加力燃烧室热射流点火的燃油自燃规律研究
第八章加力燃烧室PPT课件
为了保持发动机的主要工作参数不变，在开动加力 时，必须同时扩大尾喷口面积，根据流量公式，可 推出加力与未加力时的面积比：
F5 T4* *
F5
T4*
加力面积比亦与加温比的平方根成正比，加力面积 比是由自动调节系统随机控制，一般尾喷口形式如 下：
典型的加力喷管设备
典型的带加力燃烧室的涡轮风扇发动机
防振隔热屏通常由一段或多段筒体组成，也有用全长防 振隔热屏的，其上开有许多1~3mm的小孔，前段主要起防 振作用，后段起隔热作用。
防振隔热屏一般做成纵向或横向波纹形。 一方面使压力波发生漫反射，大大减弱反射压力波的能 量并改变其相位； 另一方面因小孔两侧存在压差，气柱既可进入冷却通道， 也可反向流入燃烧室，使振荡能量变为气流动能而被吸收； 带小孔的波纹板受热后变形，可以减少防振隔热屏的热 应力。
1、加力比
R
.
mg
w6 g
w6 c 2gkgkg1RgT5*[1(P P50*)kkgg1]
R
.
m g
w6 g
w6 c 2gkgkg1RgT5*[1(P P50 *)kkgg1]
.
.
近似认为： mg mg
则：
R
w6 w6
T5* T5*
*
2、耗油率比
*
C
Ma C
3、加力时发动机尾喷口面积的变化
蒸发式稳定器的优点是：
(1) 扩大了贫油状态的点火和稳定工作范围，并能提高 燃烧效率，特别是在来流温度低，流速高时，其优 越性十分突出。
(2)可以在很小的加力比下实现软点火（软点火的概念 是缓慢增加加力比，壁面突然加力引起风扇或压气 机间喘振，涡扇发动机对此要求特别严格）
（b）气动火焰稳定
内燃机燃烧过程的研究和分析
内燃机燃烧过程的研究和分析内燃机是现代交通工具与机器设备的重要动力来源。
它以内燃机燃烧产生高温高压气体驱动活塞运动，从而达到机械能转换的效果。
内燃机的核心就是燃烧室，燃烧室的燃烧过程的效率决定了内燃机的动力性能和能源利用效率。
因此，内燃机燃烧过程的研究和分析对于提高内燃机的性能有重要意义。
一、内燃机燃烧过程的基本原理内燃机的燃烧过程是一个复杂的动力学过程，其基本原理包括燃烧室内的燃油与氧气的混合、着火、火焰传播和喷油分布等。
首先，燃油和空气的混合是内燃机燃烧过程的基本步骤。
内燃机中的燃油包括汽油、柴油、天然气等燃料，而要达到高效的燃烧过程，燃油和空气的混合度必须适当，按照理想的化学计量比进行混合。
其次，燃油和空气混合后，需要达到一定的温度和压力才能点火着火，着火条件一般是良好的混合、足够的温度和压力、以及合适的着火能源，着火点是燃油空气混合物的其中一处点火。
这时，能量在着火点周围形成火焰核心，并以扩散的方式向燃烧室内蔓延。
火焰传播过程主要包括火焰传播速度和燃烧效率。
燃烧室内的燃料与空气的混合度、温度和压力是影响火焰传播速度和燃烧效率的重要因素。
在燃烧室内，火焰一般是在活塞顶部形成，向活塞底部蔓延，热能在火焰前沿产生，火焰扩大即为燃烧。
燃烧效率可以通过CO和NOx生成的量来表征，这两种物质是燃烧过程中污染物的主要来源。
最后，喷油分布是内燃机燃烧过程的关键因素之一，燃烧需要合理的喷油、喷油位置以及燃油量。
在实际应用中，如何合理控制喷油过程是内燃机燃烧过程的核心问题之一。
二、内燃机燃烧过程的研究方法内燃机燃烧过程的研究方法主要包括数值模拟和实验研究两部分。
1. 数值模拟数值模拟是内燃机燃烧过程分析的主要方法之一。
数值模拟可以通过对内燃机燃烧室进行数值分析来实现。
目前研究燃烧过程的数值模拟方法很多，包括有限元法、有限体积法、有限差分法以及Monte Carlo法等，这些方法都可以基于不同的燃烧机理进行模拟和分析。
