吞水对回流燃烧室部件性能影响的试验

以全环回流燃烧室验件为平台,试验研究了吞水量对燃烧室进口温度、燃烧效率、燃烧室当量温升、燃烧室出口温度分布系数（OTDF）、燃烧室出口径向温度分布系数（RTDF）等燃烧室性能的影响。试验结果表明：发动机不同的工作状态,在吞水量为燃烧室进口空气流量5%的范围内,随着燃烧室吞水量的增加,燃烧室进口温度、燃烧效率、总压损失和当量温升均会降低,地面慢车燃烧效率从99.3%下降到97.2%;燃烧出口温度场品质变差,设计点状态的燃烧室出口温度分布系数值由0.23升高到0.28;地面慢车燃烧室熄火油气比由0.004 5升高到0.006 5,熄火边界缩小。     

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.     

弹用涡喷发动机燃烧室出口温度场试验与分析

介绍了弹用涡喷发动机燃烧室部件试验，对试验结果进行了全面的分析，指出燃烧室模拟试验与发动机实际工况之间的差别，产生差别的原因以及试验修正的方法。通过试验数据的分析与处理给出了某弹用涡喷发动机燃烧室出口向温度分布、出口温度场和无因次温度场，分析结论可用于弹用涡喷发动机燃烧室出口温度场预测和涡轮导向器叶片热设计。     

全环涡轮级间燃烧室性能试验

以涡轮级间燃烧室(ITB)应用于涡轴发动机为研究平台,根据ITB的应用环境,采用凹腔驻涡燃烧室作为涡轮级间燃烧室,设计加工了全环凹腔驻涡燃烧室试验件,并进行了性能试验研究.试验结果表明:该燃烧室的贫油点火边界余气系数为10.2,降低驻涡凹腔体内外压差有利于点火;与常规燃烧室相比,燃烧室的燃烧效率偏低,但燃烧效率随进口温度的升高逐步加大;燃烧室的总压恢复系数较小,进口温度对燃烧室的总压恢复系数影响不大;燃烧室出口温度场分布较好,出口温度分布系数(OTDF)随进口温度的升高而减小;随着进口温度的提高,火焰筒壁温会局部偏高,火焰筒的冷却设计需优化改进.      

煤基合成油燃烧性能试验研究

为了考查煤基合成油的燃烧性能,在航空发动机主燃烧室试验台上采用同一个全环燃烧室试验件,对燃用RP3航空煤油和煤基合成油进行燃烧室性能对比试验。试验结果表明:燃用RP3航空煤油和煤基合成油时所测区间火焰筒的壁温分布无较大区别;在同一试验状态下,燃用RP3航空煤油和煤基合成油的燃烧室出口平均温度和燃烧效率无较大区别,燃烧室出口温度分布热点位置相同,热区分布一致,OTDF相差不大;燃用RP3航空煤油和煤基合成油在相同的主燃烧室起动状态下均可正常起动。     

回流环形燃烧室出口温度场的试验

以某涡轮风扇发动机回流环形燃烧室为研究对象,采用试验的方法,研究了不同工况下该燃烧室出口温度分布特性.部件试验结果得到了出口温度沿周向分布和径向分布特性,重点详细分析了温度沿涡轮导叶叶高的分布特性,并在此基础上提出了局部扇形区域径向温度沿叶高的分布特性这一概念来考核燃烧室出口温度品质,为燃烧室出口温度分布的评估和改进优化提供了有益的参考价值.      

仅值班供油时斜流驻涡燃烧室出口温度分布特性研究

为深入了解和掌握仅值班供油时斜流驻涡燃烧室出口温度分布特性,开展了不同进气速度和油气比下燃烧室出口温度径向分布、不均匀性及出口温度分布系数（OTDF）和出口径向温度分布系数（RTDF）的研究,并结合凹腔内火焰形态分析了出口温度分布特性的变化原因。结果表明,不同进气速度和油气比下出口温度径向分布都呈现为中间高、两端低,温度峰值在0.6倍燃烧室出口高度位置处;不同进气速度下,高温区整体偏向燃烧室出口中心上方;不同油气比下,高温区主要靠近燃烧室出口中心;随进气速度增加,不均匀性、OTDF增大,高温区从燃烧室出口中心上方往中心偏移;随油气比增加,不均性减小,OTDF和RTDF基本都是先减小后缓慢上升,高温区从燃烧室出口中心下方偏移到中心上方;这与凹腔内燃烧情况息息相关,取决于燃油分布、后进气掺混作用、凹腔当地油气比和高温产物位置。     

