微型涡喷发动机燃烧室的设计研究

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.      

高温高压蒸发型燃烧加热器的设计

为某热风洞试验台设计了一种高温、高压蒸发型煤油燃烧加热器,根据热风洞试验台对加热器的性能要求,设计了加热器的主要部件,采用流阻法和一元流法,对加热器的空气流量分配及流程参数进行了计算.试验结果表明,所设计的加热器在结构方案、主要部件和总体性能方面基本满足设计要求,具有一定的适用性和工程实用价值.      

考虑部件约束的涡扇发动机循环参数分析方法研究

在涡扇发动机初步设计阶段,为了研究部件气动、结构、强度参数对于发动机循环参数求解域的约束,在发动机总体性能稳态计算模型以及尺寸流路计算模型的基础上,利用部件初步设计时采用的Smith图,基于牛顿迭代法构建了一种总体/部件耦合计算方法。在部件主要设计参数的约束边界基础上,采用该方法,能够获取同时满足总体和部件设计要求的循环参数求解域,并进一步获得部件的主要设计参数。使用该方法对第四代双轴混排涡扇发动机EJ200开展了算例验证,获取了部件约束条件下的发动机循环参数求解域,与公布的EJ200数据对比表明,主要部件设计参数误差<4%,表明该方法可以满足工程应用要求。     

QD—128航改燃机燃烧室设计分析

介绍了QD-128燃气轮机燃烧室的设计要求,分析了某航空发动机主燃烧室改为燃气轮机燃烧室的可行性,简要介绍了QD-128燃气轮机燃烧室主要部件的设计特点,并对装配和试运转提出要求。     

小型发动机燃烧室设计中的几个问题

长期以来,小型发动机燃烧室设计主要采用经验和半经验设计方法,它由初步设计阶段和试验阶段组成.这种方法有一定的局限性,如:经验和半经验关系式只适用于一定的参数范围和一定的燃烧室形式.当燃烧室的设计思想、方案、结构形式与现有燃烧室有很大不同时,此方法不再适用.这种方法只能粗略地和单个地预估几种性能指标,不能预报各种状态下燃烧室内各参数场和全面性能,无法实现满足各种矛盾要求的最佳设计.按此方法设计的燃烧室起点低,发展中又纯粹靠经验,缺乏分析调试手段,因而盲目     

考虑部件不确定性的发动机性能裕度设计方法

针对部件不确定性影响整机性能达标的问题,以混合排气涡扇发动机为对象,利用总体性能参数对部件参数的敏感性 系数矩阵,结合和方根原理,建立了考虑部件参数不确定性的航空发动机性能裕度设计方法。在此基础上研究了总体性能参数达 标的置信度、部件参数达标的置信度对航空发动机性能裕度设计结果的影响规律。结果表明：各部件参数的置信度决定了发动机 总体参数的置信度。部件参数满足设计目标的置信度越高,总体性能参数的裕度需求越小;总体性能参数满足设计要求的置信度 越高,则其裕度需求越大。对于80%的总体性能参数置信度,对应不同部件参数置信度,推力的裕度需求为1.44%～5.25%,耗油 率的裕度需求为-1.60%～-6.61%。相关结论为航空发动机性能稳健设计提供了理论依据。     

进气道内压缩比对固体燃料超燃冲压发动机性能的影响

为研究固体燃料超燃冲压发动机进气道与燃烧室的匹配特性,以飞行马赫数为6、飞行高度为25km为设计点对发动机各部件进行初步设计,采用数值模拟方法计算了一系列具有不同进气道内收缩比的发动机模型.结果表明:在保持燃烧室结构不变的条件下,发动机推力与比冲随进气道内压缩比增大开始显著下降,随后小幅上升;在保持燃烧室入口面积扩张比不变的条件下,发动机总体性能随进气道内收缩比的增大而提高.在满足进气道起动与燃烧室火焰稳定的前提下,发动机设计应采用尽可能大的进气道内收缩比与尽可能小的燃烧室入口面积扩张比.      

