GDI多孔喷油器喷雾特性的试验与仿真研究

利用工程分析软件AVL FIRE在不同进出口压力、燃烧室温度、长径比及喷孔倾角等变量条件下,对GDI喷油器流量特性、雾化形态、贯穿距离及雾化颗粒进行仿真分析,并采用高速摄影技术对仿真结果进行验证。研究结果表明:仿真与试验结果相吻合;随着喷射压力增大,雾束的贯穿距增大,雾化效果显著提高;燃烧室压力增大会使喷雾雾化粒径减小;燃烧室温度提高可使喷雾液滴蒸发加快,有利于混合气的形成;较小的喷孔直径使得孔内流速较高,雾化效果更理想;喷孔长度变化对喷雾的影响并不显著;喷孔倾角增大,喷雾粒径也相应增大。     

柴油机不同类型喷嘴内部空化流动特性的研究

柴油喷嘴内部空化效应是燃油液体射流雾化的重要原因之一。针对目前发动机上广泛采用的SAC型和VCO型两种柴油机多孔喷嘴,运用基于欧拉多流体法的多相流模型,通过全自动网格生成技术,对二者进行了多维数值模拟。将空化模型应用于数值模拟中,全面分析了喷射压力、喷孔背压、喷孔入口圆角半径和喷孔倾斜角等参数对喷孔内部空化流动及出口流量的影响。结果表明,增大喷射压力容易促使空化的发生,压力较大时,SAC型喷嘴出口流量变化不如VCO型的大;出口压力对空化起到抑制作用,减小出口压力有利于空化的形成,有助于喷孔出口燃油的雾化;喷孔入口圆角半径和倾斜角的增大,使得孔内流动变得更加顺畅,燃油蒸气体积变小,出口流量增加。所以孔内空化效应对缸内喷雾过程尤其是燃油液体射流的初始破碎的影响不容忽视。     

柴油机喷孔内部空化效应的可视化实验研究

柴油机喷孔内空化现象显著影响燃油雾化质量.针对目前广泛应用的VCO型喷嘴,设计大尺度透明喷嘴稳态实验系统,全面研究了无量纲数、雷诺数、喷嘴射流参数和结构参数对喷嘴内空化过程的影响.结果表明,空化数对空化剧烈程度影响显著,雷诺数对空化剧烈程度影响小于空化数;射流参数直接影响流体流动状态,增大入口压力、减小出口压力和针阀升程能使喷孔内的空化现象显著增强;结构参数决定喷孔内流动形式,增大喷孔倾角、直径和长径比,采用入口圆角等措施会抑制空化的产生.     

涡流运动降低柴油机混合气浓度及碳烟排放的数值分析

为了揭示涡流运动对柴油机混合气形成及碳烟排放的影响规律，采用经过实验验证的喷雾及湍流模型，用CFD数值分析软件对某车用柴油机燃烧室内不同涡流条件下柴油喷雾的混合气浓度、速度矢量场、燃油液滴空间分布及油束特性进行了模拟计算．模拟结果表明，当涡流比从0到5．0依次增大时，过喷孔轴线的铅垂面内喷雾浓度场局部浓区燃空当量比逐渐降低，而过喷孔轴线且与铅垂面垂直的平面内喷雾浓度场局部浓区的燃空当量比则先降后升，而不是逐渐下降．只有合理选择剖切平面，即选择过喷孔轴线且与铅垂面垂直的平面，才能正确评价涡流运动对燃烧室内混合气浓度分布及碳烟形成区域分布的影响规律．组织燃烧室内气流运动，须兼顾与气缸轴线垂直的水平面内的涡流运动和过气缸轴线的铅垂面内的湍流或滚流运动．涡流比太大，铅垂面内的湍流或滚流太弱，会削弱喷雾射流对燃烧室底部空气的卷吸，降低燃烧室底部的空气利用率．随涡流比增大，射流顺涡流方向的弯曲度增大，不同喷孔的油束会发生相互干涉，在靠近气缸中心的区域内形成局部浓混合气，不利于降低碳烟排放．对具体的燃烧室结构和喷油系统，合理匹配涡流运动十分必要．     

喷油嘴喷孔结构参数对雾化特性的影响研究

采用VOF计算模型对喷嘴内部流动进行数值模拟,分析喷孔直径、喷孔入口处倒角等结构参数以及背压对雾化特性的影响。结果表明:喷孔直径增大,喷孔内负压区所占体积增大,气穴强度相应减弱,喷孔的流量系数相对减小,燃油的喷射速度随之降低,但其油束射程却随之变大;喷孔入口处倒角增大,喷孔内负压区所占体积减小,气穴强度相对减弱,但燃油的喷射速度均匀性提高,喷孔的流量系数增大,燃油的平均喷射速度增大,燃油的油束射程也将变大;背压增大,喷孔内压力随之增大,但背压对雾化特性的影响较小。     