空气分配对双旋流燃烧室性能影响的试验研究

为了研究燃气轮机燃烧室主燃区和掺混区空气分配比例对燃烧室性能的影响,在双旋流环形燃烧室上进行全温全压燃烧试验研究。结果表明,随运行工况的提高,燃烧室出口温度分布系数OTDF呈现总体降低的变化趋势,出口径向温度分布系数RTDF呈现先显著降低、后缓慢升高并最终平稳的变化趋势,总压恢复系数略有增加;随着主燃区空气比例的增加,OTDF呈现先增加再降低再增加的变化趋势,并在主燃区空气比例为0.343时达到最小值;随掺混区空气比例的增加,燃烧室RTDF持续降低;主燃区和掺混区的进气比例对燃烧室的总压恢复系数几乎没有影响。     

涡轮级间燃烧室燃烧性能试验

开展了进口空气马赫数、驻涡区余气系数影响涡轮级间燃烧室燃烧性能的试验研究,获得了燃烧室性能参数的变化规律:随着进口马赫数的增大,总压损失从1.5%增加到7%,流阻系数变化不大,出口温度分布系数OTDF(overall temperature distribution factor)也相应变大;对于不同的进口马赫数,燃烧效率、OTDF随驻涡区余气系数的增大分别为降低和基本不变;燃烧效率大多在70%~85%之间;试验中得到的在燃烧室进口温度为473K时的最大贫油熄火余气系数为9.7.      

取样密度对燃烧室试验测量结果的影响

在航空发动机和燃气轮机燃烧室部件试验中,取样密度会对燃烧室出口温度测量结果产生影响,如果取样密度过小,会造成燃烧室出口温度测量值与"实际值"之间偏离度过大。基于此,对3种燃烧室的试验数据进行了分析。同时将试验采集到的"高取样密度"的原始数据沿圆周方向进行均匀"拆分","拆分后"得到不同密度的"低取样密度"数据,将该数据与原始"高取样密度"试验数据的分析结果进行了对比,得出了取样密度与测量偏离度之间的关系,并给出了满足工程研制需要的取样密度。     

带双扰流器喷雾装置的燃烧室出口温度场试验研究

本采用装有小流量双径向扰流器混合杯式喷雾装置的二元矩形试验燃烧室，在常压及进口空气不加温条件下工作燃烧试验，研究了不同的双扰喷雾装置对燃烧室的出口温度分布质量的影响。试验经果表明：正确设计的双扰喷雾装置将明显改善燃烧室出口温度分布质量。这对我国新型航空发动机燃烧室的研制以及三大部件中短环形燃烧室的研制都有直接的现实意义。     

涡轮级间双涡燃烧室的出口温度分布试验

在单涡燃烧室研究的基础上,对双涡燃烧室进行出口温度分布试验研究,得到了影响出口温度分布系数(OTDF)的因素如下:①随着主流马赫数的增加,出口温度分布系数减小;②主流温度对出口温度分布影响较大,出口温度分布系数随主流温度的增加而减小;③随着余气系数的增大,出口温度分布系数都有先增大后趋于平缓或减小的过程;④不同的凹腔结构对出口温度分布系数的影响很大,综合各个试验件结果,深宽比为0.8,后体进气方式为开槽进气的双1试验件的出口温度分布系数最小.      

单涡/贫油驻涡燃烧室的出口温度分布试验

采用试验方法对单涡贫油驻涡燃烧室的出口温度分布的影响因素进行了研究,通过分析试验数据得到如下结论:①凹腔气量对出口温度分布影响较大.随着凹腔气量的增加,出口温度分布系数(OTDF)先增加后减小,与掺混射流的穿透深度有关.②燃油掺混温度对出口温度分布的影响也较大.当燃油掺混温度较小时,出口温度分布系数较低.随着燃油掺混温度增加,出口温度分布系数随之先增加后减小.③燃油供油量对出口温度分布也有重要影响.当燃油量增加时,出口温度分布系数随之先增加后减小.      