第十三章 航空发动机中的燃烧
QV =
3600W f H uη c
P3 tVc
式中 W f ， H u ，η c ， P3t ，Vc 分别为燃料流量，燃料低热值，燃烧效率，燃烧室进口总压 及燃烧室体积。也可以按火焰筒体积 V f 定义容热强度，
QVf =
3600W f H uη c P3 tV f
3
一般，主燃烧室的 QV = (750 − 908)kJ /( m ⋅ h ⋅ Pa ) ； 火焰筒的 QVf = (1234 − 2073) kJ /( m ⋅ h ⋅ Pa ) ；
第十三章 航空发动机中的燃烧
目前飞机的发动机一般均采用航空燃气轮机。 主燃烧室是它的三大核心部件之一。 对于 军用发动机还设有加力燃烧室。 它们工作的优劣直接影响发动机的性能。 本章将介绍航空发 动机主燃烧室和加力燃烧室的结构、工作原理及性能。
§13-1 航空发动机主燃烧室
一、引 言
燃烧室 （图 13.1） 的作用就是将燃油喷嘴供应的大量燃油和压气机供应的大体积空气一 起燃烧，释放热量，让空气膨胀和加速，以便在所有状态下供给涡轮所需的燃气流。这一任 务必须以最小的压力损失来实现，并且在有限的可用空间里释放出最大的热量。
233
图 13.6 多个单管燃烧室图
图 13.7 环管形燃烧室
图 13.8 环形燃烧室
与环管燃烧系统比较，与之相当的环形燃烧室的壁面积少得多，因而，防止火焰筒壁烧 穿所要求的冷却空气量大约也少 15%。冷却空气量的这一减少提高了燃烧效率，因此，实 际上消除了未燃烧的燃油， 并将一氧化碳氧化成无毒的二氧化碳， 从而减少了对空气的污染。 将空气雾化喷嘴引入这种类型的燃烧室大大改善了燃油为燃烧所做的准备， 因空气会进 入靠近喷嘴处的燃油喷雾中，而这些喷雾都是过度富油的。这大大减轻了初始碳粒的形成。 4、折流式环形燃烧室 折流式环形燃烧室的火焰筒由内、外壁组成。对小型燃气涡轮发动机．因其流量小，转 速高， 可以采用离心式压气机和燃油从发动机轴内腔经甩油盘离心甩出的供油方式。 为了充 分利用空间尺寸，缩短转子支点的距离，所以常采用折流式环形燃烧室。美国 J69 发动机采 用了折流式环形燃烧室。 5、回流式环形燃烧室 回流式环形燃烧室的火焰筒由内、 外壁和环形圆顶组成。 这种燃烧室也用在带有离心式 压气机的燃气涡轮发动机中。 从压气机出来的气体， 在组织燃烧和与燃气掺合的过程中要经 过两次折转再流入涡轮部件。燃烧室的燃油是由在环形圆顶部的喷嘴提供。
加力燃烧室热射流点火的燃油自燃规律研究
Ｋ ｅ ｙ ｗ ｏ ｒ ｄ ｓ ： ｈ ｏ ｔ － ｊ ｅ ｔ ｉ ｇ ｎ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ； ａ ｕ ｔ ｏ ｉ ｇ ｎ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ； ｄ ｅ ｌ ａ ｙ ｔ ｉ ｍｅ ； ｆ ａ ｔ ｅ ｒ ｂ ｕ ｒ ｎ ｅ ｒ ； ａ ｅ ｒ ｏ ｅ ｎ ｇ ｌ ｎ ｅ
Ｉ ｎ ｖ ｅ ｓ ｔ ｉ ｇ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｎ Ｆ ｕ ｅ ｌ Ａ ｕ ｔ ｏ ｉ ｇ ｎ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｌ ａ ｗ ｏ ｆ Ｈ ｏ ｔ － ｊ ｅ ｔ Ｉ ｇ ｎ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ｆ ｏ ｒ Ａ ｆ ｔ ｅ ｒ ｂ ｕ ｒ ｎ ｅ ｒ
