国家自然科学基金(51376133)
- 作品数：23 被引量：108H指数：8
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- 相关机构：沈阳航空航天大学沈阳理工大学西安交通大学更多>>
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- 相关领域：航空宇航科学技术动力工程及工程热物理石油与天然气工程更多>>
- 火焰筒头部结构对燃烧特性影响研究
- 2023年
- 火焰筒头部结构是影响预混燃烧的关键参数,试验研究了扩张角55°(渐扩)、90°(突扩)火焰筒分别匹配旋流数0.45、0.65旋流器对燃烧性能的影响。结果表明:突扩火焰筒较渐扩具有更低的贫油熄火极限,且无论突扩还是渐扩火焰筒,均匹配较大旋流数(S_(N)=0.65)具有更低的熄火极限;突扩型火焰筒温度场对旋流器适应性好,各旋流数下均获得较均匀温度场,出口温度分布系数为0.1313~0.1392;渐扩火焰筒对旋流器适应性差,匹配较小旋流数(S_(N)=0.45)温度场均匀性更好,出口温度分布系数为0.1335;突扩火焰筒在NOx排放上具有优势,且匹配小旋流数更佳;渐扩火焰筒在CO、UHC排放上具有优势,且匹配大旋流数更佳。
- 刘凯吴跃扬徐婉蓉姜广仁
- 关键词：贫油熄火出口温度场
- 氢气添加对RP-3航空煤油着火特性的影响被引量：7
- 2016年
- 为了揭示可燃小分子气体H2添加对RP-3航空煤油着火特性的影响,采用激波管实验装置对RP-3航空煤油的着火特性进行了实验测量,获得了多工况下RP-3航空煤油的着火延迟时间。以RP-3航空煤油的正癸烷、甲苯和丙基环己烷三组分模拟替代燃料的燃烧反应机理为基础,构建了RP-3/H2混合燃料的Zeng-Jachimowski燃烧反应机理,并对该机理进行了验证。采用该机理对RP-3/H2混合燃料多工况下的着火延迟时间进行计算与分析,结果表明:Zeng-Jachimowski机理可以较好预测高温条件下RP-3/H2混合气着火特性;当H2添加比小于70%时,着火延迟时间随H2添加缓慢减小,当H2添加比大于90%时,RP-3航空煤油/氢气混合气活性显著提升,着火延迟时间随H2添加急剧减小;通过对H,OH和O活性自由基的浓度及H自由基生成速率ROP分析解释了H2添加对RP-3航空煤油着火延迟时间的非线性影响。
- 刘宇曾文马洪安陈保东
- 关键词：氢气反应机理着火延迟时间活性自由基
- RP-3航空煤油3组分模拟替代燃料燃烧反应机理被引量：12
- 2016年
- 提出了一种包括65%正癸烷、10%甲苯与25%丙基环己烷3组分的RP-3航空煤油模拟替代燃料的燃烧反应机理,该机理由150种组分和591个基元反应组成.采用该燃烧反应机理对RP-3航空煤油模拟替代燃料在激波管和定容燃烧弹中的着火与燃烧特性进行数值模拟,并与相应工况实验数据进行对比分析.通过与RP-3航空煤油单组分正癸烷模拟替代燃料的燃烧反应机理进行对比分析发现:正癸烷、甲苯与丙基环己烷3组分替代燃料的燃烧反应机理对着火延迟时间的计算偏差能够控制在5%以内,对层流燃烧速度的计算偏差能够控制在10%以内,计算值明显优于正癸烷单组分替代燃料;进一步采用敏感性分析方法对3组分模拟替代燃料的燃料反应机理进行了适当修正,修正后机理对层流燃烧速度的计算偏差由10%提高到5%以内,能够更好预测所研究参数下的RP-3航空煤油的着火延迟时间和层流燃烧速度.
