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李继保 《燃气涡轮试验与研究》1992,(1):21-26
在二元试验燃烧室上,就不同掺混段收敛比对出口径向,周向温度分布及出口温度分布系数的影响作了试验研究。试验时燃烧室进口为常温。出口为常压,温升范围380-560℃。掺混通道面积收敛比分别为1.23,1.67,2.57。本同时发展了掺混段收敛时,预估燃烧室出口径向温度分布的计算方法。模型计算结果和二元燃烧室试验结果相吻合。 相似文献
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航空发动机燃烧室火焰筒掺混区特性的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用FLUENT6.2软件对某型航空发动机燃烧室火焰筒掺混区的典型工作状态进行了三维两相湍流燃烧温度场、速度场及油滴轨迹的数值计算。通过对计算结果的分析,得出掺混区的特性:掺混区的冷、热区决定出口温场的冷、热区;掺混区燃烧效率对燃烧室效率有一定的影响;高负荷状态的速度场均很相似;随着负荷的增加,油滴轨迹呈减小趋势,模拟计算结果与试验结果及燃烧室工作特点基本一致。 相似文献
3.
大发动机双环腔燃烧室设计及性能分析 总被引:2,自引:0,他引:2
对双环腔燃烧室进行优化设计,研究双环腔燃烧室的性能及其污染物排放规律.参考国外某双环腔燃烧室的结构,将其火焰简结构设计为并联式双环腔结构.改变主燃区、预燃区旋流器的结构,优化主燃孔、掺混孔的位置及孔径大小,进行流动、燃烧及排放数值模拟.获得了不同结构双环腔燃烧室的总压恢复系数、燃烧效率、燃烧室出口温度分布系数、污染排放等性能参数.对比分析不同结构双环腔燃烧室的计算结果.结果表明:经过优化后的双环腔燃烧室出口具有更高的总压恢复系数和燃烧效率,更好的温度分布,更低的CO和NOx排放. 相似文献
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一种新型涡轮叶间燃烧室的数值模拟 总被引:6,自引:3,他引:3
为提高燃气涡轮发动机性能,设计了涡轮叶间燃烧室模型,利用FLUENT软件的Realizable k-ε湍流模型、概率密度函数(PDF)燃烧模型、离散坐标(DO)辐射模型和离散相模型对燃烧室的流动及燃烧进行数值模拟.结果表明:燃烧室燃烧效率高达98.4%,绝对压力损失低至4.2%,气体温度提高700K左右;出口径向温度随无量纲高度呈线性分布;速度、温度、组分分布受高温燃气与主流的掺混程度控制;径向槽(RVC)对促进掺混及改善出口温度场有着积极的影响,其结构值得深入研究.与文献实验数据对比发现:选择的数学模型合理,计算方法可行,其结果可为涡轮叶间燃烧室设计提供参考. 相似文献
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数值研究低热值燃料环管燃烧室燃烧流场 总被引:2,自引:2,他引:0
在任意曲线坐标系下对采用两种不同组分(天然气掺混氮气、一氧化碳)的低热值燃料环管燃烧室燃烧流场进行计算,结果表明低热值燃料的化学反应速率与其组分直接有关,燃料一氧化碳的燃烧效率高于天然气与氮气掺混物燃料,燃料组分变化对燃烧室燃烧效率与出口温度影响很大,因此选用合适的燃料十分重要.计算所得的燃烧室的燃烧效率和出口温度分布与试验数据符合较好,表明所用的数学模型与计算方法合理,计算程序可靠,可为低热值气体燃料燃烧室研制和优化设计提供有用的数据. 相似文献
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由于燃气轮机燃烧室内复杂的物理化学变化,利用数学模拟的方法来研究,对减小燃烧室研制费用,缩短研制周期具有重要意义。对QD128型燃气轮机燃烧室燃烧天然气进行了数值模拟,在模拟过程中采用了雷诺应力模型、EBU—Arrheniue湍流燃烧模型和六通量辐射模型来描述其燃烧流动过程,运用FLUENT软件求解了三维流场和温场分布。计算结果能够很好地反映环形燃烧室燃烧流动特点,对预测环形燃烧室内的燃烧流动有一定参考价值。 相似文献
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为了研究横向脉冲喷流对燃烧室流场结构及燃烧特性的影响,对带后台阶的超燃冲压发动机燃烧室横向氢气喷流超声速燃烧流场进行了数值模拟。采用有限体积法求解多组元Navier-Stokes (NS)方程,分别对定常喷流与两种脉冲喷流超声速燃烧流场进行了数值计算,对比分析了三种氢气喷注方案下的流场结构、氢气掺混燃烧特性及燃烧室总压恢复特性。研究表明:脉冲干扰仅对燃烧室内局部流场产生周期性影响,且有利于氢气的横向扩散;采用与定常喷注喷流参数相同的脉冲喷注方案时,可在脉冲干扰区内保持氢气掺混量与定常喷注基本相同,氢气燃烧量与总压恢复系数整体上与定常喷注基本一致;采用特征时间内喷出氢气质量流量与定常喷注相同的脉冲喷注方案时,在燃烧室出口处氢气掺混量和燃烧量较定常喷注分别提高了21.94%和32.24%,总压恢复系数仅减小4.17%。采用脉冲喷注方案增加了燃料与空气接触面面积,对燃料掺混及燃烧起促进作用。 相似文献
10.
