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题名带TIB的涡扇发动机性能研究
被引量：11
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作者
程本林
唐豪
徐夏
李校培
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
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出处
《航空发动机》
2010年第6期19-22,31,共5页
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基金
国家自然科学基金(51076065)
江苏省"六大人才高峰"高层次人才培养对象项目资助
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文摘
基于双轴混合排气涡扇发动机热力学模型,采用气动热力循环参数分析方法,计算分析了带有涡轮通道内燃烧室(TIB)涡扇发动机设计点的热力性能,研究比较了TIB对发动机高度特性、速度特性以及转速特性的影响。计算结果表明,采用TIB方法,虽然耗油率(TSFC)有一定增大,但发动机单位推力(ST)明显增大,发动机性能得到改善。
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关键词
涡轮风扇发动机
涡轮通道内燃烧室
超紧凑燃烧
单位推力
耗油率
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Keywords
turbofan engine
turbine inter-blade burner
ultra-compact combustor
specific thrust
specific fuel consumption
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分类号
V235.13
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名带不同凹腔结构涡轮间燃烧室数值模拟
被引量：7
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作者
莫妲
唐豪
李明
郑海飞
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
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出处
《航空发动机》
2012年第1期33-36,40,共5页
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基金
国家自然科学基金(51076064)
江苏省"六大人才高峰"项目资助
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文摘
为了提高航空燃气涡轮发动机的推进效率和满足低排放的要求,提出了1种基于涡轮内补燃增推循环的超紧凑燃烧室──涡轮间燃烧室。建立了3种带不同轴向凹腔(AC)结构的TIB模型,比较了3种模型的流动性能和燃烧性能。计算结果表明:TIB的燃烧效率高达99.3%,AC结构的改变对燃烧效率影响较小,但对温度场分布影响较大。
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关键词
涡轮间燃烧室
超紧凑燃烧室
数值模拟
凹腔结构
温度分布
燃烧性能
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Keywords
turbine inter-blade burner
Uhra-Compact Combustor
numerical simulation
axial cavity
temperature distribution
combustion performance
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分类号
V235.1
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名射流角度对M-TIB燃烧性能影响分析
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作者
张鑫
唐豪
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机构
南京航空航天大学江苏省航空动力系统重点实验室
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出处
《航空发动机》
2016年第2期17-21,共5页
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基金
国家自然科学基金(51076064)资助
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文摘
为了研究主燃(MB)-涡轮叶间补燃(TIB)一体化燃烧室(M-TIB)中燃烧环二次射流角度对燃烧性能的影响,设计了3种燃烧环二次射流角度组合分别为40°&40°,45°&55°以及50°&50°的M-TIB模型。利用FLUENT软件的Realizable k-ε湍流模型、PDF燃烧模型和离散相模型对M-TIB的流动和燃烧进行数值模拟。研究结果表明:适当增大燃烧环二次射流角度,可以强化M-TIB内部气流的掺混,改善速度分布,提高出口速度,减少污染物排放。
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关键词
主燃-涡轮叶间一体化燃烧室
超紧凑燃烧
燃烧环
射流角度
燃烧特性
航空发动机
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Keywords
Main burner-turbine inter-blade burner
Ultra-Compact Combustion
combustion ring
air injection angle
combustion performance
aeroengine
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分类号
V235.1
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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