燃油喷射方式对凹腔支板稳定器火焰传播性能的影响 被引量：7

1

作者 张容珲 刘玉英 +1 位作者 谢奕 刘广海 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第9期2046-2054,共9页

火焰稳定器的火焰传播性能对燃烧效率与燃烧室长度预测非常重要。在实验验证的基础上,采用三维数值模拟的方法,基于凹腔支板稳定器下游的温度分布及离子浓度分布规律,研究了燃油喷射位置、喷射角度及油气比对凹腔支板稳定器火焰传播性... 火焰稳定器的火焰传播性能对燃烧效率与燃烧室长度预测非常重要。在实验验证的基础上,采用三维数值模拟的方法,基于凹腔支板稳定器下游的温度分布及离子浓度分布规律,研究了燃油喷射位置、喷射角度及油气比对凹腔支板稳定器火焰传播性能的影响。研究表明,在来流温度900℃、马赫数0.2、值班油气比4×10-3及主流油气比2.8×10-3~6.8×10-3条件下,支板稳定器下游离子浓度分布趋势与温度分布趋势几乎相同,可同时用来预测火焰传播性能;值班供油位置越靠近稳定器前缘越有利于增强火焰传播性能;当主流油气比为2.8×10-3时,主流喷油位置更靠近稳定器前缘或者采用侧喷方式更有利于火焰传播;随着主流油气比增大至5×10-3~6.8×10-3,主流喷油位置远离稳定器前缘及顺喷方式拥有更加良好的火焰传播性能;喷射角度相同时,喷油位置显著影响油气比对火焰传播性能的影响;喷油位置相同时,改变燃油喷射角度,油气比对火焰传播性能的影响相对较小。 展开更多

关键词 凹腔支板稳定器 火焰传播 燃油喷射 数值模拟

原文传递

凹腔支板火焰稳定器冷态流场对点火特性影响规律的数值模拟分析 被引量：2

2

作者 黄夏 王慧汝 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2018年第5期11-16,62,共7页

采用数值模拟方法,针对一种用于加力燃烧室中的一体化凹腔支板火焰稳定器的冷态流场进行研究。将冷态数值模拟结果与相应进气条件下的凹腔支板火焰稳定器点火实验结果进行对比,得到影响点火成功的关键参数及其影响规律。研究发现,点火... 采用数值模拟方法,针对一种用于加力燃烧室中的一体化凹腔支板火焰稳定器的冷态流场进行研究。将冷态数值模拟结果与相应进气条件下的凹腔支板火焰稳定器点火实验结果进行对比,得到影响点火成功的关键参数及其影响规律。研究发现,点火成功率随着火焰稳定器内部空腔中的冷却空气进口压力及来流马赫数的减小而提高,该火焰稳定器能成功点火的冷却空气进口总压为0.03 MPa。点火成功后,可适当提高冷却空气进口压力至一定值,以改善雾化,提高燃烧效率,同时也能保证火焰不被吹熄。 展开更多

关键词 航空发动机 加力燃烧室 凹腔支板火焰稳定器 数值模拟 点火

下载PDF 职称材料

支板-凹腔组合结构对煤油混合的数值分析 被引量：1

3

作者 王宏宇 高峰 王应洋 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2015年第3期99-102,共4页

为研究超声速燃烧室的混合特性,采用离散相模型对带有支板-凹腔组合结构的煤油超燃冲压发动机燃烧室进行了数值模拟,分析了凹腔长深比和凹腔后缘倾角变化对煤油混合特性的影响。计算结果表明,大长深比的凹腔构型增大了燃料的穿透深度,... 为研究超声速燃烧室的混合特性,采用离散相模型对带有支板-凹腔组合结构的煤油超燃冲压发动机燃烧室进行了数值模拟,分析了凹腔长深比和凹腔后缘倾角变化对煤油混合特性的影响。计算结果表明,大长深比的凹腔构型增大了燃料的穿透深度,拓宽了煤油与空气的接触面积,从而使混合效率增加。后缘倾角为30°的凹腔较后缘倾角为45°的凹腔更容易卷吸主流中的燃料,增加燃料与凹腔内气体的质量交换。 展开更多

