导读:本文包含了不稳定燃烧论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:不稳定燃烧,压强振荡,飞行过载,固体火箭发动机
不稳定燃烧论文文献综述
张翔宇,高波,甘晓松,马亮,周艳青[1]（2019）在《飞行过载对固体火箭发动机不稳定燃烧的影响》一文中研究指出针对某固体发动机飞行试验中出现的压强振荡现象,开展压强振荡特性分析、机理分析及声模态数值仿真,提出该非线性不稳定燃烧故障的两种可能的触发模式。通过建立脉冲激励试验方法及火箭橇过载模拟试验方法对故障发动机开展试验研究,并验证了导弹飞行过载是引起发动机不稳定燃烧的最主要原因。(本文来源于《宇航学报》期刊2019年08期）
杨永茂,郑江涛,王超,王夏书,王云峰[2]（2018）在《双交叉限幅控制在燃烧条件不稳定时的优化应用》一文中研究指出阐述了宣钢一高线加热炉燃烧控制系统的优化方法。针对该燃烧系统燃气热值不稳定、流量元件检测不准、阀门流量特性偏失的特点,对现有的双交叉限幅中每个控制环节(温度PID、燃气流量PID、流量限制、优选系数)进行分析,采用设置PID死区、温度流量控制方向一致性检查、流量与阀门输出限制、温度前馈、系数分段设置等优化手段。通过大量的现场试验与验证,最终实现较为稳定的燃烧控制,解决了业主之忧。(本文来源于《冶金自动化》期刊2018年03期）
袁磊[3]（2018）在《空气加热器高频燃烧不稳定维持机理研究》一文中研究指出空气加热器是高超声速飞行器及其推进系统高空模拟试验的关键设备,用于模拟飞行器实际飞行时的总焓、总压、马赫数和空气中氧气组分等飞行参数,但是目前对空气加热器燃烧室内的非稳态喷雾燃烧及其高频燃烧不稳定缺乏认识,本文针对全尺寸空气加热器出现的高频燃烧不稳定问题,设计了一台小流量、低室压的单喷嘴缩尺开窗空气加热器,采用试验和数值仿真的手段从液滴蒸发、燃烧室声学振荡、非稳态喷雾燃烧自激振荡、燃烧室声学振荡环境下的喷雾燃烧响应等方面研究了空气加热器的高频燃烧不稳定维持机理。主要研究内容及结果如下:⑴试验研究了空气加热器的点火过程,结合关键位置的压力时间历程与高速摄影结果分析了空气加热器从点火前一直到点火后稳定燃烧阶段的火焰发展过程以及液氧/酒精喷雾变化过程;捕捉到了空气加热器在一次热试车中多次出现的点火-熄火-复燃现象以及空气加热器点火前液氧在燃烧室中的闪蒸现象;分析了燃烧室长度和点火准备时间对空气加热器点火过程的影响,发现增加燃烧室长度和点火准备时间改善了空气加热器的点火效果,不再出现点火-熄火-复燃现象。点火瞬间引发的高幅值压力尖峰会使火焰前传以及喷雾回流进入喷嘴空气环缝,此过程扰乱了燃烧室流场结构,是喷嘴烧蚀的重要原因之一。缩尺空气加热器对燃烧室压力振荡的耗散较大,难以维持较大幅值的压力振荡,要通过热试研究缩尺空气加热器的高频燃烧不稳定需要采取有效措施维持燃烧室中的压力振荡。空气加热器的点火过程分3个阶段:(a)火炬点火器喷出的高温射流点燃空气加热器喷注面板附近的易燃回流区;(b)易燃回流区内的燃烧火焰在燃烧室内迅速增长;(c)空气/液氧/酒精射流的火焰接力。喷注面板与燃烧室壁面之间形成的回流区对空气加热器完成点火过程起着至关重要的作用。⑵提出了一种针对空气加热器高频燃烧不稳定的新计算思路,并用这种新的计算思路研究了全尺寸/缩尺空气加热器燃烧室内的声学振荡。分析了全尺寸空气加热器火焰的空间分布对预测振荡模态和频率的影响,发现振荡模态和频率与释热区长度密切相关,当释热区位于纵向振荡模态的波腹时,延长释热区长度更容易激发低阶纵向振荡模态。