- 刘宇曾文马洪安陈保东
- 关键词：着火延迟时间层流燃烧速度
- 某型发动机燃烧室流量分配计算方法被引量：4
- 2015年
- 流量分配是燃烧室设计、研制中的关键问题之一,分别采用有效面积法、流阻法完成了某环形燃烧室流量分配理论计算,并采用数值模拟的方法对其适用性进行了分析。结果表明:有效面积法及流阻法计算简化条件基本可以得到满足,计算结果可以信赖。有效面积法虽做了较多简化,但由于多年的工程积累,精度上与更复杂的流阻法相差不多,更适于燃烧室设计初期及现场试验使用。
- 徐丽孙丽艳
- 关键词：燃烧室数值模拟
- 径向分级低污染燃烧室燃烧性能试验被引量：6
- 2019年
- 以某型径向三级燃烧室为研究对象,采用天然气为燃料,通过试验研究了各级不同燃料比例及燃烧模式下燃烧室的贫油点火、贫油熄火、出口温度场、污染物排放等燃烧性能。结果表明:在环形区扩散燃烧、主燃区预混燃烧模式下,贫油点火油气比为0.027 0~0.040 1,贫油熄火油气比为0.006 9~0.005 5,环形区改为预混燃烧模式后,点火油气比和熄火油气比均有所增大;随主燃区预混燃料当量比(当量比)的增加,出口温度系数逐步改善,至当量比0.54时则有所恶化,环形区改为预混燃烧模式后,主燃区当量比为0.51时,出口温度系数改善明显;随主燃区当量比的增加,CO、未燃碳氢(UHC)、Nox及碳烟排放均呈下降趋势,但当量比为0.54时,Nox排放有所增加,环形区改为预混燃烧模式后,各污染物排放指数降低,但未达到预期。建议径向分级燃烧室在低负荷工况下采用环形区扩散燃烧、主燃区预混燃烧模式,在高负荷工况下均采用预混燃烧方式。
- 刘凯李之予曾文刘爱虢
- 关键词：燃烧室当量比燃烧特性污染物排放扩散燃烧预混燃烧
- 某型燃气轮机燃烧室改进试验被引量：4
- 2018年
- 针对燃气轮机低污染排放要求,对某型常规航空发动机燃烧室进行了增大主燃孔直径及掺混孔提前的改进,试验以0号柴油为燃料,进行了点火、熄火特性、出口温度场、污染物排放、燃烧效率研究。结果表明:主燃孔孔径由Φ9 mm增大到Φ11 mm,进气量由26.2%增大到39.1%,主燃区余气系数由0.95增大到1.10,常温常压贫油点火油气比由0.025 50~0.032 44变为0.024 46~0.036 25,但优于0.05的低污染燃烧室设计标准;出口温度分布系数由0.226 4降为0.207 1,提高了温度场品质;CO及未燃烃UHC排放指数有所提高,但NO_x排放指数由2.26 g/kg减小到1.34 g/kg,降低了40.7%;燃烧效率由0.984 2略有降低为0.982 3;在此基础上将掺混孔提前,但各项指标未见改善。研究结论为低污染燃气轮机的设计及常规燃烧室改型提供了参考。
- 刘凯曾文刘爱虢
- 关键词：燃气轮机燃烧室火焰筒油气比燃烧特性
- RP-3航空煤油五组分模拟替代燃料的层流燃烧特性被引量：2
- 2021年
- 为了研究一种RP-3航空煤油的五组分模拟替代燃料(包含摩尔分数为14%正癸烷、10%正十二烷、30%异十六烷、36%甲基环己烷和10%甲苯)的燃烧特性,在定容燃烧装置中对初始温度390K,400K和420K,初始压力0.1MPa和0.3MPa,当量比0.8~1.5的该五组分混合燃料进行了层流燃烧特性试验。通过对火焰照片进行边界提取和测量,获得了火焰面发展规律、马克斯坦长度和层流燃烧速率,并将试验结果与RP-3航空煤油的层流燃烧速度进行了对比,得出结论:温度升高会促进球形火焰面的传播;压力升高或混合气过浓和过稀都不利于五组分混合燃料的火焰传播。