柴油淹没射流特性的试验

高压共轨喷油器控制腔为燃油淹没射流,由于压差变化大,该淹没射流常伴随空化.笔者设计了一套柴油圆管喷孔淹没射流装置,研究了不同进/出口压力改变后的射流规律.试验过程中,采用内窥镜拍摄到圆管出口的空化过程,并且对挡板上的射流冲击力进行测量.结果表明:随出口压力的降低,空化首先在圆管内发生,并向出口延伸,根据空化是否发展到喷孔出口可将淹没射流分为两个阶段:第一阶段,空化没有发展到喷孔出口,随着出口压力的降低,射流冲击力不断增加,最大冲击力出现在空化达到喷孔出口截面时;第二阶段,空化离开喷孔出口并进入背景流体,随出口压力降低,淹没射流冲击力减小,并最终趋于稳定;随着入口压力的提高,淹没射流冲击力的最大值以及进/出口最大压差下的稳定冲击力均先增大之后保持不变.     

多股射流瓦斯燃烧器湍流扩散火焰尺度的实验研究

用火焰图像分析方法，对一种多股射流燃烧器燃烧富含氢气的瓦斯产生的湍流扩散火焰的尺度进行了实验研究，研究了燃烧器结构参数和操作参数对火焰长度和长宽比等尺度特性的影响规律。结果表明，火焰长度随燃烧器喷孔总面积的增大和燃气流量的增大而增大，随助燃空气过剩系数的增大而减小；火焰长度和长宽比随上层喷孔位置角的增大而减小。同时发现，瓦斯中氢气含量对火焰尺度影响较大，随着氢气含量增大，火焰长度和长宽比都明显减小。     

斯特林发动机小空间燃气引射特性仿真研究

采用FLUENT软件对应用于斯特林发动机小空间燃烧室的不同类型的引射器的引射特性进行了计算研究.研究结果表明:在一次流体总质量流量和喷嘴总流通面积相同的条件下,多孔式喷嘴引射器的速度、温度及浓度分布均匀性明显优于中心、环形式喷嘴引射器,喷孔数量越多均匀性越好;多孔式喷嘴引射器的引射系数明显大于中心、环形式喷嘴引射器,喷孔数量越多引射系数越大.     

流线形喷嘴时射流泵流场的数值模拟

为分析流线形喷嘴时射流泵的水力特性,采用紊流数值模拟方法,对流线形喷嘴时射流泵流场进行了三维计算。结果表明,随着流量比的增大,工作液流核区衰减得越慢,在喉管入口段工作液提升被吸液的区域有所减小;流量比越大喉管内紊动能最大值出现的位置会靠后且其数值会降低,两股液体混掺作用会变弱;喉管内压力随流量比的增大而逐渐降低且负压区范围有所扩大,最低负压发生在喉管壁处。同一流量比下,流线形喷嘴时射流泵的压力比略微高于圆锥形喷嘴时,但差别很小。流线形喷嘴时射流泵流场的计算成果,可为研究射流泵水力特性提供参考。     

双燃料直喷发动机喷孔几何位置对燃烧排放的影响

基于柴油引燃天然气缸内直喷发动机,采用AVL-Fire软件研究了天然气和柴油喷孔相对交角、相对距离和相对夹角这3个重要几何参数对燃烧排放的影响.结果表明:两喷孔相对交角影响NOx和碳烟(soot)排放,NO最小生成量比最大生成量少36%,,通过改变相对交角可以同时降低NO和soot排放,但对缸内平均压力的影响较小;两喷孔相对距离会影响污染物生成,并且相对距离越小,温度场分布越均匀,发动机缸内平均压力越高;两喷孔相对夹角减小时,发动机缸内平均压力升高,NO_x排放增加.研究结果对双燃料直喷发动机的两喷孔相对位置的优化有一定的指导作用.     