结合模态动力学理论分析发现周向不均匀热释放是引起横向旋转模态与驻波模态之间发生分叉现象的重要因素,短的燃烧释热长度在周向释热较均匀且容易激发低阶旋转型切向振荡模态,长的燃烧释热区在周向释热不均匀且容易激发高阶驻波型切向振荡模态。缩尺空气加热器喷注面板中心位置处的喷嘴形成的喷雾火焰容易形成2阶横向声学振荡,偏心位置处的喷嘴形成的喷雾火焰容易形成1阶横向声学振荡。⑶发展了液滴非稳态蒸发模型,分析了液滴蒸发对不同压力振荡幅值、振荡频率的响应。结果表明,环境压力振荡频率是决定蒸发速率与环境压力振荡之间相位差的关键参数,液滴蒸发仅在一定频率范围内能维持燃烧不稳定。蒸发速率与环境压力振荡之间的相位差与环境压力振荡幅值无关。环境压力振荡频率一定时,蒸发速率与环境压力振荡之间相位差主要由液滴热惯性决定。⑷研究了空气加热器的非稳态喷雾燃烧过程,并分析了空气加热器的关键喷注参数(液滴喷注粒径、空气喷注压降)对喷雾燃烧过程的影响。结果表明,小的液滴粒径能得到稳定的喷雾燃烧火焰;雾化效果变差(液滴粒径变大)时,喷雾燃烧火焰失去稳定性出现空气喷注耦合低频燃烧不稳定,提高空气喷注压降有利于杜绝空气喷注耦合的低频不稳定燃烧和提高燃烧效率。⑸研究了空气加热器非稳态喷雾燃烧的自激振荡过程及其对燃烧室声学激励的响应,得到了喷雾燃烧向燃烧室声学振荡模态提供能量的路径。结果表明,燃烧火焰、组分、燃烧释热位置和喷雾密度分布跟随声学速度周期性摆动维持了空气加热器的高频燃烧不稳定,空气喷注速度与燃烧室压力振荡的耦合不仅可以维持低频不稳定燃烧也能维持空气加热器的高频不稳定燃烧。(本文来源于《国防科技大学》期刊2018-05-01）
李申[4]（2018）在《Rijke型旋流燃烧器热声不稳定特性的实验及控制研究》一文中研究指出燃气轮机输出功率阈值广、工作可靠性高且结构紧凑,因此被广泛应用于动力领域,然而随之带来了氮氧化物排放问题,逐渐威胁到社会环境,为了降低污染,贫燃预混燃烧技术得以推广使用,然而其带来的热声不稳定问题成为了该领域的技术难题。本文主要研究对象为热声不稳定性,试验基于传统Rijke型燃烧器展开,并加装旋流器,再通过改变化学当量比、燃料进气速率、空气进气速率等系统参数来探究旋流燃烧器燃烧过程的温度特性以及其对热声不稳定特性的影响;同时研究了烟气排放特性以及热声不稳定性对燃烧效率的影响。首先,研究了旋流燃烧器燃烧过程的温度特性。给出了不同燃料流率下,变化学当量比时的燃烧器内温度的变化趋势。随着燃料进气量的增大,腔体内温度呈上升趋势,当甲烷进气量为2.0L/min时,燃烧器腔体底部温度值在550K附近波动,但是当甲烷进气量为5.0L/min时,温度的最大值接近850K。甲烷进气量在2.5L/min与3.0L/min之间腔体温度跨度较大,以贫燃时化学当量比0.8为例,甲烷进气量2.5L/min时对应的温度为595K,甲烷进气量为3.0L/min时对应的温度为696K。腔体温度随化学当量比的变化也有很强的规律性,当0.8≤化学当量比≤1.1时,腔体内温度随化学当量比的增加有略微上升,化学当量比在1.0到1.1之间的涨幅已经很小,趋近于不变。当化学当量比由1.1变化到1.2时,燃烧器内的温度均有不同程度的下降。然后,研究了Rijke型旋流燃烧器的热声不稳定特性。经本文搭建试验平台进行试验及数据采集,可知:经过试验数据汇总总结出:当化学当量比为1.1时,热声不稳定性的主峰振幅达到最大值,当化学当量比小于1.1时,热声不稳定性的主峰振幅随着化学当量比的增大而增加;当化学当量比大于1.1时,主峰振幅随着化学当量比的减小而减小。