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航空发动机加力燃烧室技术及新颖结构方案 总被引:9,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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本文对装有钝体火焰稳定器的加力燃烧室燃烧效率特性进行了数值分析和实验研究。计算中用k-s双方程模型描述紊流特性,用Magnussen的涡团耗散模型以及燃烧模型估算化学反应速率。为了考虑火焰辐射对燃烧效率的影响,采用热通量法辐射模型估算辐射通量。由于燃烧流场密度变化较大,故在守恒方程中采用密度加权平均来处理。试验中用热电偶测量温度,对燃烧效率和壁面温度作了研究。最后,将计算结果与试验数据作了比较,结果表明本文的计算方法和计算程序是合理可行的。 相似文献
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苏大为 《燃气涡轮试验与研究》2003,16(3):31-34
介绍了俄罗斯新发展的一种外涵回热式燃机FTY-18ⅡC,这种燃机的外涵增压空气经与内涵燃机的排气换热后驱动热空气涡轮。该涡轮与内涵燃气动力涡轮共轴输出功率18MW,轴端热效率44%。对FTY-18ⅡC的布雷顿-空气底部复合循环方式与常规回热循环及LM2500的布雷顿-空气底部联合循环和WR21的间冷回热循环做了比较。估算了将斯贝MK202涡扇发动机改装成这种外涵回热燃机的最大功率为17.9MW,热效率为39.1%。 相似文献
147.
双斜切进口进气道是一种新型隐身进气道形式。本文介绍了双斜切进口进气道亚音速管道的设计方法,着重提出了设计中遇到的几个难点和解决办法。 相似文献
148.
大涵道比发动机的发展对涡轮过渡段设计提出了更高的要求。依据涡轮过渡段设计流程的5个步骤对某大涵道比发动机过渡段进行气动设计,并且对原型进行3维校核分析。总结过渡段内流动的特点,在原型的基础上进行改型设计。结果表明:通过控制流向面积分布规律能够确定过渡段沿流向的压力分布,选择合理的流向面积分布规律形式、改变过渡段流道型线的曲率能够改善当地的局部流动,获得更好的设计。改型设计消除了原型设计中存在的流动分离,并且减小了二次流损失,增大了过渡段的总压恢复系数。 相似文献
149.
为保证高、低压涡轮间流场参数匹配,要求在高压涡轮出口旋流角增大时,涡轮过渡流道仍处于近最佳工作状态。利用全三维数值模拟方法对涡扇发动机涡轮过渡流道进行了初次优化设计。优化后的过渡流道压力系数提高了20.6%,总压损失系数降低了 5.0%,并且其无流动分离工作范围得到扩大。为进一步扩大非设计稳定工作范围,对初次优化设计结果进行了二次优化。虽然二次优化后涡轮过渡流道设计点性能略有下降,但其无流动分离工作范围进一步扩大,且非设计工况点流道出口流场分布更加均匀,改善了下游低压涡轮的进气条件。 相似文献
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为了研究激光冲击强化(LSP)后加力燃烧室火焰探测器焊缝位置异常开裂原因,采用X射线衍射方法和金相方法对激光冲击强化效果进行分析,并利用扫描电子显微镜对断口进行了观察。在Abaqus有限元分析软件中建立了与观察到的焊缝缺陷相似的有限元模型,对焊缝缺陷的LSP处理及冲击波传播过程进行了模拟分析。试验结果表明:具有较好材料完整性的区域经LSP处理后,表面会预置较大残余压应力,同时表面金属晶粒得到细化,疲劳裂纹会在焊缝缺陷位置萌生和扩展。有限元分析结果表明:存在分层缺陷的焊缝经LSP强化后,冲击波会在分层缺陷处产生反射,造成分层位置发生开裂,形成裂纹源造成疲劳开裂。根据试验和仿真分析结果,为提升火焰探测器焊缝激光冲击抗疲劳效果,建议优化焊接工艺,提高焊接质量。 相似文献