Ｘ Ｕ） （ ｉ ｎ ｇ — ｐ ｉ ｎ ｇ ， Ｚ ＨＡ ＮＧ Ｘｉ ａ ｏ — ｃ ｈ ｕ ｎ ， Ｙ ＯＵ Ｑｉ ｎ ｇ － ｊ ｉ ａ ｎ ｇ ， Ｇ Ａ Ｏ Ｊ ｉ ａ — ｃ ｈ ｕ ｎ
第４ ０卷 第 １ 期
２ ０ １ ４年 ２ 月
航 空 发 动 机
Ａｅ ｒ ｏ ｅ ｎ
Ｆ ｅ ｂ ． ２ ０ １ ４
加力燃烧 室热 射流 点火 的燃 油 自燃规 律研究
徐兴平 ， 张孝春 ， 游庆江 ， 高家春
（ 中航工业沈 阳发动机设计研究所 ， 沈阳 １ １ ０ ０ １ ５ ）
为航 空发动机加力燃烧室 的热射流点火 系统和供油 系统等 的设计提供初步试验依据。 关键词 ： 热射流点火 ； 自燃； 延迟 时间； 加力燃烧室； 航空发动机
中图分 类号 ： Ｖ ２ ３ ３ ． ３ 文献标识码 ： Ａ ｄ ｏ ｉ ： １ Ｏ ． １ ３ ４ ７ ７ ￣． ｃ ｎ ｋ ｉ ． ａ ｅ ｒ ｏ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ． ２ ０ １ ４ ． Ｏ １ ． ０ ０ ７
航空发动机的燃烧室流动与燃烧特性优化
航空发动机的燃烧室流动与燃烧特性优化航空发动机作为一种重要的动力装置，在航空航天领域起着至关重要的作用。
而燃烧室作为航空发动机的核心部件，其流动和燃烧特性的优化对于提高发动机的性能和效率具有重要意义。
本文将探讨航空发动机的燃烧室流动与燃烧特性的优化方法和技术。
一、航空发动机燃烧室流动特性的研究与分析燃烧室内气体的流动特性对于燃烧效率和发动机性能的影响不可忽视。
燃烧室内流动的不稳定性和不均匀性会导致燃烧的不完全和功率损失。
因此，研究和分析燃烧室的流动特性对于优化燃烧室设计具有重要意义。
在流动特性的研究中，可以采用数值模拟方法，如计算流体力学（CFD）模拟，来模拟和预测燃烧室内的流动情况。
通过建立准确的数学模型，可以分析燃烧室内的湍流和速度分布等参数，以及分析燃烧室内的湍流能量传递和燃料混合情况。
这有助于了解燃烧室内的流动特性，并根据分析结果对燃烧室进行优化设计。
另外，通过实验手段，如高速摄影和颗粒图像测速（PIV）等技术，也可以对燃烧室的流动特性进行直接观测和测量。
通过实验数据的分析和处理，可以获取燃烧室内的流场信息，揭示流动特性的规律，指导优化燃烧室结构。
二、航空发动机燃烧特性的研究与优化航空发动机的燃烧特性对于其性能和效率具有直接影响。
燃烧效率的提高和污染物的减排是航空发动机燃烧特性优化的主要目标。
在燃烧特性的研究中，首先需要研究燃料在燃烧室内的混合过程。
合理的燃料混合可以提高燃烧效率和燃烧稳定性。
通过数值模拟和实验手段，可以研究燃料在燃烧室内的分布和混合情况，以及燃烧室内的温度和压力分布等参数。
这有助于找出燃料混合的不足之处，并提出相应的优化措施。
其次，燃烧室内的燃烧过程也需要研究和优化。
燃料的燃烧速度、燃烧温度和燃烧稳定性等参数对于燃烧效率和污染物排放有重要影响。
通过数值模拟和实验手段，可以研究燃料的燃烧机理和燃烧过程中的各种化学反应，以及燃烧产物的生成和分布情况。
这有助于优化燃烧室的设计和调整燃烧参数，提高燃烧效率和减少污染物排放。
5章12点燃式内燃机燃烧分析
稀燃技术的难点
（1）燃烧缓慢，燃烧持续期长
（2）循环变动大 （3）HC排放增加（氧化催化转换器）
（ 4 ）汽车的操纵性能下降（负荷控制敏 感度下降） （ 5 ）排气后处理困难（特别是富氧条件 下NOx的还原）
（1）缸内气流的循环变动影响（强弱变化大） （2）混合气成分，特别是点火瞬间火花塞附近混合气的 成分（不均匀）
