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先进加力燃烧室设计技术综述 被引量：41
1
作者 张孝春 孙雨超 刘涛 《航空发动机》 2014年第2期24-30,60,共8页
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... 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。 展开更多
关键词 加力燃烧室 航空发动机 气冷稳定器 一体化设计 隐身技术 数值仿真
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一体化加力燃烧室方案设计及数值研究 被引量：33
2
作者 孙雨超 张志学 +1 位作者 李江宁 张孝春 《航空科学技术》 2011年第4期71-74,共4页
针对未来高推重比航空发动机加力燃烧室的设计需求,提出了一种与涡轮后框架一体化的加力燃烧室方案,并用商业数值计算软件对其进行了三维冷态和热态流场数值模拟研究。结果表明,该方案利用涡轮整流支板及壁式稳定器,能够较好地组织加力... 针对未来高推重比航空发动机加力燃烧室的设计需求,提出了一种与涡轮后框架一体化的加力燃烧室方案,并用商业数值计算软件对其进行了三维冷态和热态流场数值模拟研究。结果表明,该方案利用涡轮整流支板及壁式稳定器,能够较好地组织加力燃烧室内的燃烧,出口截面温度分布均匀,综合性能良好。 展开更多
关键词 加力燃烧室 涡轮后框架 一体化设计
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新型内突扩加力燃烧室方案可行性分析 被引量：25
3
作者 季鹤鸣 樊于军 杨茂林 《航空发动机》 2006年第1期35-37,共3页
介绍了一种新型内突扩加力燃烧室方案,具有质量轻、尺寸小、红外隐身功能突出等优点;在分析当前高推重比发动机需求的基础上,结合目前国内外加力燃烧室的技术水平,根据新一代军用发动机的加力燃烧室进气参数,论证了该方案所具有的现实... 介绍了一种新型内突扩加力燃烧室方案,具有质量轻、尺寸小、红外隐身功能突出等优点;在分析当前高推重比发动机需求的基础上,结合目前国内外加力燃烧室的技术水平,根据新一代军用发动机的加力燃烧室进气参数,论证了该方案所具有的现实可行性。 展开更多
关键词 高推重比发动机 加力燃烧室 驻涡燃烧 突扩扩压器
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航空发动机加力燃烧室技术及新颖结构方案 被引量：24
4
作者 马梦颖 金捷 季鹤鸣 《燃气涡轮试验与研究》 2008年第4期55-59,共5页
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... 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。 展开更多
关键词 加力燃烧室 V型火焰稳定器 驻涡燃烧 突扩扩压器
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现代典型军民用涡扇发动机的先进技术 被引量：15
5
作者 梁春华 《航空科学技术》 2004年第2期20-24,共5页
本文综述了F119、YF120、F100-PW-229A、F110-GE-132、F414增推型、GE90、PW4084、“遄达”800发动机等所采用的一些先进技术,分析了这些技术的主要特点。
关键词 涡轮风扇发动机 型号 民用发动机 军用发动机 风扇 压气机 整体叶盘 加力燃烧室
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凹腔驻涡与支板稳焰组合加力燃烧室模型冷态流场试验 被引量：19
6
作者 秦伟林 何小民 +1 位作者 金义 蒋波 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期1347-1354,共8页
利用粒子图像测速仪(PIV)对凹腔驻涡与支板稳焰组合加力燃烧室模型进行冷态流场测量,获得该加力燃烧室流场的变化规律和压力损失的变化情况.试验结果表明:随着偏转角(5°～17°)的增大,支板稳定器的整流效果变差,得到的流场的... 利用粒子图像测速仪(PIV)对凹腔驻涡与支板稳焰组合加力燃烧室模型进行冷态流场测量,获得该加力燃烧室流场的变化规律和压力损失的变化情况.试验结果表明:随着偏转角(5°～17°)的增大,支板稳定器的整流效果变差,得到的流场的均匀性变差;随着进口马赫数(0.18～0.30)的增加,凹腔内旋涡结构变得完整,从凹腔出来的气流沿径向支板稳定器的穿透能力增加.气流在支板稳定器后形成了低速区回流区,随着进口马赫的增加,回流区的宽度有所增加;加力燃烧室的总压损失随进口马赫数的增加而增大,较常规V型稳定器的总压损失大. 展开更多
关键词 加力燃烧室 粒子图像测速仪 凹腔与支板稳定器 回流区 整流 总压损失
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非壅塞火箭冲压发动机补燃室两相流数值模拟 被引量：11
7
