度分布... 详细信息

为研究回流燃烧室进口气流流场畸变对出口温度分布的影响,根据压气机出口速度分布对径向和周向畸变速度分布模拟器分别进行了设计,利用数值模拟方法验证了速度分布畸变符合设计要求,并且在三头部矩形回流模型燃烧室上进行出口温度分布试验验证.试验结果表明,进口气流径向畸变和周向畸变都会使出口温度分布不均匀,出口温度分布系数(OTDF)显著提高,且周向畸变时的影响更明显.从温度分布云图及平均径向温度分布系数(RTDF)曲线图可以看出,径向畸变和周向畸变均会使燃烧室出口截面上部产生锯齿状的温度波动并呈现周期性的变化趋势,更加不均匀.

关键词：回流燃烧室流场畸变温度分布出口温度分布系数(OTDF) 径向温度分布系数(RTDF)

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某回流燃烧室火焰筒冷却性能分析

航空学报 2023年第9期44卷 170-183页

作者：李伟平杨龙金湖南大学机械与运载工程学院长沙410082

为了研究回流燃烧室内部火焰筒的燃烧和冷却性能,建立了回流燃烧室模型,通过热流固耦合仿真分析其失效原因。通过引入不同孔型和不同孔倾角的气膜孔,与初始结构故障件的冷却效果进行对比分析。结果表明:原结构件最高温度和最高温度梯度... 详细信息

为了研究回流燃烧室内部火焰筒的燃烧和冷却性能,建立了回流燃烧室模型,通过热流固耦合仿真分析其失效原因。通过引入不同孔型和不同孔倾角的气膜孔,与初始结构故障件的冷却效果进行对比分析。结果表明:原结构件最高温度和最高温度梯度的位置与实际故障件的失效位置相同,可认为失效原因是高温和高温度梯度共同导致的;改变孔结构后回流燃烧室壁面最高温度相对于原结构均下降,最多下降了281.34 K,最少下降了60.15 K;当采用同一种孔型时,孔倾角为30°的冷却效果最好,孔倾角为60°的冷却效果最差;当孔倾角相同时,收敛孔的冷却效果最好,因为在孔出口附近的截面上产生了一个与原旋涡对反向的旋涡对,从而改善冷却效果,柱形孔的冷却效果最差。

关键词：回流燃烧室失效燃烧冷却孔冷却性能旋涡对

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主燃级喷点数目对回流燃烧室的影响研究

推进技术 2021年第12期42卷 2799-2807页

作者：赵乾鹏穆勇王于蓝刘存喜徐纲中国科学院工程热物理研究所轻型动力重点实验室北京100190 中国科学院大学航空宇航学院北京100049

为了研究主燃级周向燃油喷点数目对回流燃烧室NO_(x)排放的影响,采用数值模拟方法对一种带有主燃级多点燃油直接喷射、贫油预混预蒸发头部的回流燃烧室流场进行研究,分析了回流燃烧室的冷态及热态流场特征和主燃级周向燃油喷点数目对NO_... 详细信息

为了研究主燃级周向燃油喷点数目对回流燃烧室NO_(x)排放的影响,采用数值模拟方法对一种带有主燃级多点燃油直接喷射、贫油预混预蒸发头部的回流燃烧室流场进行研究,分析了回流燃烧室的冷态及热态流场特征和主燃级周向燃油喷点数目对NO_(x)排放特性的影响。结果表明:(1)主燃级喷点数目对速度场的影响主要集中在主燃级出口下游,对预燃级出口速度场影响较小。(2)随周向喷点数目增加,油气掺混效果改善,高温区收缩,NO_(x)排放量降低。(3) NO_(x)质量分数分布受速度场和温度场耦合影响,主要集中于预燃级下游的高温低速回流区内。

关键词：回流燃烧室主燃级多点喷射 NO_(x)排放数值分析

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带旋流杯的模型回流燃烧室主燃孔射流研究

航空动力学报 2007年第7期22卷 1148-1152页

作者：孟江涛黄勇郭志辉许旭北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100083

实验研究了带轴径向旋流杯、主燃孔和冷却气流的模型回流燃烧室在工作压力为300 kPa,燃烧室压力损失为2.5%时主燃孔射流的特点以及其对燃烧室流场的影响.结果表明,回流式燃烧室内外壁主燃孔射流进气方向与顺流式燃烧室不同,即内壁主燃... 详细信息

实验研究了带轴径向旋流杯、主燃孔和冷却气流的模型回流燃烧室在工作压力为300 kPa,燃烧室压力损失为2.5%时主燃孔射流的特点以及其对燃烧室流场的影响.结果表明,回流式燃烧室内外壁主燃孔射流进气方向与顺流式燃烧室不同,即内壁主燃孔射流向流动方向下游倾斜,外壁主燃孔射流向流动方向上游倾斜;主燃孔射流穿透深度很大,几乎能穿透到对面火焰筒壁;中心回流区长度明显缩短,其长度L与旋流杯出口直径D的比值(L/D)约为0.5,而常规的顺流式燃烧室的L/D约为1.3.

关键词：航空、航天推进系统回流燃烧室旋流杯主燃孔速度场回流区