摘要：为了对氢燃料燃烧室的低污染燃烧组织方案提供技术支撑,根据某航改燃机燃烧室的工况及结构参数,设计了三种氢燃料喷射单元(贫油直接喷射(LDI)单元以及两种贫油预混喷射(LPIA和LPIB)单元),通过数值计算方法研究了其流场特性,燃料-空气混合特性及污染排放特性,然后采用粒子群优化算法(PSO)建立了三种单元的NO_(x)排放回归模型。研究表明:氢气喷射方式对流场结构影响较大。LDI单元的中心回流区(CRZ)脱离喷嘴一段距离,LPIA单元的CRZ径向尺寸最大,LPIB单元的下游流场轴向速度最快;LPIA单元燃烧室内燃料-空气混合相对于其它两个单元更加均匀;在设计工况下,LDI单元的NOx排放量不能满足目前新建燃机的排放标准(@15%O_(2),≤30 mg/m^(3)),而LPI单元的NOx排放能够达标,且LPIA相对于LDI单元可降低81.6%;所建立三个单元NO_(x)排放回归模型考虑了燃烧室进口压力、温度、当量比及气流速度的影响,其决定系数R2分别为0.972,0.969和0.953。本文所采用的单元及其性能数据和建模方法可以为氢燃料燃烧室设计提供有效参考。

摘要：论述了航空衍生燃气轮机双燃料低污染燃烧技术的研发过程，总结了所采用的促使该技术成功发展的重要技术要点，对双燃料燃烧室可以工作的燃料一空气比的范围、燃料一空气比对CO和NOx排放的影响及过渡工况设计给予了论述，并全面总结了双燃料低污染燃烧室设计上的考虑因素．通过对多种贫燃预混的双燃料一空气模的研究设计以及长期地、持续地进行研发及燃烧试验，结果表明：设计的双燃料燃烧室在50％～100％工况范围每一点都可满足低污染要求．所研发的低污染燃烧技术以及过渡工况的设计都切实可行，可以直接用于航空发动机型号产品．

摘要：为某微型涡喷发动机设计了一个蒸发管环形燃烧室.根据发动机对燃烧室的性能要求,设计了燃烧室的主要部件,对燃烧室的流量分配及流程参数进行了数值计算.参照发动机的总体结构,设计了燃烧室的试验器,对燃烧室进行了一定的性能试验.结果表明,所设计的燃烧室在结构方案、主要部件和总体性能方面基本满足设计要求.

摘要：为了实现高温、高压环境下航空发动机燃烧室出口温度、燃烧效率、污染排放等性能参数的准确测量,对现有的燃气取样及分析系统进行了优化设计,对数据后处理方法进行了修正,并建立了适用于燃烧室出口温度计算的全成分焓值守恒法。基于贫油直接喷射低污染燃烧室对燃气分析系统和数据后处理方法进行了性能评估和应用研究。研究结果表明:优化后的燃气分析系统符合国际民航组织的污染排放测量要求,并且该系统响应时间快、数据有效性高;通过对比燃气分析法和传统测量方法,燃气分析法精度更高、工作范围更宽、稳定性更好,能够准确评估燃烧室出口温度、燃烧效率和污染排放等性能。

摘要：设计了直混燃烧与贫油预混预蒸发(LPP)组合的单管燃烧室.燃烧室头部采用同轴同旋向主模旋流器和副模旋流器结构,主、副油路分别采用直射式喷嘴和压力雾化喷嘴,可以在单管燃烧室上掌握和实现低污染燃烧排放控制技术,并采用Fluent软件对设计的单管燃烧室模型进行数值模拟.计算结果表明:主副模燃烧区相互独立;副模是直混燃烧,主要作用稳定火焰.主模是预混燃烧,燃烧区温度分布均匀,从而实现低NOx排放.解决了大工况下低NOx排放与慢车贫油熄火之间的矛盾.

摘要：针对高性能航空发动机燃烧室进口马赫数不断提高,同时先进燃烧组织对流量分配及头部空气动力学的要求,设计出一种适用于可变几何燃烧室的新型燃烧室扩压装置—分配器式扩压器。通过试验研究,重点研究了分配器式扩压器的总压损失与马赫数以及面积比的关系,分配式扩压器挡板对流场的影响。结果表明:当马赫数为0.359时总压损失为3.57%,这说明扩压器总压损失符合要求;存在一个面积比1.6～2.1使得扩压器出口流畅分布均匀;挡板可以改变流场分布和入口压力参数。

摘要：针对新一代高温升燃烧室燃烧组织问题,提出了一种满足高温升燃烧室要求的方案,设计了先进的发散小孔冷却结构和同心圆式主副模分区的头部燃烧组织,采用稳态的压力求解器结合非预混PDF模型,对慢车和设计两个工况进行数值研究。通过数值计算获得了燃烧室速度场和温度场分布特性,结果显示了良好的分区供油分区燃烧组织特性。

摘要：高性能航空发动机燃烧室进口马赫数的不断提高会导致扩压器总压损失急剧增加,设计了一种新型的燃烧室扩压装置—分配器式扩压器,采用CFD方法对其进行了数值模拟,重点研究了分配器式扩压器的总压损失,结果表明,数值模拟结果与理论分析相吻合,并且在Ma高达0.36时,设计的分配器式扩压器矩形结构的总压损失为4.79%,小于短突扩扩压器的总压损失,可以满足高性能发动机对燃烧室扩压器性能的要求。

摘要：针对发动机燃烧室由于高温升和低污染而使可用冷却空气大量减少的技术难题,设计了一套切向进气发散小孔的单管燃烧室模型.使用热流固耦合方法,通过对Navier-Stokes(N-S)方程的求解,对其流场特性和火焰筒壁温进行了数值模拟研究.计算在三维坐标系下,采用拉格朗日法计算燃油颗粒的轨迹,非预混模型计算燃烧,离散坐标模型计算辐射,使用标准k-ε湍流模型,在固壁附近运用壁面函数法,计算了两种工况的火焰筒壁温分布.结果表明,在燃烧室总油气比为0.046,冷却空气质量分数为30%,进口空气总温为830 K,总压为3 MPa工况下,燃烧室最高壁温为1 015 K,温度梯度最大为22.5 K/cm,完全满足推质比为12一级的军用发动机和民用发动机对燃烧室火焰筒在冷却空气质量分数为30%、总油气比为0.046条件下对于壁温的要求.

摘要：提出将热力性能设计与遗传算法搜索过程相结合的方法,对适用于100 kW微型燃气轮机的人字形交错波纹板式原表面换热器进行结构优化,分别以重量最轻和换热紧凑度/重量最大作为目标函数,把换热器芯体外形尺寸和换热表面结构尺寸作为待寻求最佳值的优化变量进行优化。遗传算法程序采用二进制编码,锦标赛选择,均匀交叉和单点变异,并采用基于小生境下的共享技术和择优策略。优化结果表明:与原始数据比较,两种目标函数下重量和换热紧凑度都有不同程度的减轻和增加,两侧总压降均比原来略有下降。对比两种目标函数下的优化结果发现,以紧凑度/重量最大为目标函数的优化方法比以重量最轻为目标函数优化方法效果更好。