微型涡喷发动机蒸发管性能测燃烧室数值模拟

根据40daN级低成本弹用微型涡喷发动机燃烧室的性能要求,设计了一种蒸发管供油的环形燃烧室.文章先设计实验对蒸发管的雾化性能和蒸发率进行测试,再参照测试结果,运用计算流体动力学(CFD)方法对微型涡喷燃烧室进行数值模拟.计算结果表明,燃烧室设计合理,各项性能均达到了设计点要求.      

Performance test of micro turbojet engine＇s evaporator and numerical simulation of the combustor

根据40daN级低成本弹用微型涡喷发动机燃烧室的性能要求,设计了一种蒸发管供油的环形燃烧室.文章先设计实验对蒸发管的雾化性能和蒸发率进行测试,再参照测试结果,运用计算流体动力学（CFD）方法对微型涡喷燃烧室进行数值模拟.计算结果表明,燃烧室设计合理,各项性能均达到了设计点要求.     

带涡轮燃烧室的涡扇发动机设计点性能分析

本文采用气动热力循环参数分析方法,对一分开排气、涡轮级间带燃烧室的涡扇发动机进行了设计状态下的气动热力计算,分析了发动机不同部件对总体性能的影响。其结果可为新一代涡扇发动机的设计提供参考。     

基于总温测量的超燃冲压发动机燃烧效率研究

燃烧效率能够部分反映出燃烧室性能的优劣,是超燃冲压发动机性能评价的重要指标之一。基于总温测量的超燃冲压发动机燃烧效率获取方法不需要测量或计算燃气组分、摩擦力、支板阻力等,避免了上述过程带来的误差,可有效提高测量精度。利用新型半屏式总温传感器,成功测量了M6、当量比1状态下超燃冲压发动机燃烧室的出口总温,获得了基于温升比定义的发动机燃烧效率。     

高温升三旋流燃烧室与双旋流燃烧室的性能对比

采用参数化建模的方法,保持扩压器尺寸、外机匣最大直径以及燃烧室出口尺寸与单环腔燃烧室(SAC)一致,将燃烧室头部旋流器从双旋流结构设计为三旋流结构,采用三维数值模拟的方法对双旋流燃烧室(DSC)和三旋流燃烧室(TSC)的流动和燃烧过程进行数值模拟.对比研究了两种燃烧室在高温升条件下的性能.结果表明:传统的DSC已不能满足油气比为0.037的高温升燃烧室的燃烧效率等性能需求,TSC可获得比DSC更高的总压恢复系数、燃烧效率以及温升,更低的出口温度分布系数(OTDF)和径向出口温度分布系数(RTDF);在油气比为0.037情况下,设计的高温升TSC总压降在5%以内;OTDF为0.162,RTDF为0.106;燃烧效率大于99%.      

高温升燃烧室与双燃烧室发动机性能对比分析

采用一维定常计算方法,考虑各种部件效率的影响,在双燃烧室发动机总增压比为32,涡轮前总温为1900K时,与高温升燃烧室涡轮前总温为2400K时进行了总体性能对比,并指出了双燃烧室结构发动机2个燃烧室的热量分配方法.结果表明:温升同为1463K时,高温升燃烧室发动机比双燃烧室发动机单位推力高2.7%,耗油率低3.8%.双燃烧室结构发动机更有利克服超声速下的冲压损失, Ma大于1.5之后,增力比大于高温升燃烧室发动机.      