3. 燃烧稳定性 （燃烧的循环变动）
5）降低措施（加大并稳定缸内气流；提高燃烧速度）
（1）多点点火；
（2）增加进气涡流 → 增加燃烧速率； （3）提高转速，湍流增加； （4）采用理论空燃比或φa=0.8~0.9 →易燃，燃烧速度高 （5）采用燃油电控喷射技术（特别是多点燃油喷射）可 改善各循环混合气的均匀性； （6）采用快燃、速燃技术，提高火焰传播速率； （7）加大点火能量、大火花塞间隙。
2）急燃期（2~3）
结束点定义法：
（1）最高压力点； （2）最高温度点； （3）放热率骤然下降点。 最高压力点3点对动力性、 经济性影响很大。可用点 火提前角调整。 火焰传播速率、火化塞位 置、燃烧室形式等将影响 dp/dφ。 dp/dφ将影响工作粗暴程度、 振动、噪声水平。
3）后燃期（3~4烧完，熄火）
二、研究阶段与研究重点
化油器（实现油气混合）~1980年
如何保证各种工况的可靠工作，保证要求混合（喉口气流控制混合与空燃比） 问题：喷油点离气缸远，工况变动时，喷油滞后；各缸不均匀 同时喷射（喷油时刻对燃烧有影响）顺序喷射进气门背低压（0.3~0.4MPa） 闭阀喷射（利用废气倒灌雾化；启动和暖机时效果差）进气阀开启时喷射（油 滴直径小于15μm，较高喷射压力、短射程）。启动和暖机时的性能、排放问题。 问题：炭烟、NOx处理；匹配、组织困难。美国市场无，份额小 具有直喷的优势，泵气损失由可变气门机构降低，避免了扩散燃烧对炭烟、 NOx排放的后处理难题，对油品的含硫量要求不高，控制精确。
双燃料发动机燃烧放热规律分析及燃烧特性研究_尧命发(精)
文章编号:1000-0909(200204-0312-********双燃料发动机燃烧放热规律分析及燃烧特性研究尧命发1,段家修1,覃军2,许斯都1,付晓光1(1.天津大学内燃机燃烧学国家重点实验室,天津300072;2.广西玉柴机器股份有限公司,广西玉林537000摘要:从热力学和内燃机燃烧的基本理论入手,推导了计算分析双燃料发动机缸内工质成分和热力学参数的计算关系式以及求解双燃料发动机燃烧放热规律的微分方程式,基于面向对象技术开发了双燃料发动机燃烧放热规律计算软件。
研究结果表明:用传统柴油机分析方法计算双燃料发动机的放热率峰值偏小,所计算的缸内工质平均温度偏高,新模型计算的结果与实际情况更为吻合。
该分析软件可以适用于多种燃料发动机,是内燃机燃烧放热规律的通用计算软件。
双燃料发动机燃烧特性研究表明:双燃料发动机初始放热率比纯柴油大,若着火始点在上止点后,双燃料缸内最大爆发压力比纯柴油低,否则比纯柴油高;控制双燃料发动机着火始点是控制缸内最大爆发压力和NO x排放的关键,双燃料发动机着火始点应在上止点后,可以使发动机爆发压力和NO x排放比纯柴油低。
关键词:双燃料;燃烧;放热规律;燃烧特性中图分类号:T K432文献标识码:A引言随着内燃机排放法规的日益严格和石油资源危机日益加剧,柴油-气体燃料双燃料发动机应用越来越广泛,柴油机双燃料发动机具有高效率、低排放的优势,但其燃烧特性与纯柴油不同,其燃烧过程是引燃柴油的喷雾扩散燃烧和缸内均质混合气的快速火焰传播过程共同作用。
示功图测试分析是研究内燃机工作过程的重要工具,它可以揭示发动机燃烧的内在规律和特点,为开发高效清洁发动机提供有效的分析手段,被广泛应用于研究和产品开发过程中。
迄今为止,还没有针对双燃料发动机示功图的分析手段,大都采用柴油机的分析方法。
实践证明,这种分析方法和实际双燃料发动机有较大差别。
传统的计算分析方法,如描述缸内工质内能的Just经验公式用于描述双燃料发动机燃烧过程将会导致较大的误差。