针对低热值气体燃料,在保证热值相同的前提下,采用天然气掺混氮气和一氧化碳气体两种不同组分的燃料进行燃烧特性试验研究。结果表明:一氧化碳的燃烧效率比天然气掺混氮气的燃烧效率高;减小或增大燃料量,天然气掺混氮气的燃烧效率有明显变化,而一氧化碳所得的燃烧效率基本保持不变;在试验件、测试方法及燃烧室进口参数都相同时,燃烧室出口温度分布趋势相同。本研究结果可为低热值燃料燃烧室试验提供技术参考。 相似文献
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反向喷流与主流干扰数值模拟 总被引:3,自引:0,他引:3
反向喷流是改变钝体迎风面压力和温度分布的有效手段之一,所以了解反向喷流场对再入体防热及减阻设计具有重要意义,本文用有差分法求解轴称N-S方程模拟了球柱体部反向喷流与超声速自由来流的干扰流场。研究了喷流出口压力对流场的影响,物面压力分布及喷流Mach盘、弓形激波的脱体距离与实验值进行了比较,取得了一致的结果,喷流附近分离区的再附位置及再附产生的激波位置也与实验相符,但高压比下再附激波略强于实验。 相似文献
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超燃冲压发动机燃烧室的燃烧特性 总被引:1,自引:1,他引:0
以一种低内阻光滑通道煤油超燃冲压发动机燃烧室为应用背景,采用有限差分法对燃烧室超声速流场进行了数值模拟.对流项采用3阶WENO(weighted essentially non-oscillatory)格式,湍流模型为SST(shear stress transport) k-ω模型,煤油(C12H23)/空气反应模型采用单步化学动力学模型.将燃烧室中沿侧壁的壁面静压的计算结果与实验结果进行了对比,结果符合良好,说明该算法适用于煤油超燃燃烧室计算. 研究了燃烧室来流静温、燃料/空气当量比和射流位置对煤油超声速流动与燃烧的影响.计算结果表明:燃烧集中在安装喷嘴一侧的壁面边界层附近,点火位置对当地静温非常敏感.随着来流静温降低、燃料/空气当量比减小和燃烧室扩张角增大,燃烧效率降低,燃烧性能下降,点火位置逐渐向燃烧室出口移动,燃烧放热形成的激波串结构消失.在燃烧室上、下壁面交错布置燃料喷嘴有利于提高燃烧效率.基于此,初步获得了光滑通道燃烧室内煤油点火燃烧的临界条件. 相似文献
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超音速公务机声爆计算与布局讨论 总被引:1,自引:1,他引:0
超音速公务机是航空工业的重要发展方向之一,低声爆设计技术是超音速公务机的关键技术,但国内在该领域几乎没有任何研究基础,无法为超音速公务机提供足够的设计支持。为此,介绍了两种计算声爆的方法:一是从超音速流动的线化方程出发,推导体积和升力产生声爆强度的估算方法,该方法适用于飞机概念设计阶段;二是从非线性声学传播方程出发,使用CFD近场结果作为输入,编程计算声爆强度,该方法适用于飞机初步/详细设计阶段。在此基础上,对影响声爆强度的参数进行初步分析,结果表明:飞机重量和飞行高度对声爆强度影响很大,展弦比、翼载等参数对声爆强度的影响较小;"细长机身+鸭式布局+大后掠三角翼"布局比较有利于减小声爆强度。 相似文献
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对Ma=1.7的空气超声速来流稳焰凹腔上游气体燃料横向喷注的流动混合特征进行了实验和数值模拟研究。在喷注的模拟燃料氦气中添加丙酮,采用平面激光诱导荧光技术(PLIF)观测了设置开式凹腔时燃料在展向和流向的空间分布。针对下游布置不同凹腔时燃料分布相似的实验结果,选取L/D=7的凹腔对其燃料混合流场进行了大涡模拟。实验和仿真结果表明:实验来流条件下喷注燃料大部分直接由喷流引起的上升反转旋涡对带走,只有小部分燃料经由喷流与凹腔流动涡结构的相互作用进入凹腔剪切层,并随剪切层运动对流进入凹腔内部。 相似文献
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碳氢燃料流向涡掺混超燃模型燃烧室冷态流场数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对一种超声速燃烧模型燃烧室的冷态流场进行了数值研究。为稳定超燃火焰并提高燃烧速率和效率,取少量的冲压空气进行稳定的亚燃预燃烧,并以之作为超燃室的一个稳定火炬,其高温燃气将吸热型碳氢燃料预先蒸发汽化并部分裂解为短链小分子,最后通过城墙波瓣掺混器形成的流向涡带入超声速主流,以期实现快速高效的超燃燃烧。计算结果表明:首先,城墙波瓣掺混器能够在较小总压损失下得到显著掺混效果;其次,本文从气动结构的角度专门探究了亚/超燃接力阶段较低的隔离段进口马赫数存在热堵塞的可能性,发现较难适宜超燃启动点火。 相似文献