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.      

高温升蒸发型双腔燃烧室的设计

为了满足热风洞对燃烧室高温升的要求,设计了以航空煤油为燃料的蒸发型燃烧室,采用主辅火焰筒前后配置的双腔结构使燃烧室实现了1600K的温升。通过对燃烧室的气动热力计算,确定出了燃烧室的总体尺寸,设计了燃烧室的主要部件并对燃烧室进行了一定的性能实验。实验及应用结果表明,所设计的燃烧室在结构方案、主要部件和总体性能方面满足设计要求,具有一定的适用性和工程实用价值。     

级间燃烧室在航空发动机上应用分析

采用F100-PW229的参数,对发动机增设级间燃烧室后进行了非理想循环分析,比较了不同马赫数下级间燃烧室与加力燃烧室的性能差异,分析了部件效率对带级间燃烧室发动机性能的影响,对比了主燃烧室、级间燃烧室、加力燃烧室的燃烧效率;计算结果与理想循环存在差异:亚声速下,级间燃烧室发动机推力的增加需要相近增量的耗油率,超声速下同等耗油率可增加约10%推力;其经济性、机动性介于常规发动机和带加力燃烧室发动机之间;最后对增设级间燃烧室的发动机进行了参数优化.      

燃气轮机燃烧室专利分析与研究

为了明确民用燃气轮机燃烧室的专业发展方向,提高自主研制起点,为中国燃气轮机燃烧室关键技术发展提供信息支撑和法律保障,对燃气轮机燃烧室国内外相关专利开展了分析与研究工作。通过宏观数理统计和技术分析相结合的方法,对燃烧室专利的年度、地域、专利权人的申请情况进行了分析研究,明确了燃烧室专利的主要申请地与专利权人的申请情况,重点对低排放燃烧室气动设计、火焰筒冷却和低排放燃烧室燃油喷射3项主要技术的发展路线进行了分析。     

超燃冲压发动机燃烧室的积分分析方法

本文以Billig模型和公式为基础,给出了超音燃烧室的分析计算方法;并以燃烧室的进口马赫数是2.2为例,对燃烧室的工况、壁型及参数变化进行了详细的分析研究。所得结论,有助于对超音燃烧室的理解和设计。     

中心分级低污染燃烧室贫油熄火模型

为了准确掌握中心分级燃烧室火焰稳定边界的影响因素,建立中心分级燃烧室贫油熄火边界预测模型,对中心分级燃烧室的熄火过程进行了试验与理论研究。研究获取了燃烧室结构、雾化和工况参数对燃烧室贫油熄火边界的影响规律,建立并验证了中心分级燃烧室熄火半经验预测模型。结果表明：相比反向涡流器,同向涡流器下游具有更大的回流区、更低的回流速度和更长的停留时间,从而减弱了主燃级与值班级之间的湍流交换,导致同向旋流火焰的贫油熄火性能明显优于反向旋流火焰的熄火性能。中心分级燃烧室熄火边界预测模型对单头部和全环燃烧室熄火性能预测的最大误差为20%,满足燃烧室工程设计需要。     

燃烧室涡轮交互作用尺度自适应模拟

为了揭示燃烧室涡轮交互作用机理,采用尺度自适应模拟方法对某航空发动机燃烧室和燃气涡轮开展了跨部件联合数值模拟研究,分析了燃气涡轮导叶对燃烧室内部流场和温度场的影响、燃烧室出口速度分布和热斑对涡轮气动和传热的影响。结果表明:尺度自适应模拟方法在预测燃烧室和燃气涡轮部件性能方面具有较高精度,并能有效捕捉燃烧室及涡轮流道中的复杂涡系结构。同时,涡轮对燃烧室内部速度场的影响一直可以回溯至导叶上游0.3倍弦长的距离,燃烧室出口速度分布对涡轮内部流动、热斑对燃气涡轮导叶及动叶绝热壁温均有较大影响。      

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。     

某型航空发动机环形燃烧室火焰筒声学模态分析

燃烧不稳定不仅影响航空发动机的工作稳定性,而且还是造成燃烧室火焰筒薄壁结构声振耦合疲劳破坏的重要原因.燃烧不稳定性的非稳态运动与燃烧室火焰筒的固有声学振型密切相关,因此对燃烧室火焰筒进行声学特性分析具有重要意义.为此建立了航空发动机环形燃烧室火焰筒声学有限元模型,分析了燃烧室火焰筒的声学特性.分别对常温常压下和高温高压下燃烧室火焰筒的声学模态进行了分析,获得了相应的声学固有频率和振型,为发动机燃烧室结构抗疲劳设计提供了参考.     