航空发动机加力燃烧室不稳定燃烧机理与控制方法研究
航空发动机加力燃烧室不稳定燃烧机理与控制方法研究摘要航空发动机是航空器的核心之一，其具有重要的作用。
航空发动机加力过程中，燃烧室出现不稳定燃烧现象，对航空发动机的正常使用及安全带来风险。
本文从燃烧室不稳定燃烧机理与控制方法入手，对航空发动机燃烧室不稳定燃烧机理进行研究，提出相应的控制方法，以提高发动机的稳定性和安全性。
关键词：航空发动机；燃烧室；不稳定燃烧；机理；控制方法一、引言随着航空技术的不断发展，航空发动机的使用越来越广泛。
燃烧室是航空发动机的心脏，起到了燃烧混合气的作用，同时是发动机的能量转换中心。
在航空发动机加力过程中，燃烧室内可能会出现不稳定燃烧现象，导致发动机的失控，严重时可能造成发动机事故。
因此，研究航空发动机的燃烧室不稳定燃烧机理及其控制方法对于提高航空安全和发动机的稳定性具有重要意义。
二、燃烧室不稳定燃烧机理1.燃烧室不稳定燃烧发生的原因燃烧室不稳定燃烧发生的原因是多方面的，比如燃料流动不均匀，燃烧过程中的化学反应过激，喷嘴的设计不合理等等。
但是最为关键，影响最大的因素是燃烧室的流动结构不稳定所导致的问题。
在过去的研究中，已经发现了一些燃烧室不稳定燃烧的机理问题，例如有关动态失稳和后、侧消烧这两个问题。
2.燃烧室不稳定燃烧的机理燃烧室不稳定燃烧的机理包括很多因素，其中最主要的因素是燃烧室内的气体动力学流动结构不稳定。
当工作流动的稳定性缺失时，会导致极其复杂的涡流产生，这些涡流会扰动燃烧室内的燃料混合气的分布。
由于燃烧室内的燃料混合气分布出现不均匀现象，不仅会导致燃烧室内部出现温度不均匀现象，而且会导致燃烧室内发生不稳定燃烧，由此会引发燃烧室爆炸的风险。
三、燃烧室不稳定燃烧的控制方法1.燃烧室的调整合理的燃烧室结构设计是避免不稳定燃烧的关键。
需要考虑燃烧室的几何形状、流道的设计、调焦器的位置及数量等因素，保证燃烧过程中燃料的均匀混合，避免出现燃烧不充分、易爆的问题。
2.燃烧控制系统发动机燃烧控制系统是航空发动机的关键部分，对燃油进入、混合、氧气进入和燃烧过程的控制起到重要作用。
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0引言
热射流点火是加力燃烧室的1种点火方式。
其基
本原理是在主燃烧室的后部，利用1个直流喷嘴喷入1股定量燃油，燃油穿过涡轮的同时，进行雾化蒸发与周围燃气掺混，并点燃成火炬。
热射流点火方式在国外的航空发动机上已经成功应用了很长时间，点火稳定而且成功率高，但是在国内还是1种新的点火方式。
关于热射流点火方式的深入研究文献极少，有必要对其展开基础性理论和应用研究。
此外，随着加力式涡扇发动机的发展，涡轮后温度不断提高，已经接近甚至超过1300K ，在这样的高温气流中喷油，喷嘴口处燃油极有可能“自燃”，可能影响油珠在气流中的
穿透深度，从而影响油珠蒸发率和燃油浓度分布，甚至会灼伤火焰稳定器。
Colket 和Spadaccini 的研究表明，涡轮出口温度达到1300K 后，燃油自燃时间少于1ms [1]。
如果按此自燃时间指导加力燃烧室设计，传统的设计理念将很大程度上失去指导意义。
因此为掌握燃油“自燃”规律，避免“自燃”的不利影响，已经成为新型加力燃烧室设计必须解决的问题。
本文通过模拟试验开展燃油在高温高速气流中着火的研究，给出燃油在高温高速气流中自燃延迟时间与燃气流动速度、燃气温度、喷油量等的关系，为航空发动机加力燃烧室的热射流点火系统和供油系统设计等提供初步的试验依据。
加力燃烧室热射流点火的燃油自燃规律研究
徐兴平，张孝春，游庆江，高家春
