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1.
本文介绍了涡喷发动机加力燃烧室内冷系统的主要故障,如;振动裂纹,安装应力引起的变形,裂纹,局部高温引起的变形,裂纹及烧蚀和高温屈曲变形等及其排除方法。通过不断改进,试验,排除了一个个的故障,使内冷系统得以长期稳定的工作,使其冷却性能达到国外同类产品的水平。 相似文献
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空中飞行与地面试车时加力点火失败是某涡扇发动机在外场使用中经常发生的故障之一。本文针对其故障作了详细的分析,对加力燃烧室及催化点火器的工作原理与性能作了深入研究,经修理试验合格后的加力燃烧室装机,使其点火故障排除。 相似文献
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分析了某型飞机的涡喷七乙发动机加力筒体烧蚀故障情况,对故障机总体及外圈加力总管和加力简体进行了检查,并对故障机进行了台架试车及故障再现试验,确定了故障机加力简体烧蚀烧穿的直接原因是外圈加力总管严重变形,提出了预防故障的措施和建议。 相似文献
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叙述了航空发动机加力燃烧室的发展历程和现状,指出加力燃烧室设计技术的发展是航空发动机性能需求提升的结果;分析了先进加力燃烧室的主要工作特点和新设计要求,包括超高的内涵气流进口总温和极高的加力温度,要求加力燃烧室具有更低的流体损失、更轻的质量、良好的隐身性能等;研究了先进加力燃烧室的新结构和设计新技术,如气冷稳定器和喷油杆、加力燃烧室一体化设计技术、值班稳定器的演变、可调隔热屏冷却技术、隐身性能设计和数值模拟等;展望了变循环、超级、凹腔驻涡和脉冲爆震等多形式加力燃烧室的发展趋势。 相似文献
5.
本文介绍了涡喷发动机加力燃烧室内冷系统的主要故障,如:振动裂纹,安装应力引起的变形、裂纹,局部高温引起的变形、裂纹及烧蚀和高温屈曲变形等及其排除方法。通过不断改进、试验,排除了一个个的故障,使内冷系统得以长期稳定的工作,使其冷却性能达到国外同类产品的水平。这表明排故措施是富有成效的,所取得的经验对今后的研究工作是有益的。 相似文献
6.
航空发动机加力燃烧室技术及新颖结构方案 总被引:10,自引:1,他引:9
传统发动机加力燃烧室都采用V型火焰稳定器组织燃烧,自加力出现到第三代发动机,该方案一直得到了广泛应用。随着新一代歼击机性能指标的提高,发动机加力燃烧室需要新的突破才能满足更高推重比的要求。本文介绍了第三代、第四代发动机加力燃烧室的结构方案,并根据新一代加力燃烧室一体化设计思想,介绍了新颖加力燃烧室的结构方案。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2019,(5):53-57
为加强加力燃烧室技术方案论证,明确加力燃烧室研究内容,提出了加力燃烧室技术的综合评价指标。采用敏感度分析方法定量分析了加力燃烧室工作参数对发动机性能的影响。建立了加力燃烧室三个阶段的技术指标体系,给出了高性能经济可承受先进加力燃烧室技术GOTChA分解图,明确了加力燃烧室研发面临的技术挑战及需要的方法。研究结果可用于指导加力燃烧室技术方案论证,以增强专项计划组织效率,规范项目管理工作。 相似文献
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涡扇发动机燃烧室部件故障分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对高压涡轮导向叶片烧蚀现象,分析了燃烧室非正好工作导致的故障,找出了故障产生的原因,并提出了火焰后移判断、控制起动超温等排除燃烧室故障的技术措施。 相似文献
10.