另外,热声不稳定的主峰振幅随着进气速率的增加而迅速增大,在甲烷进气量为5.0 L/min且化学当量比为1.1的情况下,热声不稳定性的主峰振幅达到最大值,但是其变化规律受化学当量比的影响很大。最后,对热声不稳定性条件下的烟气排放特性进行分析,烟气成分包含残余O_2、CO以及NO_X。大部分的工况测量出O_2的残留浓度很高,只有极少数工况的O_2浓度小于2%,并且所有的工况O_2浓度都随着化学当量比的增加而降低。另外,有些测量值的变化幅度明显,变化范围较大。强烈的局部熄火导致非常不完全的燃烧状态,同时O_2的浓度也会呈现出波动。根据测量得到的烟气中的氧浓度则可计算出烟气中的O_2含量和未参加反应的甲烷,由此即可计算得到燃烧效率。随着化学当量比的增加,系统的燃烧效率不断下降。当化学当量比为1.0时,燃烧效率为81.9%,这说明了降低化学当量比能提高系统的燃烧效率并且剧烈的热声不稳定的存在显着地降低了当前系统的燃烧效率。NO_X是大气的主要污染物之一,采用贫燃预混燃烧方式就是为了降低NO_X的生成量。随着化学当量比的增加,NO_X的产物浓度越来越高,当化学当量比为0.8时,NO_X浓度小于5 ppm;当化学当量比为1.0时,NO_X浓度在10-30 ppm之间,因此,在贫燃区域,旋流燃烧器的NO_X排放水平主要受化学当量比的控制,随着化学当量比的增加而迅速增大。在化学当量比贫燃时CO的排放浓度差别很大,当燃料速率大于4.0L/min时,CO浓度小于40 ppm;当燃料速率小于3L/min时,CO的排放浓度大大提高,最多时接近1000 ppm。当化学当量比为1.0时,烟气中的CO含量非常低,小于10ppm。因此,系统工作在低化学当量比下虽然能提高燃烧效率,但会产生大量的CO,在进行燃烧器的设计时应充分考虑到这一情况。综上所述,本文基于Rijke型旋流燃烧器开展热声不稳定性研究,搭建平台采集信息并分析,为燃气轮机的设计开发和安全运行提供了重要的基础研究数据。(本文来源于《江苏科技大学》期刊2018-04-20）
李娟,王占利,王栋,李鹏飞,王牧昕[5]（2018）在《某型固体火箭发动机不稳定燃烧仿真分析与试验》一文中研究指出针对某型大长径比固体火箭发动机研制过程中,发动机地面试验出现不稳定燃烧的现象,结合声腔频率分析方法和地面试验过程中增加脉冲触发,对其产生不稳定燃烧的频率范围进行了分析,通过优化发动机型腔结构改变发动机固有声腔频率,消除了不稳定燃烧现象,优化后的发动机通过地面试验增加脉冲触发进行验证。结果表明,所采用的声腔频率分析方法、优化改进措施及脉冲触发验证方法有效。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2018年02期）
马列波,聂万胜,冯伟,丰松江[6]（2017）在《液氧煤油火箭发动机不稳定燃烧过程的数值分析》一文中研究指出采用欧拉-拉格朗日方法对液氧煤油发动机燃烧室内的两相燃烧过程进行数值模拟,在验证模型可靠性基础上,分析无隔板工况下自激1阶切向高频不稳定性燃烧出现的原因。结果表明:喷嘴间雾化锥发生相互干涉使得推进剂空间分布不均,导致脉动释热,同时燃烧室内无隔板时横向压力波阻尼特性降低,使得燃烧室内出现1阶切向燃烧不稳定性;在不稳定燃烧过程中,压力振荡波形和频率与释热波动的波形和频率产生耦合,耦合程度越高,所含释热波峰峰值数量越少,其振荡幅值也将越大。(本文来源于《导弹与航天运载技术》期刊2017年06期）