关键词 超声速燃烧室 支板-凹腔火焰稳定器 混合效率 数值模拟

下载PDF 职称材料

带凹腔支板的数值模拟 被引量：6

4

作者 刘雯佳 金捷 季鹤鸣 《燃气涡轮试验与研究》 2010年第4期35-38,共4页

用大涡模拟的方法对带凹腔支板进行了数值模拟。采用Smagorinsky-Lily亚网格尺度模型,并用SIMPLE算法和中心差分格式求解离散方程。仿真结果表明:凹腔对支板尾流有一定的影响;在本文研究的凹腔深度范围内(5mm、11mm、15mm),随着凹腔深... 用大涡模拟的方法对带凹腔支板进行了数值模拟。采用Smagorinsky-Lily亚网格尺度模型,并用SIMPLE算法和中心差分格式求解离散方程。仿真结果表明:凹腔对支板尾流有一定的影响;在本文研究的凹腔深度范围内(5mm、11mm、15mm),随着凹腔深度的增加,尾流近壁面旋涡的最大涡量值先减小后增大,频率先增大后减小。 展开更多

关键词 支板 凹腔 尾流流动 旋涡结构 大涡模拟 火焰稳定

下载PDF 职称材料

支板/凹腔燃烧室混合与燃烧性能研究进展

5

作者 赵子健 刘朝阳 黄伟 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第16期22-47,共26页

在高超声速飞行条件下,燃料在超燃冲压发动机燃烧室内的驻留时间非常短,燃料与氧化剂的充分混合、点火和维持稳定的燃烧是高超声速推进的关键。为了提高燃烧室中燃料的混合与燃烧性能,国内外研究人员将诸如支板、斜坡、凹腔、后向台阶... 在高超声速飞行条件下,燃料在超燃冲压发动机燃烧室内的驻留时间非常短,燃料与氧化剂的充分混合、点火和维持稳定的燃烧是高超声速推进的关键。为了提高燃烧室中燃料的混合与燃烧性能,国内外研究人员将诸如支板、斜坡、凹腔、后向台阶等增混稳燃装置引入燃烧室,取得了一定成果。在以往的研究中,支板和凹腔在流场中形成的回流区能达到较好增混稳燃效果,受到了广泛的关注与拓展。本文综述了近年来支板、凹腔及支板-凹腔组合构型的国内外研究进展,并对相关研究的未来发展方向作出了展望。 展开更多

关键词 超燃冲压发动机 混合增强 火焰稳定 支板 凹腔

原文传递

凹腔对一体化支板火焰稳定器燃烧性能的影响 被引量：8

6

作者 刘广海 刘玉英 谢奕 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第8期1838-1844,共7页

在来流温度为780~850℃、来流马赫数为0.16及油气比为0.002~0.006的条件下,试验研究了凹腔对喷油/稳定一体化支板火焰稳定器燃烧效率及熄火性能的影响,并结合数值模拟进行辅助分析。结果表明:在不同油气比条件下,带凹腔的一体化支板火... 在来流温度为780~850℃、来流马赫数为0.16及油气比为0.002~0.006的条件下,试验研究了凹腔对喷油/稳定一体化支板火焰稳定器燃烧效率及熄火性能的影响,并结合数值模拟进行辅助分析。结果表明:在不同油气比条件下,带凹腔的一体化支板火焰稳定器均能实现稳定高效燃烧;不带凹腔的一体化支板火焰稳定器燃烧效率始终低于带凹腔的一体化支板火焰稳定器,随着油气比的增加,两者燃烧效率差距逐渐缩小;带凹腔的一体化支板火焰稳定器较不带凹腔的一体化支板火焰稳定器有更好的熄火性能;凹腔结构促进了燃油雾化与蒸发,从而提高一体化支板火焰稳定器的燃烧性能。 展开更多