在本文的试验工况下,温度对火焰前锋面不稳定性的影响不明显;随着当量比增加,马克斯坦长度减小,质量扩散的作用逐渐增强而使火焰面变得不稳定;压力升高使火焰前锋面的不稳定程度明显加剧,表现为初始压力较高时火焰面破碎情况严重并出现大量细胞状结构。五组分混合燃料层流燃烧速度的峰值出现在当量比1.2左右,偏离该当量比时,火焰传播速度随着偏离量逐渐减小。通过与RP-3航空煤油的试验数据进行对比,发现在试验工况下,该五组分混合燃料与RP-3航空煤油的层流燃烧速度基本吻合。
- 付意罗睿史鹏宇夏文博范玮
- 关键词：替代燃料层流燃烧速度马克斯坦长度
- RP-3航空煤油燃烧特性及其反应机理构建综述被引量：5
- 2021年
- 目前耦合航空煤油多步燃烧反应机理的数值模拟计算已引起学者们的重视,燃烧反应机理的构建已成为研究热点。详细介绍了国内外关于航空煤油模拟替代燃料的选取、化学反应动力学模型构建和简化、着火延迟时间和层流燃烧速度等的实验规律。依据国外研究进展,指出了中国在国产RP-3航空煤油燃烧反应机理研究方面应从基础研究做起,全方位、多维、立体地合作开展相关研究,主要包括:国产RP-3航空煤油化学动力学模型的建立、低温高压工况条件下航空煤油与模拟替代燃料的基础实验研究与模型燃烧室研究,以期丰富相关研究成果,推进航空发动机的高质量发展。
- 马洪安付淑青吴宗霖刘宇曾文
- 关键词：着火延迟时间层流燃烧速度航空发动机
- 重型燃气轮机燃烧过程的反应动力学数值模拟被引量：4
- 2015年
- 为了阐明重型燃气轮机燃烧过程的反应动力学特性,采用Gri_3.0,NUI_Galway与USC_2.0动力学模型对甲烷燃料在定容燃烧反应器中的燃烧特性进行了数值计算,并与实验结果进行了对比分析,确定了甲烷燃料的反应动力学模型;耦合该反应动力学模型与CFD计算软件,对燃用甲烷燃料的重型燃气轮机燃烧室单个火焰筒的燃烧过程进行了反应动力学分析,并与相应实验结果进行了对比分析。结果表明:与NUI_Galway及USC_2.0动力学模型相比,采用Gri_3.0动力学模型计算得到的甲烷燃料多工况下的燃烧特性与实验值吻合较好;在该重型燃气轮机燃烧室单个火焰筒中,在火焰筒头部与主燃区同时存在两个明显的呈对称状态的回流区;在该火焰筒中的高温区域,O,OH与H等活性组分以及CO2的摩尔分数达到最大,而在低温区域CO的摩尔分数达到最大;同时,与实验值相比,采用Gri_3.0动力学模型计算得到的单个火焰筒的出口平均温度略高约4K,热点温度高约197K。
- 曾文张经璞陈保东马洪安梁双
- 关键词：重型燃气轮机甲烷燃烧特性
- 燃烧室流量分配计算方法适用性研究被引量：2
- 2015年
- 为考察有效面积法、流阻法在燃烧室流量分配设计中的适用性,分别采用2种方法完成了某环形燃烧室流量分配计算,并采用数值模拟的方法进行了对比分析,以试验手段验证了其可靠性。结果表明:有效面积法及流阻法理论计算简化条件基本可以得到满足,计算精度相当。采用有效面积法得到主燃孔进气量为32.54%,低于实际值3.12%,得到掺混孔进气量为20.43%,高于实际值0.3%;采用流阻法得到主燃孔进气量为35.11%,低于实际值0.55%,得到掺混孔进气量为17.32%,低于实际值2.81%。2种方法大孔总进气量均低于实际值约3%。数值模拟结果与试验结果吻合较好,可用于燃烧室流量分配的精确计算。
- 徐丽张宝诚刘凯
- 关键词：燃烧室数值模拟航空发动机