许晓勇,赵世红,孙纪国[7]（2017）在《隔板抑制氢氧推力室不稳定燃烧研究》一文中研究指出为了解决某型氢氧推力室高频不稳定燃烧故障,提高燃烧稳定性工作裕度,在推力室喷注器上设计了一周叁径形式的隔板稳定装置。冷态声学试验表明:加隔板后推力室一阶切向振型频率会降低,一阶切向振型的阻尼衰减时间缩短;流量扰动燃烧不稳定数值模拟表明:带隔板后推力室室压振荡幅值显着降低;带隔板推力室参加了多次热试验,热试验结果表明:该试验成功抑制了不稳定燃烧,隔板稳定装置工作有效可靠,对推力室燃烧效率无影响。(本文来源于《导弹与航天运载技术》期刊2017年05期）
张海龙[8]（2017）在《液体火箭发动机切向不稳定燃烧的旋转爆震机理研究》一文中研究指出燃烧不稳定现象是液体火箭发动机工程研制过程中经常碰到的棘手难题。目前世界各国对液体火箭发动机燃烧不稳定开展了大量研究并取得了丰硕成果,但液体火箭发动机燃烧不稳定的诱发机制存在不同的学术观点,其机理多年来未能清楚。本文提出了旋转爆震是液体火箭发动机切向燃烧不稳定的可能诱发机制之一。综合运用实验研究、数值模拟方法,对圆环和圆筒形旋转爆震燃烧室内的爆震波起爆、结构及传播特性进行研究,探索和验证了旋转爆震是否为切向燃烧不稳定的诱发机制。首先,以氢气/空气(H_2/Air)混合气为工质,通过数值模拟得到了环形燃烧室内部流场结构、传播特性以及燃烧室宽度的影响规律。结果表明在环形燃烧室内,由于横波效应的存在,燃烧室头部存在激波反射的现象,燃烧室宽度越大,波面弯曲越明显。在外径处的传播速度大于Chapman-Jouguet(CJ)理论速度,在内径处的速度小于CJ速度,燃烧室宽度越大,现象越明显。在同一种传播模态下,外径处的正爆震波速度接近理论CJ值。在无喷管条件下,采用逐步缩短内柱过渡到圆筒的方式,试验验证了圆筒燃烧室连续旋转爆震的可行性。与圆环形燃烧室相比,圆筒燃烧室内爆震波的起爆下限更低。受横波效应影响,环形燃烧室中高频压力振荡出现双峰,而圆筒燃烧室试验结果不存在该现象。另外随内柱长度缩短,旋转爆震波传播稳定性逐渐增强。在有Laval喷管条件下,试验验证了圆筒燃烧室内连续旋转爆震的可行性,考查了当量比、喷管收缩比对传播模态的影响。根据压力振荡的形式,定义了叁种传播模态。结合试验和数值模拟结果分析了各模态下的流场结构特征,得到了喷管收缩比对传播模态的影响规律。旋转爆震的传播模态主要受下游斜激波在喷管收缩段的反射强度和反射波的上行距离影响。(1)当反射波强度不够时,对爆震波传播影响较小;(2)当反射波强度达到一定程度时,随着反射波上行位置的变化会产生不同的影响:与新鲜可燃气体混合层接触面作用会影响喷注混合过程;与爆震波面作用能促使燃烧加强;入射头部流场将激励产生新的热点,从而形成多波头模态。针对旋转爆震波的传播频率与燃烧室固有声学频率进行了对比分析。将试验结果和高频不稳定声学振型进行比对,发现旋转爆震波主频与燃烧不稳定固有频率吻合一致,误差在正负5%以内。采用与火箭发动机相似的等压点火时序进行试验,并与热射流点火方法进行对比。当尾喷管收缩比小于10时,采用等压燃烧时序点火失败,且该时序的成功点火工况边界也明显低于热射流时序。两种时序条件下得到的爆震波传播频率均与燃烧室固有频率相吻合,误差值在正负5%以内,初步验证了旋转爆震波是切向燃烧不稳定的可能机制。综合考查了不同燃烧室长度、推进剂活性下,传播频率与固有频率的关系。结果表明当燃烧室内实现旋转爆震后,爆震波的传播频率均与对应的固有传播频率有良好的一致性,误差值在5%左右。最后在边区环缝,中心区多喷嘴的双区喷注燃烧室中实现了旋转爆震波的起爆和稳定自持,贴近壁面处存在足够的可燃气体有助于爆震波的形成与稳定,其结果进一步验证了旋转爆震波是诱发切向不稳定燃烧的重要机制。(本文来源于《国防科技大学》期刊2017-09-01）