关键词 喷油/稳定一体化支板火焰稳定器 凹腔 燃烧效率 熄火 液雾分布参数

原文传递

凹腔支板火焰稳定器自燃点火性能初步试验 被引量：3

7

作者 刘玉英 谢奕 +1 位作者 柳杨 金捷 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第6期1298-1304,共7页

以凹腔支板火焰稳定器为研究对象,在进口温度为750~900℃、马赫数为0.20~0.28、氧气体积分数为13.4%~15.8%、喷嘴距支板前缘5~50mm及常压的条件下,开展自燃点火性能的试验研究。试验表明:凹腔支板火焰稳定器在进口温度为850℃以上可成... 以凹腔支板火焰稳定器为研究对象,在进口温度为750~900℃、马赫数为0.20~0.28、氧气体积分数为13.4%~15.8%、喷嘴距支板前缘5~50mm及常压的条件下,开展自燃点火性能的试验研究。试验表明:凹腔支板火焰稳定器在进口温度为850℃以上可成功实现自燃点火。自燃点火性能随进口温度的升高而提高;随着进口马赫数的提高,火焰稳定器自燃点火成功的温度范围越窄;随着燃油喷射距离的增大,稳定器自燃点火性能有所提高。稳定器的凹腔结构能够稳定火焰。 展开更多

关键词 自燃 点火 支板火焰稳定器 钝体 凹腔

原文传递

一体化凹腔支板稳定器贫油熄火性能初步试验 被引量：4

8

作者 刘玉英 周春阳 +1 位作者 谢奕 刘广海 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第1期75-80,共6页

在来流温度773~1 073K、来流马赫数0.20~0.32及常压条件下,试验研究了来流温度及马赫数对一体化凹腔支板稳定器(ICBSF)贫油熄火(LBO)性能的影响。结果表明:由于凹腔结构有利于燃油的蒸发与雾化,一体化凹腔支板稳定器的贫油熄火油气比为0... 在来流温度773~1 073K、来流马赫数0.20~0.32及常压条件下,试验研究了来流温度及马赫数对一体化凹腔支板稳定器(ICBSF)贫油熄火(LBO)性能的影响。结果表明:由于凹腔结构有利于燃油的蒸发与雾化,一体化凹腔支板稳定器的贫油熄火油气比为0.001 3~0.002 7,具有较宽的贫油熄火边界;与传统钝体火焰器类似,一体化支板稳定器的贫熄油气比随着来流马赫数的增加而增大,随着来流温度的升高而减小。此外,当来流温度显著增高时,来流马赫数对一体化支板稳定器贫油熄火油气比的影响变弱;同样,当来流马赫数显著增高时,来流温度的影响也变弱。 展开更多

关键词 加力燃烧室 一体化凹腔支板稳定器 贫油熄火 熄火油气比 燃烧试验

原文传递

喷油杆和凹腔支板稳定器近距匹配的液雾分布可视化 被引量：4

9

作者 刘玉英 周弘毅 +1 位作者 谢奕 钱佳兴 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第3期549-556,共8页