发动机燃烧室部件故障的分析与预防 总被引:1,自引:0,他引:1
通过对多起发动机涡轮叶片烧蚀故障的分解、检查发现,虽然烧蚀的是涡轮叶片,但故障的根源却在于燃烧室。其中喷嘴积炭、燃油品质不良、气流结构异常等燃烧室部件故障是易造成涡轮叶片烧蚀的主要原因,针对这些故障原因,就日常维护、检查、使用等方面提出了预防措施。 相似文献
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以串联式TBCC加力/冲压燃烧室为研究对象,提出包含一体化整流支板、加力内锥及长短交错的径向火焰稳定器组成的TBCC加力/冲压燃烧室方案。针对TBCC发动机加力/冲压燃烧室进行了数值模拟,获得该燃烧室在不同模态下的流场特性。计算结果显示,在涡轮工作状态和涡轮/冲压共同工作状态下,TBCC发动机加力/冲压燃烧室的总压恢复系数均在95%左右;在冲压工作状态下,其总压恢复系数在86%左右。可以满足在不同模态下加力/冲压燃烧室对总压恢复系数的要求。 相似文献
12.
燃烧室故障导致涡轮叶片烧蚀的原因分析 总被引:1,自引:0,他引:1
通过对多起涡轮叶片烧蚀的故障发动机的分解、检查发现,虽然烧蚀的是涡轮叶片,但故障的根源却在于燃烧室。其中喷嘴积炭、燃油品质不良、气流结构异常等燃烧室部件故障是易造成涡轮叶片烧蚀的主要原因,针对这些故障原因,就日常维护、检查、使用等方面提出了预防措施。 相似文献
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加力燃烧室隔热屏屈曲变形和热结构稳定性试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文介绍了燃气涡轮发动机加力燃烧室隔热屏在高温下出现的屈曲变形。阐明了屈曲变形的基本原理和影响因素,并且通过排除加力隔热屏变形和裂纹故障的试验研究,给出了排除高温屈曲变形的有效方法和措施。 相似文献
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探索涡扇发动机加力过程中喷管喉部面积与加力供油量的匹配机理,寻找改善发动机加力特性的技术途径对发动机加力系统设计工作具有重要的意义。结合某型涡扇发动机加力供油时序、燃油填充时序和尾喷管面积调节规律,建立考虑加力燃烧室和外涵道动态容积效应的发动机加力接通与切断过程数学模型,进行涡扇发动机加力过程的特性计算,研究喷管喉部面积调节延迟对加力过渡过程的影响。结果表明:在加力接通过程中,喷管延迟调节对风扇稳定裕度和转速的影响不大于 4%,对主机稳定裕度和转速的影响不大于 1%;当喷管面积调节延迟或出现卡滞故障时,为了保证主机稳定工作,可适当减少加力供油量以改善喷管流通能力,提高安全稳定裕度;特殊情况下,则应继续增加主燃烧室供油量,以保证加力推力。 相似文献
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针对高推重比、高隐身航空发动机的技术需求,提出了1种带气膜冷却的加力内锥、整流支板和火焰稳定器的加力燃烧室一体化设计方法,对一体化加力燃烧室的温升、壁温分布、总压恢复系数、CO排放和燃烧效率分别进行了计算。结果表明:该方法在保证加力燃烧室燃烧性能不变的前提下,能将现有的加力燃烧室长度缩短1/5,并使加力内锥壁温降低33.3茗。为实现高推重比、高隐身动力技术提供了新的思路和研究方向。 相似文献
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为进一步提升现有涡轮喷气发动机推进性能,可以采用连续爆震加力燃烧室,针对此,本文首先建立考虑了三种耦合热力过程的连续爆震燃烧室热力过程分析模型,通过与传统涡轮发动机性能分析模型相耦合,分析了带连续爆震加力燃烧的涡轮发动机推进性能及加力燃烧室部件特性。结果表明,由于连续爆震燃烧室具有自增压特性,当将其替代传统加力燃烧室可以显著提升加力时涡轮发动机性能;但另一方面,作为加力燃烧室,由于涡轮后气流温度过高,导致连续爆震加力燃烧室增压比的降低,通过对发动机循环参数的选择可以得到改善;同时,连续爆震加力燃烧室部件特性还受到燃烧室进气损失、反应物填充速度及反应物提前燃烧比例影响。 相似文献
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NASA燃烧室试验设备简介 总被引:1,自引:0,他引:1
NASA刘易斯研究中心具有一系列功能独特的燃烧室试验设备。这些设备用来评估和验证新发动机主燃烧室和加力燃烧室的设计,试验其耐久性以及新型高温材料的性能。本文简要介绍这些设备的空间布置,空气流路,试验参数,设备能力和测试仪器。 相似文献