摘要：为得到动力型诱饵燃烧产物浓度场和温度场,在分析了MT药剂体系在空气中的燃烧区结构和主要反应基础上,建立了流场与化学反应耦合的二维轴对称模型。通过数值仿真分析了不同组分、环境压力和进气流速对燃烧流的影响。结果表明,MgF2对MT体系光谱的影响显著,Mg含量的增加有助于提高辐射强度,但随着Mg的进一步增加,更多的Mg没有参与反应,不利于改善辐射强度。环境压力对最高温度影响不大,但会影响温度分布和产物浓度。来流速度对核心反应温度和产物浓度影响较小,但会将高温区和产物限定在较小区域,从而影响辐射强度。上述结果可为动力型诱饵的红外辐射特性设计提供参考。

摘要：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.

摘要：为考察不同气液燃料对燃烧室性能的影响以及双燃料燃烧室设计时重整气显焓的影响,采用Fluent软件对双燃料燃烧室的燃烧流场进行了数值研究,并将重整气和煤油流场的计算结果进行了对比分析。数值模拟采用了Realizable k-ε湍流模型、PDF燃烧模型、离散相模型和SIMPLE算法。结果表明:燃烧室燃用不同气液燃料时,燃烧室内的回流区结构尺寸大体相同。当重整气和煤油的焓值相同时,重整气燃烧室内的最大轴向回流速度约为煤油燃烧室的5倍,温度降低约300K火焰变短,出口截面温度分布系数降低7.5%出口径向温度分布更均匀。进行气液燃料流量换算时,应考虑重整气显焓,否则会导致重整气燃烧室内的最大轴向回流速度增大约12%火焰拉长,燃烧室出口温度分布系数增大。

摘要：为了方便开展单喷嘴气气喷注器燃烧试验研究,设计了一种燃烧室壁面测温,并结合推力室燃烧流场的非稳态数值模拟的方法,以考察燃烧室内流场的发展和燃烧完成情况.应用试验数据对不同的湍流模型和燃烧模型进行了对比研究,得到与试验结果较为吻合的计算模型.并应用该方法开展了同轴剪切式喷注器氢/氧喷注动量比、燃烧室压力变化的试验研究.试验结果表明喷注器掺混燃烧效果随氢/氧喷注动量比增加而增强,而不随燃烧室压力的变化而变化.

摘要：为研究不同室压工况下气氢/液氧燃烧流场的相似性,设计了喷注器试验件,并采用数值仿真和热试验的方法对气氢/液氧喷注器的喷雾燃烧流场进行了研究。数值仿真选取试验件的1/6进行三维稳态计算,其中湍流模型采用SST k-ω模型、化学反应采用考虑氢氧6组分9步反应机理的涡耗散概念模型、液氧液滴采用离散相模型,共进行了2.8~9.8 MPa范围内8种典型工况的数值仿真。热试验采用气氢/液氧推进剂,进行了4.5 MPa、5.4 MPa和6.8 MPa这3种不同室压工况共4次挤压热试验,采用量热式水冷身部对燃烧室壁面热流进行了测量。仿真和试验结果表明:对于气氢/液氧同轴直流喷注器,在混合比、氢氧温度和喷注速度相同的情况下,当室压大于液氧临界压力时的燃烧流场具有相似性;而室压小于液氧临界压力时的燃烧流场与大于临界压力的燃烧流场结构存在差异。

摘要：采用数值模拟方法对燃用天然气的某型航改燃气轮机环形燃烧室进行三维流场分析。根据改型后燃气轮机的结构特点建立了真实的三维计算几何模型;计算中采用SIMPLE算法,可利用k-ε双方程湍流模型、六通量辐射模型、非绝热概率密度函数(PDF)燃烧模型及热力型NO模型对燃烧流动进行数值模拟,分析了燃气轮机环形燃烧室在3种状态下燃烧流场的性能。计算结果表明:在3种状态下的燃烧流场和燃烧性能均能达到设计状态。

摘要：以数值仿真的结果作为参考,开展了基于PLIF(平面激光诱导荧光)技术、高速摄影技术等非接触光学燃烧诊断技术的气氧/气甲烷同轴剪切喷嘴试验研究。通过联合光学诊断对不同设计工况的燃烧流场进行诊断测量,获得燃烧室内OH分布,燃烧流场发展演化过程、火焰的结构等信息,对燃烧流场进行详细的分析。研究结果表明:气氧/气甲烷剪切燃烧火焰存在明显的剪切燃烧层,且随着轴向距离的增加,火焰逐渐失稳;随燃氧速度比的增加,流场涡旋作用明显加强,火焰根部稳定段变短,瞬时火焰结构卷曲和褶皱增多;仿真计算的OH分布与试验测得的OH分布相似,仿真模型能够合理预测气氧/气甲烷同轴剪切喷嘴的燃烧流场。

摘要：对于固体火箭发动机羽焰温度的测量是困难的,了解其温度分布对于研究发动机内燃烧流场的特性有重要价值。考虑到固体火箭发动机羽焰高温、高压和高速燃烧流场的测试要求,使用哈尔滨工业大学研制的6目标8波长高温计进行了地面搭载试验,成功地实现了对固体火箭发动机羽焰温度的测量,并提出了多光谱测温法的新数据处理方法,即基于BP神经网络预估计固体火箭发动机羽焰的发射率与波长之间函数关系,再由逐步回归法实现真温的自动识别。实验结果表明,其真温计算值与火箭发动机设计者提供的理论值之差在±100K以内,说明多光谱法是一种测量固体火箭发动机羽焰温度的可行方法。

摘要：为减少NO_x等污染物的排放,现代燃气轮机多采用贫油预混燃烧技术,由此产生较为突出的燃烧振荡与燃烧室结构疲劳问题。应用有限元软件建立燃烧室数值模型优化燃烧室模型网格;对比分析进气速度対数值模拟结果的影响;运用单向耦合与双向耦合方法计算分析了燃烧室热-声-耦合特性。研究表明:网格质量在一定程度上影响计算精度,进气速度对数值模拟结果影响较大;相对于声压载荷,热载荷对结构固有频率和振型影响较大,特别是在高频段;双向耦合较单向耦合数值模拟结果与实际情况更为接近。热-声-固耦合分析方法对发动机燃烧震荡机理研究及其抗热-声-固耦合疲劳设计具有应用参考价值。

摘要：超燃冲压发动机激光吸收光谱测量系统目前主要采用分立式光学探头形式与发动机机体固定,但是受到探头尺寸的限制,无法获得高分辨率的流场信息。文中设计了一种基于自由曲面透镜和透镜阵列相结合的燃烧场高密度光学测量环。该测量环采用两层结构,发射端分别位于每条边最边缘位置,激光准直透镜和自由曲面透镜形成扇形光束,扇形光束穿过被测流场后,经过楔形镜偏转和聚焦透镜聚焦,进入接收光纤后传送至探测器。测量环接收单元最小间隔为5 mm,实现了在5 cm×7 cm空间内88条光线的密集排列。重点讨论光学系统光线分布设计方案,并给出收发端结构设计方案,实验结果表明,光线利用效率大于50%,光线总传输效率大于55%。设计的高密度光学测量环可以直接与发动机机体相衔接,避免环境因素干扰,可以实现对超燃冲压发动机隔离段、燃烧室出口等处温度、组分浓度的二维分布测量。