液雾分布与稳定器的燃油布置方式、油气分配、火焰稳定及火焰传播密切相关。以RP-3为雾化介质,在来流马赫数为0.2及来流温度为10~400℃的条件下,采用高速摄影法和激光片光/照相法,对喷油杆与凹腔支板稳定器间隔31.5mm且顺喷时的液雾分... 液雾分布与稳定器的燃油布置方式、油气分配、火焰稳定及火焰传播密切相关。以RP-3为雾化介质,在来流马赫数为0.2及来流温度为10~400℃的条件下,采用高速摄影法和激光片光/照相法,对喷油杆与凹腔支板稳定器间隔31.5mm且顺喷时的液雾分布特点进行了可视化研究,并探讨了来流温度及油气动量比对其液雾分布轨迹的影响。结果表明:顺喷喷油杆与凹腔支板稳定器近距匹配方式有利于燃油在支板前缘形成挡溅雾化;挡溅雾化后的一部分燃油在支板表面形成油膜,并在凹腔前缘与尾缘进行二次雾化,来流温度较高时高温支板表面也有利于燃油的蒸发雾化;另一部分燃油则以类似横向射流的形式进行雾化。当来流温度一定时,油气动量比增大,液雾轴向分布距离和横向穿透深度均增大;来流温度升高,液雾穿透深度增加,油气动量比对液雾分布的影响更明显。 展开更多

关键词 液雾分布 凹腔支板稳定器 高速摄影法 激光片光/照相法 油气动量比 穿透深度

原文传递

喷油杆与凹腔支板稳定器近距匹配雾化特性 被引量：6

10

作者 罗莲军 刘玉英 +1 位作者 张文龙 季鹤鸣 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第11期2462-2467,共6页

以水和煤油为雾化介质，采用马尔文激光粒度仪研究了来流马赫数为0．16～0．24、喷雾压差为0．30～O．90MPa、喷油杆与凹腔支板稳定器间隔为31．5mm且顺喷时液雾在轴向不同位置处的雾化特性．研究结果表明：液滴索太尔平均直径（SMD）... 以水和煤油为雾化介质，采用马尔文激光粒度仪研究了来流马赫数为0．16～0．24、喷雾压差为0．30～O．90MPa、喷油杆与凹腔支板稳定器间隔为31．5mm且顺喷时液雾在轴向不同位置处的雾化特性．研究结果表明：液滴索太尔平均直径（SMD）随来流马赫数增大而减小，随喷雾压差升高而减小，但凹腔支板稳定器下游远方截面的液滴SMD在主流区对马赫数不敏感，在回流区对喷雾压差不敏感．此外，喷油杆下游液滴SMD沿轴向逐渐减小，沿径向在主流区逐渐增大，在回流区逐渐减小． 展开更多

关键词 雾化 激光粒度仪 索太尔平均直径(SMD) 凹腔支板稳定器 近距匹配

原文传递

凹腔驻涡与支板稳焰组合加力燃烧室模型冷态流场试验 被引量：21

11

作者 秦伟林 何小民 +1 位作者 金义 蒋波 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期1347-1354,共8页

利用粒子图像测速仪(PIV)对凹腔驻涡与支板稳焰组合加力燃烧室模型进行冷态流场测量,获得该加力燃烧室流场的变化规律和压力损失的变化情况.试验结果表明:随着偏转角(5°～17°)的增大,支板稳定器的整流效果变差,得到的流场的... 利用粒子图像测速仪(PIV)对凹腔驻涡与支板稳焰组合加力燃烧室模型进行冷态流场测量,获得该加力燃烧室流场的变化规律和压力损失的变化情况.试验结果表明:随着偏转角(5°～17°)的增大,支板稳定器的整流效果变差,得到的流场的均匀性变差;随着进口马赫数(0.18～0.30)的增加,凹腔内旋涡结构变得完整,从凹腔出来的气流沿径向支板稳定器的穿透能力增加.气流在支板稳定器后形成了低速区回流区,随着进口马赫的增加,回流区的宽度有所增加;加力燃烧室的总压损失随进口马赫数的增加而增大,较常规V型稳定器的总压损失大. 展开更多

关键词 加力燃烧室 粒子图像测速仪 凹腔与支板稳定器 回流区 整流 总压损失

原文传递

超声速燃烧火焰稳定技术及其发展综述 被引量：8

12

作者 李宁 李旭昌 +1 位作者 张涵 白君丽 《飞航导弹》 北大核心 2014年第5期60-67,共8页

超声速燃烧技术作为未来高超声速飞行器核心技术之一,引起了各军事强国的高度重视。综述了目前国外各种超声速燃烧火焰稳定技术,着重介绍了各种技术的基本原理、优势与不足以及发展现状。

