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。     

航空发动机主燃烧室出口温度场可视化设计

为了满足航空发动机主燃烧室试验出口温度场可视化需求,基于主燃烧室出口温度场测试原理,通过温度数据网格化、温度数据-颜色映射、以云图形式显示出口温度场数据的方法进行温度场可视化设计,并在Visual Basic 6.0下基于Tee chart控件开发了出口温度场可视化软件。应用结果表明:在试验中,通过与现有测控软件出口温度场数据交互,可视化软件能够实时、真实、直观地显示主燃烧室出口温度场变化情况,有助于试验人员快速判断出口温度场品质,进而缩短试验时间,降低试验费用,有效提高试验效率。     

航空发动机燃烧室试验通用测试系统设计与应用

为了规范使用航空发动机燃烧试验测试系统和试验数据计算方法,提出了1种新的测试系统结构。该系统统一了试验数据输出格式,方便了试验数据入库管理,降低了软件使用维护成本并提高试验质量和效率。建立了基于组态王OPC(用于过程控制OLE)的通用燃烧室试验测试系统,其中的采集与试验系统分别采用VC和VB语言开发。本系统已成功应用于不同燃烧室试验器测试系统的搭建并完成多项试验任务,缩短了测试系统的开发周期,降低了测试系统的维护成本,提高了燃烧室试验的质量和效率。     

环形燃烧室出口径向温度分布系数预估

分析了影响环形燃烧室出口径向温度分布系数的主要因素,建立了预估模型,发展了半经验半分析计算方法,预估值和试验结果相吻合。应用于燃烧室技术设计阶段,一方面可由壁面冷却系统设计的冷却空气量预估出口径向温度分布系数;另一方面可从满足径向温度分布系数的角度确定壁面冷却空气量。     

航空发动机燃烧室技术展望

阐述了为解决90年代航空燃气轮机的燃烧室耐久性问题,应当在材料、冷却技术、供油系统、火焰筒的结构原理等方面所要解决的问题。     

HB 7485-97<燃烧室性能试验>的编制与贯彻

概述了航空燃气涡轮发动机《燃烧室性能试验》标准编制过程中所考虑的几个主要技术问题,如：压力指数的确定、喷嘴模化问题、进口流场模拟、燃烧室效率测量计算方法、点火及熄火边界的试验方法及判断标准等;最后,对贯彻好该标准提出了一些建议。     

小固体燃料冲压发动机燃烧室的研究

小固体燃料冲压发动机燃烧室基本上是一圆柱形药柱,空气通过燃料通道流入.在进气道末有一后向台阶,形成气流回流区以提供火焰稳定的必要条件.再附着区下游,燃料的气化物或分解产物和空气间的气相扩散火焰在已扩展到整个燃料表面的边界层内形成.小固体燃料冲压发动机燃烧室的结构简图以及主流和燃烧特性示于图1.试验系统可模拟所要求飞行条件下的燃烧室和能进行必要测量与控制的静态试验系统已建成和运用(图2).这一系统借助于带有绝热管和抗高温电磁阀的空气电加热器(25kW)来提供流量可控的(达到25g/s)、热的(800K)、高压(1MPa)的空气.氮气吹除装置是用来冷却熄火后的燃烧室.     

燃烧室流量均匀性试验分析

通过模拟压比和模拟马赫数，采用冷吹风流量法，在花费较小代价和较短的时间内就完成了原装和国产火焰筒的流量对比试验，排除了国产零件对国产发动机燃油消耗率的主要影响。     

燃烧室流场数值计算方法的改进

在燃烧室流场数值计算中,引入壁面函数,考虑流线弯曲效应以及湍流各向异性等因素后,可使计算结果与实验数据的吻合程度大有改进,故在流场数值计算中应计入这些因素。     

某型航空发动机燃烧室出口温度场数值模拟

由于航空发动机燃烧室内复杂的物理化学变化,利用数学模拟的方法来计算其温度场,预测燃烧室出口温度分布,对减小燃烧室研制费用,缩短研制周期具有重要意义.采用fluent软件对某型航空发动机环型燃烧室在不同工作状态下的温度场进行了数值模拟,得到了不同工况下燃烧室的出口温度分布.计算结果能够很好地反应环形燃烧室温度场的特点,对预测环形燃烧室的出口温度分布有一定参考价值.     

整机条件下主燃烧室参数测量研究

针对整机条件下主燃烧室的性能参数测量问题,运用现阶段改装手段和试验设备,提出了1种适合在整机上进行主燃烧室参数测量的方法,得到了主燃烧室进、出口及内外环等位置上的温度、压力等参数数据。结果表明:随着发动机转速的提高,燃烧室出口温度场数值呈减小趋势,压力损失呈增大趋势;内、外环腔的压力、温度逐渐升高,但分别小于进口压力、大于进口温度。该方法未对发动机产生不良影响,测量参数基本准确,能够反映主燃烧室在整机条件下的工作状态,可用于完善主燃烧室部件设计。     

当代航空燃烧室技术

本综合介绍了现代航空发动机燃烧室的技术发展情况，指出了技术难题和关键所在，并根据作的研究结果提出了解决这些问题的思路及发展我国航空燃烧室技术的建议。     

多传感器数据融合方法在加力燃烧室试验中的应用研究

在航空发动机加力燃烧室试验中,为实现同一截面真实气流状态参数的多传感器精确测量,提出了1种多传感器数据融合方法。该方法运用格拉布斯准则剔除多传感器测量数据中的无效数据,运用方差自适应加权融合方法对有效数据进行融合计算并获取真实参数,并分别利用算术平均值方法和自适应加权融合方法对试验数据进行处理分析。结果表明:通过多传感器融合方法获取的数据均方差明显优于算术平均值方法获取的方差,具有更高的测试精度和可靠性。     

航空发动机燃烧室温度测量

航空发动机燃烧室出口燃气热点和沿径向的温度分布,会对涡轮导向器叶片和转子叶片的寿命带来明显影响。为探寻某型发动机燃烧室出口温度分布,针对燃烧室出口与涡轮进口处空间狭窄和结构复杂的特点,设计了结构简单的测温探针,并将Ⅰ导机匣改装成独立的燃烧室出口温度场测量试验段,成功地录取了燃烧室200点出口温度场数据。