马新立,陶谦[9]（2017）在《M701F4燃气轮机热声耦合燃烧不稳定机理及对策》一文中研究指出324MW叁菱M701F4燃气轮机作为国内最大的燃气轮机,其燃烧稳定性关乎联合循环机组安全性、经济性、环保性及可靠性,显得尤其重要。本文对热声耦合燃烧不稳定机理进行了详细分析,重点阐述了提高燃烧稳定性的结构特点和监控手段,为提高联合循环机组综合性能提供技术支撑。(本文来源于《燃气轮机技术》期刊2017年02期）
周昊,黄燕,丁芳,王恒栋,岑可法[10]（2016）在《扬声器对Rijke型燃烧器热声不稳定控制效果的研究》一文中研究指出扬声器布置在Rijke管型燃烧器入口和出口处,输出不同频率和声压级的声波可以对热声不稳定进行开环主动控制。试验发现在热声管燃料入口燃料管路布置扬声器是一种有效的热声不稳定主动控制方法,扬声器发出的声波可以使热声不稳定的压力振荡有所衰减,同时也会产生新的和声波同频的压力振荡;在某些工况下,和声波同频的压力振荡幅值甚至会高于热声不稳定的压力振荡幅值;在该试验中,当扬声器声波频率为50 Hz、声压级为100 d B时,控制效果最好,达到38.55%。布置在热声管开口端的扬声器也是一种有效的热声不稳定主动控制方法,在该试验中,当扬声器声波频率为300 Hz、声压级为115 d B时,控制效果最好,此时控制效果可达34.58%。(本文来源于《振动与冲击》期刊2016年22期）
不稳定燃烧论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
阐述了宣钢一高线加热炉燃烧控制系统的优化方法。针对该燃烧系统燃气热值不稳定、流量元件检测不准、阀门流量特性偏失的特点,对现有的双交叉限幅中每个控制环节(温度PID、燃气流量PID、流量限制、优选系数)进行分析,采用设置PID死区、温度流量控制方向一致性检查、流量与阀门输出限制、温度前馈、系数分段设置等优化手段。通过大量的现场试验与验证,最终实现较为稳定的燃烧控制,解决了业主之忧。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
不稳定燃烧论文参考文献
[1].张翔宇,高波,甘晓松,马亮,周艳青.飞行过载对固体火箭发动机不稳定燃烧的影响[J].宇航学报.2019
[2].杨永茂,郑江涛,王超,王夏书,王云峰.双交叉限幅控制在燃烧条件不稳定时的优化应用[J].冶金自动化.2018
[3].袁磊.空气加热器高频燃烧不稳定维持机理研究[D].国防科技大学.2018
[4].李申.Rijke型旋流燃烧器热声不稳定特性的实验及控制研究[D].江苏科技大学.2018
[5].李娟,王占利,王栋,李鹏飞,王牧昕.某型固体火箭发动机不稳定燃烧仿真分析与试验[J].固体火箭技术.2018
[6].马列波,聂万胜,冯伟,丰松江.液氧煤油火箭发动机不稳定燃烧过程的数值分析[J].导弹与航天运载技术.2017
[7].许晓勇,赵世红,孙纪国.隔板抑制氢氧推力室不稳定燃烧研究[J].导弹与航天运载技术.2017
[8].张海龙.液体火箭发动机切向不稳定燃烧的旋转爆震机理研究[D].国防科技大学.2017
[9].马新立,陶谦.M701F4燃气轮机热声耦合燃烧不稳定机理及对策[J].燃气轮机技术.2017
[10].周昊,黄燕,丁芳,王恒栋,岑可法.扬声器对Rijke型燃烧器热声不稳定控制效果的研究[J].振动与冲击.2016