重型车用柴油机低排放直喷燃烧系统参数的优化

在车用柴油机上引用缩口低排放型燃烧室后，燃烧系统向直喷化发展。为了掌握和定量地评价这种新型燃烧室的结构及其内部气流特点，引入了涡流强度保持性的概念。并利用商用软件FIRE对这种新型直喷式燃烧室内气流的空间分布及其时间变化规律进行数值计算，结合MATLAB软件计算燃烧室内的瞬态涡流强度保持性大小，由此分析不同燃烧室结构参数对燃烧室内气流特性及其涡流强度保持性的影响。同时，通过台架试验分析这种燃烧室内的不同涡流强度保持性与喷射系统参数和进气涡流等参数匹配时对柴油机性能和排放特性的影响。结果表明，通过低排放缩口型燃烧室结构参数的优化，可有效地组织和控制燃烧室内气流分布规律及其强度，而且对于这种燃烧室结构存在着最佳的喷射位置和进气涡流强度，使得在动力性和经济性基本保持不变的条件下，可有效地改善柴油机的排放特性。     

柴油/天然气发动机燃烧系统协同优化方法

采用KIVA-3V软件耦合多目标遗传优化算法NSGA-3,开展了柴油/天然气双燃料发动机的引燃柴油喷射参数、运行参数和燃烧室结构参数的协同优化研究.将湍流火焰速度封闭模型(TFSC)与PaSR燃烧模型耦合,建立柴油/天然气双燃料发动机复合燃烧模型.结果表明:复合燃烧模型能较好地模拟柴油/天然气发动机的燃烧过程;采用KIVA3V-NSGA3程序进行了双燃料发动机运行参数、喷射参数等多目标参数的协同优化;多目标参数优化结果的数据对比分析揭示了设计参数对目标参数的影响规律;涡流比和喷射参数的变化会对燃烧室内温度、NOx和CH4的分布产生较大影响.     

Role of gaseous film cooling injector orientation in duct flow: Experimental Study

Experimental investigations are carried out to analyze the effect of coolant injector configuration on overall film cooling performance in a cylindrical test section similar to a rocket combustion chamber. Three different injector orientations are investigated: (i) holes parallel to core gas flow, (ii) holes at a tangential angle to the core gas flow, and (iii) compound angle holes inclined to the wall both in the tangential and azimuthal direction. The objective is to provide a consistent set of measurements for cooling effectiveness within the same test facility with respect to different blowing ratios ranging from 1.69 to 3.9. The results suggest that coolant injection parallel to the axis should be used in situations where far field effectiveness is of concern. The tangential injection, in general, shows lower wall protection compared to other schemes. The results show that the compound angle configuration augments film cooling effectiveness in the near injection regimes. However comparison of the effectiveness values for the compound injectors suggests the existence of an optimum compound angle configuration. The circumferential wall temperature data represent systematic changes in the coolant flow behavior with the change from straight injection to compound angle injection.     

不同口径比和径深比燃烧室工作过程分析

不改变燃烧室体积,通过改变燃烧室的口径比和径深比,对柴油机工作过程进行了模拟计算。燃烧模型取4步简化动力学模型,湍流模型取修正k-ε模型。计算区域除气缸和燃烧室外,还包括进、排气支管。计算结果表明,随着口径比的减小,缸内挤流强度增加。对于空间雾化燃烧的直喷式柴油机,将燃烧室结构设计成油注形状,可以利用燃烧波在燃烧室内产生较大尺度的垂直涡流,有利于增强燃油喷射效应,从而提高油气与空气的均匀混合质量,提高柴油机的经济性,同时也有利于降低NO排放。     

一种基于稀扩散燃烧的BUMP燃烧室及其对柴油机碳烟和NOx排放影响的实验研究

在壁面布置限流沿 (BUMP)后 ,撞壁射流从壁面被剥离 ,形成二次空间射流 ,可大大加快空气与流体的混合速率。基于此 ,设计了带有 BUMP的燃烧室 ,采用了可灵活控制喷油规律的 FIRCRI电控共轨式喷油系统进行了发动机实验。实验结果表明 :BU MP燃烧系统能显著降低 NOx 和碳烟排放 ,在平均有效压力为 0 .6 6 MPa(原机 5 0 %负荷 )时 ,烟度只有 0 .1BSU,NOx 为 42 0× 10 - 6;由于在缸内能够形成较均匀的混合气 ,缸内平均过量空气系数在 1.3～ 2 .0的范围内时 ,烟度一直保持在 0 .3BSU以下。实验还发现 BUMP的位置以及喷油定时对排放有重要影响。BUMP燃烧系统在降低 NOx 和碳烟排放方面显示了极大的潜力。     

预燃室式柴油-天然气双燃料船用发动机热效率优化燃烧控制策略仿真研究

基于CONVERGE软件建立了预燃室式柴油/天然气双燃料船用二冲程发动机的三维计算流体动力学（computational fluid dynamics，CFD）模型，研究了压缩比、引燃柴油质量和喷射压力、引燃柴油喷射角度对燃烧过程的影响，探索了提高柴油/天然气双燃料船用发动机热效率的燃烧策略。结果表明：提高压缩比可以提高缸内的最大爆发压力，从而有效提高热效率，但受发动机机械强度的限制，压缩比为12.5时可以获得较佳的效果；适当增大引燃油量和喷射压力，可以使射流火焰的着火点增加，点火能量增强，对热效率略有改善；调节引燃柴油的喷射角度，将引燃油喷射到CH4浓度较高区域可以获得更好的引燃效果，降低指示燃料消耗率；提高压缩比至12.5结合推迟喷油策略对热效率的改善效果更为明显。     