（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）
摘要：为了分析燃油在高温高速气流中自燃延迟时间与燃气流动速度、燃气温度、喷油量等的关系，通过模拟试验，开展了热射流点火的燃油在高温高速气流中自燃规律的研究，经分析得出：气流温度对自燃有明显影响，在模拟的范围内存在1个自燃温度临界点（1160K ）;气流温度、气流压力的升高使自燃延迟距离和延迟时间减小；气流速度的增大使自燃延迟距离增加。
研究结果为航空发动机加力燃烧室的热射流点火系统和供油系统等的设计提供初步试验依据。
关键词：热射流点火；自燃；延迟时间；加力燃烧室；航空发动机中图分类号：V233.3
文献标识码：A
doi ：10.13477/ki.aeroengine.2014.01.007
Investigation on Fuel Autoignition Law of Hot-jet Ignition for Afterburner
XU Xing-ping,ZHANG Xiao-chun,YOU Qing-jiang,GAO Jia-chun (AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China )
Abstract:In order to analyze the relation of autoignition delay time of fuel and gas velocity,temperature and injection quantity at high temperature and high speed airflow,the fuel autoignition law of hot-jet ignition was investigated by simulation test.The temperature of airflow has obvious influence on autoignition by analysis.There is a critical point (1160K)of autoignition temperature at simulation range.The rising of airflow temperature and pressure would decrease the distance and time of autoignition delay.The rising of airflow velocity would increase the distance of autoignition delay.The research results provide initial experimental reference for design of hot-jet ignition
system and fuel supply system of aeroengine afterburner.
Key words:hot-jet ignition;autoignition;delay time;afterburner;aeroengine
航空发动机
Aeroengine
第40卷第1期2014年2月
Vol.40No.1Feb.2014
收稿日期：2012-10-08基金项目：航空动力基础研究项目资助
作者简介：徐兴平（1981），男，工程师，从事加力燃烧室设计工作；E-mail:xuxingping4023@ 。
XU Xingping,ZHANG
of for ，2014，40（1）：39-41,74.。