【摘 要】
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航空发动机熄火预测是重要关键问题之一,湍流和化学反应的非线性相互作用使预测非常困难.本文采用大涡模拟(LES)对湍流进行高精度模拟,采用概率密度函数输运方程湍流燃烧模型(TPDF)耦合JL4,Z66和H73三种化学反应机理,对预混丙烷钝体熄火现象和规律进行研究.JL4的反应机理最简单,反应释热快,局部放热高,火焰宽度大,火焰两侧温度梯度大,燃烧更加趋于稳定,无法模拟出熄火状态.H73机理绝热火焰温度低,火焰温度低,回流区中部OH含量高;在近熄火状态,大量CO被氧化,释放热量过高导致无法模拟出熄火现象.Z6
【机 构】
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北京航空航天大学 能源与动力工程学院 航空发动机数值仿真研究中心,北京 100191
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航空发动机熄火预测是重要关键问题之一,湍流和化学反应的非线性相互作用使预测非常困难.本文采用大涡模拟(LES)对湍流进行高精度模拟,采用概率密度函数输运方程湍流燃烧模型(TPDF)耦合JL4,Z66和H73三种化学反应机理,对预混丙烷钝体熄火现象和规律进行研究.JL4的反应机理最简单,反应释热快,局部放热高,火焰宽度大,火焰两侧温度梯度大,燃烧更加趋于稳定,无法模拟出熄火状态.H73机理绝热火焰温度低,火焰温度低,回流区中部OH含量高;在近熄火状态,大量CO被氧化,释放热量过高导致无法模拟出熄火现象.Z66机理可以模拟出火焰正常状态,在低当量比下也可以模拟出熄火状态.算例中,局部Da>1的区域超过35％则会发生熄火.
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为满足组合动力对过氧化氢煤油推力室的方案设计需求,建立工程计算方法,可快速进行热防护方案设计.通过修正燃气对流换热系数和引入液膜分解率完善工程算法,使工程计算结果与三维流固热耦合计算结果和实际试验结果符合较好.在此基础上,对组合动力用推力室进行热防护方案设计,结果表明:采用头部过氧化氢液膜和身部过氧化氢再生的方式可实现可靠热防护,其中,液膜流量在氧化剂中占比为30％.采用上述研究思路具备开展快速方案论证的能力,可在众多方案中选出热防护性能较优的方案.
针对贫预混燃烧在燃气轮机燃烧室中的燃烧振荡问题进行主动控制技术研究,一般需依赖于较为准确的火焰动力学模型,但是,通过仿真或者试验测量完整、准确的非线性火焰动力学响应特性都存在较大的困难.针对该问题,基于声学分析,结合非线性建模方法的应用,提出了一种基于描述函数的热声耦合系统分析方法,既能够体现火焰非线性动力学过程的影响,又便于实验测量与系统辨识.本文对旋流预混燃烧室的热声耦合特性进行了实验测量,通过系统辨识得到热声耦合系统的描述函数模型,在此基础上开展热声耦合系统时域仿真分析.实验测量结果表明,包含火焰动
为研究空气节流时序对超燃冲压发动机点火和火焰稳定的影响,通过实验方法研究了13个状态的煤油燃料超燃冲压发动机的燃烧特性.通过先锋氢气和节流空气增强煤油燃烧的稳定性,利用两个固定位置的压力传感器监测火焰稳定状态,采用纹影和OH-PLIF相结合的测量手段,获得了流场结构和火焰发展信息.发动机入口来流条件为马赫数2.0,总温950K,总压0.82MPa.在空气节流的作用下,煤油被先锋火焰引燃,在先锋氢撤除后,煤油仍然可以稳定燃烧.在扩张段中,空气节流和燃烧共同作用产生的激波串移动速度约为52m/s,但在凹槽内其
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为了获得能够替代航空发动机转子原型进行动力学试验的模型,提出了发动机转子系统试验模型的动力学相似设计方法.采用相似理论推导了转子系统缩比模型的动力学相似准则,继而建立缩比模型与原型的动力学相似关系.通过动力学优化方法对转子缩比模型的动力学等效模型进行修正,目标函数由固有频率、临界转速和振型组成.以双转子发动机高压转子系统的动力学相似设计为例,通过有限元仿真对设计方法的有效性进行了验证.结果表明,在设计转速范围内,动力学相似模型与原型的前两阶临界转速相似误差分别为3.92％和0.86％,对应振型的相关性均>
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为了研究矢量偏转对二元塞式矢量喷管红外辐射特征的影响,通过喷管缩比模型的红外辐射特征试验,获得矢量偏转对喷管缩比模型红外辐射特征影响的试验数据及规律,并验证了红外辐射特征数值计算方法的计算精度.采用经过验证的计算方法对全尺寸二元塞式矢量喷管在发动机地面工作状态下的流场特性与红外辐射特征进行了数值仿真.研究结果表明:当矢量偏转角由0°增加到20°,塞锥壁面温度分布基本不变,但喷管偏转压力侧壁面温度逐渐升高,最大增幅达到38.5％,喷管偏转吸力侧壁面温度逐渐下降,最大降低15.4％.塞锥是二元塞式矢量喷管最主
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