热沉式燃烧室热载分析

采用了以紫铜为材料的热沉式燃烧室身部设计,测量了不同氢/氧速度比下同轴剪切气-气喷注器燃烧室壁面的温度分布和燃烧室压力,分析了不同速度比下推进剂的特征速度效率和燃烧室壁面温度分布的不同,计算了沿燃烧室轴向的热流强度和燃烧室吸热量占推进剂完全反应所应释放能量的比例分数.研究方法对工程应用具有参考价值.     

超燃冲压发动机燃烧室冷态流场研究

利用西北工业大学电阻加热超声速燃烧室直连式实验设备,针对自行设计的超声速燃烧室模型,在燃烧室入口马赫数Ma=2.0、入口流量m=0.73～1.0kg/s、入口总压p_t≈(7～8)×105Pa、入口总温T_t为室温条件下,开展了不同燃烧室进口流量、隔离段长高比以及燃烧室出口堵塞比情况下的燃烧室冷流实验;采用CFD商用软件对燃烧室冷流流场进行了数值模拟,并将计算结果与实验数据进行了对比和分析.研究结果表明,增加隔离段的长高比,可以提高燃烧室抗反压的能力,燃烧室出口压力场的畸变对燃烧室内部流场有较大的影响,同时通过计算结果与实验数据的对比验证了计算方法的适用性.      

化学平衡效应对冲压燃烧室性能潜力与工作过程关系的影响分析

为了研究化学平衡效应对冲压发动机燃烧室性能潜力以及工作过程关系的影响,分析了考虑和不考虑化学平衡效应的准一维分析方法获得的三种典型冲压燃烧室工作过程与性能潜力的差别。研究结果表明,化学平衡效应减小了燃料的燃烧效率、燃烧室所需扩张比以及比冲,改变了高飞行马赫数下燃烧室扩张比与性能的对应关系;不考虑化学平衡效应时,亚声速燃烧室的最大比冲略优于双模态燃烧室,亚声速燃烧室和双模态燃烧室的最大比冲都出现在特征马赫数最小时;当考虑化学平衡效应时,双模态燃烧室的最大比冲略优于亚声速燃烧室,亚声速燃烧室的最大比冲出现在特征马赫数1时,双模态燃烧室的最大比冲在飞行马赫数4,5,6,7时分别出现在特征马赫数0.3,0.4,0.7和1.5附近;在高飞行马赫数时,应研究确切的化学反应过程,以确切协调燃烧室设计关系。      

超燃冲压发动机燃烧室构型对燃烧室性能影响

在超燃冲压发动机直连式试验台上,通过调节超燃冲压发动机燃烧室壁面扩张角和燃料喷注位置,对燃烧室构型进行了试验优化,并定量分析了燃烧室构型对燃烧室性能的影响。采用正交试验设计方法组织燃烧室形面调节,每个形面进行5种喷注位置的试验,每次试验通过文氏管调节燃料流量实现3个当量比的燃烧室工况。利用试验数据构造了燃烧室性能关于构型参数的响应面模型,经两次渐进优化获得了最佳燃烧室构型,其推力增益比基准构型增大了10.4%;试验误差小于5.0%,且试验调节参数基本呈正态分布;参数影响分析表明燃烧室性能受各耦合因素的强烈影响,各因素影响的差异不显著,且较小的第1级、第2级扩张角和较大的第3级、第4级燃烧室扩张角以及适当集中靠前喷油、适当提高当量比有利于获得更高的燃烧室性能。     

头部旋涡蒸发管式直径6cm环形燃烧室设计和试验

为提高微型燃烧室性能,提出头部旋涡蒸发管式微型环形燃烧室设计方案.在常温常压下开展了燃烧室冷态和热态性能试验,得到了燃烧室的阻力特性、贫油熄火特性和燃烧效率特性.结果表明:微型燃烧室未进入模化状态;头部旋涡结构对火焰的稳定性能相比直流式环形燃烧室有较大改善,负载参数达到较高水平;燃烧效率达到0.8,燃油驻留时间短是导致燃烧效率偏低的主要因素.头部旋涡结构用于微型燃烧室中显著提高了燃烧室的贫油熄火特性.      