Performance of a single nutating disk engine in the 2 to 500 kW power range

A new type of internal combustion engine with distinct advantages over conventional piston-engines and gas turbines in small power ranges is presented. The engine has analogies with piston engine operation, but like gas turbines it has dedicated spaces and devices for compression, burning and expansion. The engine operates on a modified limited-pressure thermodynamic cycle. The core of the engine is a nutating non-rotating disk, with the center of its hub mounted in the middle of a Z-shaped shaft. The two ends of the shaft rotate, while the disk nutates. The motion of the disk circumference prescribes a portion of a sphere. In the single-disk configuration a portion of the surface area of the disk is used for intake and compression, a portion is used to seal against a center casing, and the remaining portion is used for expansion and exhaust. The compressed air is admitted to an external accumulator, and then into an external combustion chamber before it is admitted to the power side of the disk. The external combustion chamber enables the engine to operate on a variable compression ratio cycle. Variations in cycle temperature ratio and compression ratio during normal operation enable the engine to effectively become a variable-cycle engine, allowing significant flexibility for optimizing efficiency or power output. The thermal efficiency is similar to that of medium sized diesel engines. For the same engine volume and weight this engine produces approximately twice the power of a two-stroke engine and four times the power of a four-stroke engine. The computed sea-level engine performance at design and off-design conditions in the 2 to 500 kW power range is presented.     

空气运动对小型直喷式柴油机着火前喷雾混合过程的影响

本在单缸试验柴油机上，采用同步摄影技术，研究了空气运动对不型直喷式柴油机着火前喷雾混合过程的影响。试验结果表明，进气涡流对油束的吹偏作用较小；提高涡流强度使油束保持不被“撕裂”的初始段减小，碰壁前油束端部平均速度降低，油束喷雾锥角增大。提高涡流强度还使油束背风面的“撕裂”程度加剧，顺涡流方向壁面油束扩展加快。着火前燃油喷雾沿燃烧室径向分布与涡流强度和在周向气流作用下油束碰壁后的“撕裂”程度有关。     

Influence of coaxial air jet on mass diffusion of hydrogen jet injected through lobe-injector at supersonic flow

The technique of fuel injection in the combustion chamber is crucial for increasing the performance of hypersonic vehicles. This study tries to investigate the mechanism of fuel injection and distribution when fuel and air are injected through coaxial lobe injectors. The main attention of this work is to present the mechanism of fuel mixing of transverse jet injected from various lobe injectors. Comparison of coaxial gets (air and fuel jet) with equivalent simple jet (fuel without air jet) is done to achieve an efficient model for the combustion chamber. In this work, finite-volume is used to simulate and study of fuel injection performance of a transverse hydrogen jet in different lobe injectors. 3-D flow visualizations are done to reveal the mechanism of the fuel penetration and streamline pattern for introduced models. Strength of circulation and fuel mixing efficiency are also investigated in the present work for 2-, 3-, and 4-lobe nozzles. Our outcomes indicate that the mixing performance of coaxial air and fuel jet injected through the 3-lobe nozzle is about 25% better than other nozzle types. Our findings confirm that injection of air jet through the core of the lobe nozzle increases fuel mixing up to 200% at the combustion chamber.     

Mixing and Recirculation Characteristics of A double COncentric Burner with Bluff—Body

The concentric bluff-body jet burner is widely used in industrial combustion systems. This kind of burner often generates a considerably complex recirculation zone behind the bluff body. As a result, the fuel often remains in the recirculation zone, achieving stability of flame. This study investigates, by means of experiments, the variations of the aerodynamics as the fluid is injected into a combustion chamber through a double concentric burner with a bluff-body. The observation and measurement of the aerodynamics in our experiment are conducted under a cold flow. The controlled parameters in our experiment are: variations in the blockage ratio of the center bluff body, the cone angle of the bluff body, and the velocity ratio (U _s/U_p) of the secondary jet and primary jet; the injection of helium bubbles into the primary and secondary jets to observe the recirculation zone behind the bluff body; using Tufts for observing the characteristics of corner recirculation zone in a combustion chamber, measuring the average velocity of each point within the aerodynamics by the 5-hole pitot tube; measuring the distribution of static pressure of the combustion chamber walls with a static pressure tap.