作者 胡建新 夏智勋 +3 位作者 刘君 罗振兵 缪万波 赵建民 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第3期193-195,240,共4页
采用颗粒轨道模型进行了非壅塞火箭冲压发动机补燃室两相流的数值模拟,其中铝颗粒的燃烧模型采用的是Davis扩散控制燃速的燃烧模型,建立了发动机补然室简单反应流模型,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟,得出颗粒在补燃室内的分布,... 采用颗粒轨道模型进行了非壅塞火箭冲压发动机补燃室两相流的数值模拟,其中铝颗粒的燃烧模型采用的是Davis扩散控制燃速的燃烧模型,建立了发动机补然室简单反应流模型,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟,得出颗粒在补燃室内的分布,结果表明:与颗粒确定轨道模型相比,颗粒随机轨道模型更加适合模拟冲压发动机中的两相流动,并且颗粒的初始直径对颗粒燃烧效率有很大的影响。 展开更多
关键词 冲压火箭发动机 加力燃烧室 数值仿真 二相流 燃烧
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纵向波纹隔热屏通道的换热特性 被引量：15
8
作者 陆永华 常海萍 谈浩元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第3期230-232,共3页
通过改变进气流量、气流背压 ,实验研究了航空发动机加力燃烧室筒体纵向波纹板隔热屏通道结构对换热特性的影响。对无孔、每波两排孔和每波六排孔三种结构的实验结果表明 ,波纹板的换热效果远高于平板型 ,随着波纹板上的孔排数增加 ,换... 通过改变进气流量、气流背压 ,实验研究了航空发动机加力燃烧室筒体纵向波纹板隔热屏通道结构对换热特性的影响。对无孔、每波两排孔和每波六排孔三种结构的实验结果表明 ,波纹板的换热效果远高于平板型 ,随着波纹板上的孔排数增加 ,换热效果增大 ;波形对波纹板的壁温和Nu数影响很大 ,密流比对Nu数的影响与波孔排数有关。得到的纵向波纹通道的平均换热经验公式 。 展开更多
关键词 航空发动机 加力燃烧室 隔热 波纹板 传热 气膜冷却
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加力式涡扇发动机非加力状态部件红外辐射分析 被引量：13
9
作者 黄伟 吉洪湖 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第1期48-53,共6页
采用反向蒙特卡罗法计算分析了加力式涡扇发动机非加力状态各固体壁面的有效辐射强度(包括自身辐射强度和反射辐射强度)、燃气辐射强度以及总辐射强度特性,并对它们的分布规律进行了讨论分析.结果表明:在新计算分析的状态中,中心锥是探... 采用反向蒙特卡罗法计算分析了加力式涡扇发动机非加力状态各固体壁面的有效辐射强度(包括自身辐射强度和反射辐射强度)、燃气辐射强度以及总辐射强度特性,并对它们的分布规律进行了讨论分析.结果表明:在新计算分析的状态中,中心锥是探测角度小于15°时的主要红外辐射源,在尾向贡献了最大辐射强度的65%以上;在探测角小于20°的范围内,末级涡轮叶片和径向稳定器是次于中心锥的重要红外辐射源;喷管扩张段对整个后半球的红外辐射都有明显的贡献,尤其是探测角度大于20°以后;中心锥、末级涡轮叶片和径向稳定器等部件的反射辐射强度不足自身辐射强度的10%. 展开更多
关键词 涡扇发动机 加力燃烧室 红外辐射 自身辐射 反射辐射 反向蒙特卡罗
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整流支板和火焰稳定器的一体化设计加力燃烧室性能的数值模拟 被引量：13
10
作者 李锋 郭瑞卿 +4 位作者 李龙贤 刘涛 徐兴平 高家春 尚守堂 《航空发动机》 2012年第5期6-9,共4页
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... 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%。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。 展开更多
关键词 加力燃烧室 整流支板 火焰稳定器 一体化设计 加力内锥 气膜冷却 航空发动机
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军用航空发动机加力控制系统的研究和发展 被引量：9
11
作者 朴英 张绍基 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第2期89-91,96,共4页
对国外军用航空发动机加力控制系统的研制现状和今后的发展方向进行了归纳和分析 ,讨论了加力燃油泵、加力燃油调节器、加力燃油计量和分配装置、喷口油源泵和喷口调节器的技术特点、方案选择和研究动向。全权限数字电子控制技术的研究... 对国外军用航空发动机加力控制系统的研制现状和今后的发展方向进行了归纳和分析 ,讨论了加力燃油泵、加力燃油调节器、加力燃油计量和分配装置、喷口油源泵和喷口调节器的技术特点、方案选择和研究动向。全权限数字电子控制技术的研究和应用 ,将会对军用航空发动机的研究和发展产生巨大的影响。 展开更多
