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针对某型航空发动机火焰筒大修时出现的裂纹、烧伤及侵蚀问题,开展了火焰筒第4~6段换段修理工艺试验。通过分析火焰筒的结构,确定了用新段替换相应的故障段的方法对火焰筒进行修复。在拆分故障段时,尽量减小保留段壁厚的局部减薄量;在重新装配时,避免在原电阻焊点处再次焊接;通过采取以上工艺措施,实现了火焰筒的换段修理。同时进行了电阻焊焊接拉伸试验、撕破检查、金相组织检查等工艺验证试验。换段修理的火焰筒通过了发动机试车考核验证。换段工艺方法也可作为批生产过程中部分段制造有缺陷时的补救方案。 相似文献
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PW公司F119发动机借鉴V2500等民用发动机的经验采用了浮动壁火焰筒燃烧室。浮动壁火焰筒由许多环形段和“浮动瓦片”组成的隔热环连接而成。具有改善火焰筒壁工作条件、延长火焰筒寿命、改善燃烧室温度分布等特点。之后,PW公司又在IHPTET计划下在全环形燃 相似文献
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本文就某小型航空发动机燃烧室在试验后发现的火焰筒外环出口端变形现象进行了研究.通过火焰筒强度计算和分析确定该现象是由于火焰筒头部结构刚性不足造成的。从改变火焰筒头部结构刚性入手.对比分析多种改进方案,借鉴现有国外先进发动机燃烧室火焰筒头部结构形式,并通过火焰简强度计算分析、燃烧室性能数值模拟计算分析,改进了火焰筒头部结构形式,成功地排除了这一故障隐患,为后续发动机研制提供了参考和工程实践经验。 相似文献
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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. 相似文献
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某型燃烧室火焰筒的性能对比试验 总被引:1,自引:1,他引:1
为了检验某型航空发动机燃烧室国产化火焰筒的性能,在燃烧室试验台架上,采用连续气源和扇形段试验件,通过模拟燃烧室在最大工况下的工作参数,对该型燃烧室使用的原型火焰筒和国产火焰筒进行了燃烧效率特性、出口温度分布、壁温分布和贫油熄火特性对比试验.试验结果表明:两种火焰筒的燃烧效率特性相同,同一工况下的燃烧效率值接近,相差大约0.5%,国产火焰筒优于原型火焰筒;出口温度场类似,质量指标接近,出口温度分布系数和径向温度分布系数分别相差1%和1.3%,且均在合理范围之内;壁温分布相似,同一位置处最大温差为50K,国产火焰筒高于原型火焰筒;贫油熄火特性一致,在进气速度为150m/s以下,原型火焰筒优于国产火焰筒. 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2015,(6)
在模拟航空发动机火焰筒冷却孔相对压降条件下,采用动态法对火焰筒发散冷却模型试验件换热系数进行了测量,并介绍了其试验设备、试验原理及试验过程。通过测量三种单层发散冷却板及与之相配的双层壁发散冷却火焰筒模型试验件的换热系数,得出了主次流相对静压降、冲击高度、开孔率对火焰筒发散冷却性能的影响规律。试验结果同时证实,双层壁发散冷却结构在提高火焰筒冷却性能上具有一定优势。 相似文献
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为了分析推力室内壁失效机理及准确预估推力室内壁寿命,对推力室进行流-热-固耦合计算.流-热耦合为热-固耦合提供准确的热和机械载荷,热-固耦合模型对推力室内壁在循环加载下的变形进行非线性平面应变有限元分析.通过计算,得到了推力室内壁在单循环各阶段的应力-应变分布和循环加载下的变形过程,并进行了寿命预估.结果表明:采用的流-固耦合策略能准确地实现流-热耦合模块向热-固耦合模块的载荷传递,能为结构分析提供准确的边界条件.在预冷、后冷和松弛阶段,内壁承受拉应力;在工作阶段,内壁承受压应力.随着循环次数的增加,内壁残余应力和应变不断增大,内壁向燃烧室内鼓起和不断变薄,冷却通道中心最先失效.所采用的分析模型能够模拟内壁在循环热和机械载荷下的变形过程,用于预估推力室内壁的循环寿命. 相似文献
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航空发动机火焰筒的大孔包括主燃孔和掺混孔,将多斜孔壁冷却方式应用到真实环形燃烧室的火焰筒壁上,运用CFD软件,通过数值模拟的方式,计算研究整个燃烧室的温度分布,特别考虑了火焰筒壁温的分布,对近壁区的流场进行计算研究。研究分析表明:内外环壁热侧大部分区域温度都保持在1 000 K~1 100 K,在材料的长期许用温度范围内;同时针对外环壁主燃孔和掺混孔附近的局部高温点,提出冷却方案,改善了近壁区的流场分布,对改善高温点起到了很好的效果,最大幅度降低达13.2%,壁面温度更加均匀,对降低热应力水平,延长火焰筒使用寿命有利。 相似文献
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The effectiveness of perforated liner with bias flow on the control of combustion instability is investigated. Combustion in-stabilities result from the coupling between acoustic waves and unsteady combustion heat release. Sometimes the phenomenon happens in afterburners of aeroengine and rocket engine, and it always causes damage to flame holders, liner sections and other engine components. Passive methods, such as perforated liner, are often used to suppress such instabilities in application. In this article, first, a burner testbed is built in order to study the characteristic of this phenomenon. The unstable frequencies and unstable area are investigated experimentally. Then an analytical model, based on “transfer element method”, is developed and the numerical results are compared with those from experiments. At last the perforated liner is applied to the burner to sup-press the instabilities. The results show that the sound pressure can be greatly reduced by the perforated liner. 相似文献
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应用模态匹配法针对低速风扇实验台进行了前传声(圆管)和后传声(圆环管)消声声衬的优化设计,在低速风扇实验台进行消声声衬的消声效果实验验证.实验结果表明:在5000r/min转速下,设计的两套声衬对于2阶叶片通过频率(1833.33Hz)+4模态有很好的吸声效果;第一套声衬前传声插入损失为30.4dB,后传声插入损失为20.25dB;第二套声衬前传声插入损失为21.85dB,后传声插入损失为18.85dB.使用模态匹配法可以较好地进行消声声衬的设计,减小了航空发动机消声短舱实验验证的成本. 相似文献
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使用声学流管实验台对一件双自由度(DDOF)声衬和一件单自由度(SDOF)声衬的声学特性进行对比测试。在最大0.26Ma切向流速和管道的截止频率之下,采用直接提取法SFM测得声衬的无量纲声阻抗,同时使用双传声器分解驻波法计算声衬安装段管道的传声损失(TL)和吸声系数等,基于声能量理论的传声损失可直观地展示两件被测声衬的吸声性能差异。结果表明在流管声学实验台上,相较于单自由度声衬,双自由度声衬能够有效拓宽声衬的吸声频带,同时共振频率处的传声损失不如单自由度声衬,切向流也会明显改变声衬的共振频率、弱化吸声能力。基于声能量的传声损失和吸声系数也为无等效阻抗的非均匀结构声衬提供了一种声学性能评估方法。 相似文献