船用低排放塔式分级燃烧室主燃级喷嘴结构优化研究

为了满足船舶燃气轮机污染物排放的需求,设计了一种低排放塔式分级燃烧室,并对其主燃级喷嘴进行结构优化,利用数值模拟方法详细研究了不同喷嘴结构下燃烧室的流场特性及性能参数。结果表明,主燃级由直射式喷嘴更换为空气雾化喷嘴时,可有效避免旋流器壁面燃油积碳;燃烧室内油气掺混水平提高,出口温度分布品质改善,出口NO和CO排放量分别降低71.4%和60%。针对空气雾化喷嘴,燃油管道出口与喷嘴出口之间的高度与其内径之比（H/D）对燃烧室油气分布特性和中截面温度分布的影响远高于其空气出口结构形式,H/D过大或过小时,油气掺混水平恶化,污染物排放量增加。燃烧室出口径向温度分布系数随H/D的增大而减小。综合分析燃烧室油气分布、温度分布和性能参数,确定最优喷嘴的H/D=2,空气出口结构为圆柱型。     

涡轮喷气式发动机整机环境下折流燃烧室性能试验

采用整机试验的方法,对某型涡轮喷气式发动机从低转速到高转速状态下的燃烧室出口温度进行了测量.结果表明:该折流燃烧室在发动机低转速下性能较差,但各项性能参数随着发动机转速的增加而上升.在发动机设计点状态下,该折流燃烧室各项指标基本符合设计要求,其出口温度分布系数小于0.31,燃烧效率可达98.1%.      

高温升多旋流燃烧室的数值分析

为了探索高推重比航空发动机可能用到的燃烧组织方式,基于燃烧室空气分级技术,对高温升多旋流燃烧室展开研究。在保证与某型单环腔燃烧室(SAC)扩压器尺寸、外机匣最大直径及燃烧室出口尺寸和边界条件等相同的基础上,对设计模型进行3维数值模拟,并与现有的单环腔燃烧室数值模拟结果和试验结果进行对比分析。研究结果表明:在设计油气比为0.037的情况下,采用多旋流的设计方案,温升达到1153 K,出口温度分布系数达到0.170,同时可获得理想的性能参数,满足高温升燃烧室的设计指标。     

多斜孔冷却火焰筒燃烧性能试验研究

为了保证高温升燃烧室火焰筒壁温,进行了多斜孔冷却火焰筒燃烧性能试验.通过对多斜孔冷却火焰筒和常规气膜冷却火焰筒的试验对比,研究了多斜孔冷却火焰筒的燃烧性能.研究结果表明:与常规气膜冷却火焰筒相比,多斜孔冷却火焰筒具有冷却空气量少、火焰筒壁温低和温度梯度小等优点;采用了多斜孔冷却方式的火焰筒,其温度场、燃烧效率、火焰筒壁温和慢车贫油熄火油气特性等燃烧性能均达到或超过了常规气膜冷却火焰筒的水平.     

进气温度对航空发动机燃烧室辐射换热的影响

为了解燃烧室内火焰辐射换热特性,建立了某型航空发动机燃烧室计算模型,利用数值模拟方法,研究了不同进气温度下燃烧室内燃气温度、碳黑粒子生成及分布变化对燃烧室辐射热流量和火焰筒壁温的影响。研究结果表明：随着进气温度的升高,燃气温度升高,碳黑粒子质量分数增大,且高温区和碳黑粒子生成区均往前移;火焰筒壁温急剧升高,高温区集中在燃烧室中间段和掺混段,主燃区火焰筒壁温相对较低;辐射热流量不断增加,由3245 W增加到8674 W,辐射热流量主要受燃气辐射特性影响     

基于中心分级的高温升燃烧室性能预估

针对高推质比航空发动机高温升燃烧室的需求,提出一种中心分级燃烧室的设计方案,在保证与现有单环腔燃烧室扩压器尺寸、外机匣最大直径及燃烧室出口尺寸相同的情况下,对设计模型进行了三维数值模拟,并与现有的单环腔燃烧室数值模拟结果及试验结果进行了对比分析.研究结果表明:采用中心分级燃烧室,在获得更高温升的同时,可获得比单环腔燃烧室更高的总压恢复系数和比单环腔燃烧室更低的燃烧室出口温度分布系数(OTDF),其慢车工况下的CO排放和NO排放略高于单环腔燃烧室;在设计总油气比为0.045的情况下,温升可达1360K,总压恢复系数大于等于0.96,OTDF小于等于0.14,出口径向温度分布系数(RTDF)小于等于0.10,燃烧效率大于等于0.987.