多点喷射扇形燃烧室出口温度场试验

在中国燃气涡轮研究院的环形燃烧室试验器的高压试验台上完成了多点喷射燃烧室出口温场试验与调试.试验结果表明:可以通过头部燃油喷射点的开关来控制多点喷射燃烧室的出口温度分布,这种控制方式对出口温度分布系数的影响增大,对径向温度分布系数的影响减小.多点喷射燃烧室效率和传统燃烧室效率相当一致,表明多点喷射燃烧室的应用是可行的.试验结果对相关燃烧室的设计具有指导和参考意义.      

一种新型布局方式的冲压发动机燃烧室

针对冲压发动机,在旁侧进气突扩燃烧室的基础上,结合凹腔火焰稳定器的特点,设计了一种新型布局的旁侧进气突扩凹腔燃烧室。采用三维两相数值计算方法,研究了凹腔位置、后壁倾角和长深比对燃烧室流场和性能的影响;针对所设计的旁侧进气突扩燃烧室和旁侧进气突扩凹腔燃烧室进行了设计点和非设计点的计算,给出了燃烧室性能参数,同时对燃烧室的马赫数、静温、静压、CO₂质量分数和涡结构分布等进行了对比分析。研究表明：合理设计的凹腔火焰稳定器能够有效应用于旁侧进气的冲压发动机燃烧室,有利于提高燃烧室的性能,验证了凹腔火焰稳定器与旁侧进气方式的冲压发动机燃烧室结合的可行性。     

航空发动机主燃烧室试验数据库的构建

航空发动机主燃烧室试验对主燃烧室的研制和发展具有重要作用,建立相关试验数据库将试验数据集中、有效地保存和管理,能够为主燃烧室研制提供必要的技术支持。从航空发动机主燃烧室的试验分类、数据库的设计思路、功能构建、系统的实现等方面详细阐述了主燃烧室试验数据库构建的需求。采用面向对象和界面可视化的编程方法建立航空发动机主燃烧室试验数据库,以及采用Java语言的数据库开发方法,为主燃烧室试验数据库的建设和管理提供了思路。     

商用航空发动机先进低排放燃烧室技术进展

越来越严格的环境法规和排放标准的挑战推进了商用航空发动机低排放燃烧燃烧室的演化与发展。GE公司的DAC燃烧室和TAPS燃烧室,PW公司的TALON燃烧室,RR公司的第五阶段燃烧室和Honeywell公司的SABER燃烧室是目前最先进的低排放燃烧室技术。本文综述了当前低排放燃烧燃烧室的技术特点和研究进展,指出了低排放燃烧燃烧室技术的发展趋势。     

驻涡燃烧室前钝体燃料喷射性能数值分析

为研究驻涡燃烧室在前钝体燃料喷射状况下的燃烧性能,采用3维数值仿真模拟方法,对驻涡燃烧室前钝体燃料喷射 状况下的燃烧效率及燃烧室性能与无前钝体燃料喷射状况下的燃烧性能进行了对比分析,并对驻涡燃烧室的冷流以及燃烧状态 下的燃烧室性能进行了系统研究。燃烧室温度分布表明：前钝体顶部燃料喷射在0.2~0.7的喷射系数范围内,缩短了燃烧室火焰 长度,提高了燃烧室在相同轴向长度下的燃烧效率,使燃烧室更加紧凑;驻涡燃烧室前钝体顶部燃料喷射孔的孔径在一定范围内 的变化对燃烧室的燃烧效率、出口温度分布系数以及总压损失影响较小。     

火焰筒内燃气辐射的蒙特卡罗法计算

用概率统计方法计算了航空发动机燃烧室火焰筒内燃气对壁面的辐射热流, 计算中考虑了燃气的辐射及吸收特性。该计算程序适用于二维轴对称的环型燃烧室和单管燃烧室辐射热流的计算, 并对计算结果进行误差分析。介绍了算例计算结果, 为了检验该计算程序的可靠性, 对角系数进行了校核计算, 其结果是令人满意的。此外, 文中还介绍了对某环型燃烧室和一假想单管燃烧室的计算及误差分析结果。