某重型燃气轮机燃烧室出口温度场试验研究

应用高压试验台完成了某重型燃气轮机（E级）燃用天然气燃烧室出口温度场试验与调试。试验结果表明：设计工况燃烧室出口周向温度分布系数0.254,径向温度分布系数0.131,均未达到设计指标。通过调整火焰筒掺混孔尺寸及布局,增加射流深度及掺混强度,使周向温度分布系数降为0.216,径向温度分布系数0.897,接近设计指标,达到首台试车要求 。试验成果对相关燃烧室的试验调试工作具有重要的指导和参考意义。     

航空涡轮发动机燃烧噪声的测试分析

木文论述了航空涡轮发动机燃烧噪声的性质及类型,介绍了燃烧噪声声功率的预测公式和测试方法以及从远场噪声中分离燃烧噪声的三信号相干技术。文中还介绍了燃烧室部件试验和发动机台架试验时燃烧室外部声场的测试结果,验证了燃烧噪声的性质,并根据声强测量结果估算了从燃烧室侧面辐射的声功率。最后,论述了从外部测量结果推测燃烧室内部声谱的法则。     

某型发动机燃烧室出口温度计算方法分析及应用

概要介绍了某型航空发动机燃烧室出口温度的2种计算方法,结合发动机试车数据对采用2种计算方法得到的结果进行了对比分析。结果表明：采用涡轮流量法计算某型发动机燃烧室温度的结果比采用压气机特性法得到的计算结果更接近实际结果。     

湍流燃烧模型在燃烧室数值模拟中的对比分析

以某单头部矩形燃烧室为研究对象,采用多种湍流模型和燃烧模型进行组合计算,模拟燃烧室内部的速度场和温度场,并对计算结果进行对比分析。结果表明:湍流模型主要影响火焰筒内部主燃孔横截面上游的速度分布,Standard k-ε和Realizable k-ε模型的速度场计算结果差异相对较小;湍流动能预测受湍流模型的影响较大,并具有一定规律性;不同组合模型对燃烧室内部和出口温度分布的局部细节模拟差异较大,燃烧模型影响最大;PDF模型计算的温度值较合理,另外三种燃烧模型在单步完全反应燃烧机理下的计算值偏高,计算获得的OTDF也相差较大。     

燃烧室温度计算方法分析及应用

介绍了航空发动机燃烧室出口温度常用的两种计算方法，结合批产某型发动机试车数据进行计算，对两种计算结果进行对比分析。用涡轮流量法对某燃气发生器的燃烧室出口温度进行计算，其结果与外方给的数值基本一致。提出用涡轮流量法计算燃烧室出口温度较切合实际，为发动机寿命评估及其工作可靠性提供依据。     

超燃冲压发动机典型部件热防护

通过在电弧加热器上的试验考核,对进气道唇口前缘、注油支杆等发动机典型被动热防护部件的材料选择和热结构设计进行了研究.发展了主动冷却燃烧室热结构计算评估方法,将经过试验验证的热分析程序应用于燃烧室主动冷却结构的材料配置研究.材料C1和C2的进气道唇口前缘经过60s试验后情况良好;材料Z1的注油支杆经历50s试验后情况良好;将主动冷却燃烧室热分析计算程序应用于冷却面板试验,温度测量值与计算值最大相差55K,表明计算与试验符合较好,计算程序可为主动冷却燃烧室结构材料配置的设计研究提供可信的参考数据.研究所获得的经验和技术可应用于全流道超燃冲压发动机的设计与验证.      

某重型燃气轮机燃烧室出口温度场试验

应用高压试验台完成了某重型燃气轮机(E级)燃用天然气燃烧室出口温度场试验与调试.试验结果表明:设计工况燃烧室出口周向温度分布系数为0.253 8,径向温度分布系数为0.131 2,均未达到设计指标.通过调整火焰筒掺混孔尺寸及布局,增加射流深度及掺混强度,使周向温度分布系数降为0.216 4,径向温度分布系数降为0.089 7,接近设计指标,达到首台试车要求.试验成果对相关燃烧室的试验调试工作具有重要的指导和参考意义.