关键词 超声速燃烧 火焰稳定 壁面喷射 支板 凹腔斜坡火焰稳定器 凹腔-支板组合

原文传递

一种一体化加力燃烧室的数值模拟 被引量：9

13

作者 尹成茗 张荣春 +2 位作者 樊未军 石强 覃文隆 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第2期470-476,共7页

为适应新一代航空发动机高推质比的设计要求,设计出一种一体化加力燃烧室方案,利用截尾支板与带凹腔的分流环组合结构取代了传统火焰稳定器。对该方案进行了数值模拟研究及试验验证,结果表明:在该一体化加力燃烧室内涵中有3个低速回流区... 为适应新一代航空发动机高推质比的设计要求,设计出一种一体化加力燃烧室方案,利用截尾支板与带凹腔的分流环组合结构取代了传统火焰稳定器。对该方案进行了数值模拟研究及试验验证,结果表明:在该一体化加力燃烧室内涵中有3个低速回流区;截尾支板结构不仅起整流支板的作用,还能够起到火焰稳定器的作用;燃烧效率在90%~93%之间,流阻系数约为0.26;在所研究的工况下总压恢复系数均高于0.975,且主要的总压损失集中在截尾支板及分流环凹腔处。 展开更多

关键词 加力燃烧室 一体化 火焰稳定器 截尾支板 凹腔

原文传递

固体火箭超燃冲压发动机性能试验 被引量：4

14

作者 李潮隆 夏智勋 +3 位作者 马立坤 赵翔 罗振兵 段一凡 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第12期182-194,共13页

为了研究发动机构型、推进剂类型和当量比对固体火箭超燃冲压发动机的性能影响,选取了3种固体火箭超燃冲压发动机燃烧室构型,分别使用碳氢推进剂和含硼质量分数35%推进剂共计开展了8次地面直连试验。试验模拟了23 km、马赫数5.5的飞行工... 为了研究发动机构型、推进剂类型和当量比对固体火箭超燃冲压发动机的性能影响,选取了3种固体火箭超燃冲压发动机燃烧室构型,分别使用碳氢推进剂和含硼质量分数35%推进剂共计开展了8次地面直连试验。试验模拟了23 km、马赫数5.5的飞行工况,通过测量推力、流量和压力等参数,得出了超声速燃烧室和发动机的整体性能参数,进而研究了发动机构型、推进剂类型以及当量比3个关键因素对固体火箭超燃冲压发动机的性能影响。结果表明:带有凹腔-支板组合装置的燃烧室构型虽然冷流内阻最大,但试验燃烧效率和比冲性能最优。针对带有凹腔-支板组合装置的燃烧室构型,使用碳氢推进剂的发动机性能整体优于使用含硼质量分数35%推进剂对应的性能参数;使用碳氢推进剂的极限掺混当量比大于0.7,而使用含硼质量分数35%推进剂的极限掺混当量比在0.65附近。这是由于相对碳颗粒,硼颗粒在超声速气流中燃烧组织更为困难导致的。相对于使用碳氢推进剂,使用含硼质量分数35%推进剂的一次燃烧产物更容易在喉部沉积,其燃气发生器压力曲线也存在更多峰值振荡的现象。在所研究的试验当量比范围内,使用碳氢推进剂的燃烧效率峰值约0.82,此时对应内推力比冲峰值约687 s;而使用含硼质量分数35%推进剂的燃烧效率峰值约0.69,此时对应内推力比冲峰值约592 s。 展开更多

关键词 固体火箭超燃冲压发动机 凹腔-支板组合装置 燃烧性能 当量比 地面试验

原文传递