关键词 航空发动机 加力燃烧室 燃料系统 发动机控制 加力控制系统
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双V型火焰稳定器的研制和应用 被引量：10
12
作者 张洪滨 王纪根 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1994年第3期38-43,共6页
双Ｖ型火焰稳定器是一种结构新颖的低阻火焰稳定器，具有点火性能好，流动损失小，燃烧效率高等优点，其应用改善了发动机的总体性能，提高了发动机空中接通加力的可靠性。叙述了双Ｖ型火焰稳定器的工作机理，性能增益，研制和应用情况。
关键词 涡喷发动机 加力燃烧室 火焰稳定器
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加力燃烧室热态流场的大涡模拟 被引量：10
13
作者 赵坚行 颜应文 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第S1期237-239,共3页
本文采用k方程亚网格尺度模型对带V形槽稳定器模型加力燃烧室紊流化学反应流进行大涡模拟的研究,采用亚网格EBU燃烧模型估算化学反应速率,用热通量辐射模型估算辐射通量。数值计算表明,在稳定器后面开始在短时间内出现涡的交替脱落和逐... 本文采用k方程亚网格尺度模型对带V形槽稳定器模型加力燃烧室紊流化学反应流进行大涡模拟的研究,采用亚网格EBU燃烧模型估算化学反应速率,用热通量辐射模型估算辐射通量。数值计算表明,在稳定器后面开始在短时间内出现涡的交替脱落和逐渐消失过程,然后形成稳定的回流区,数值计算结果与实验比较吻合,表明可用大涡模拟研究实际燃烧室瞬态燃烧流场。 展开更多
关键词 加力燃烧室 大涡模拟 亚网格尺度模型 热态流场
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直射式喷嘴喷雾特性的实验研究 被引量：5
14
作者 徐行 郭志辉 边寿华 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第4期341-344,共4页
用二维激光测速测粒仪，对直射式喷嘴在横向气流中所形成喷雾的粒度、平均和脉动速度，以及浓度进行了测量。研究了喷雾的结构，气流速度以及喷射方向对喷雾特性的影响，不同直径的粒子在横向的扩散。为两相流模型的研究以及数值计算结... 用二维激光测速测粒仪，对直射式喷嘴在横向气流中所形成喷雾的粒度、平均和脉动速度，以及浓度进行了测量。研究了喷雾的结构，气流速度以及喷射方向对喷雾特性的影响，不同直径的粒子在横向的扩散。为两相流模型的研究以及数值计算结果的验证提供实验数据。 展开更多
关键词 雾化 喷嘴 测量 航空发动机 加力燃烧室
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气膜孔倾角对层板隔热屏冷却性能影响 被引量：10
15
作者 刘友宏 任浩亮 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期281-288,共8页
为了获得气膜孔倾角对层板隔热屏(冲击/发散复合冷却隔热屏)冷却性能的影响规律,基于加力燃烧室真实工况,对0°到90°范围内的十种不同气膜孔倾角的层板隔热屏进行了三维流热耦合数值模拟研究,得到了层板隔热屏冲击壁面Nu数、... 为了获得气膜孔倾角对层板隔热屏(冲击/发散复合冷却隔热屏)冷却性能的影响规律,基于加力燃烧室真实工况,对0°到90°范围内的十种不同气膜孔倾角的层板隔热屏进行了三维流热耦合数值模拟研究,得到了层板隔热屏冲击壁面Nu数、层板隔热屏气膜冷却表面的冷却效果、层板隔热屏冷流体热负荷及气膜孔流量系数的变化规律。结果表明,气膜孔倾角的变化对冲击壁面Nu数的影响较小;气膜冷却表面的综合冷却效果随气膜孔倾角的增大而减小,15°倾角模型比10°倾角模型的平均综合冷却效果降低2.8%;单位面积冷流体热负荷随气膜孔倾角的增大而增大,最小值比最大值低30.7%;气膜孔倾角对层板隔热屏平均流量系数的影响不大,但上游气膜孔的出流会对下游气膜孔的流量系数产生影响。 展开更多
关键词 层板隔热屏 气膜冷却 气膜孔 倾角 加力燃烧室
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整流支板和火焰稳定器的一体化设计及性能分析 被引量：10
16
作者 李锋 程明 +3 位作者 郭瑞卿 尚守堂 唐正府 李龙贤 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第10期2169-2174,共6页
针对航空发动机高推质比、高隐身的需求,提出一种加力燃烧室整流支板和火焰稳定器一体化设计的方法,并开展了相关模型加力燃烧室的计算和试验研究.研究结果表明:采用一体化设计加力燃烧室,能够缩短加力燃烧室长度,大幅降低非加力状态的... 针对航空发动机高推质比、高隐身的需求,提出一种加力燃烧室整流支板和火焰稳定器一体化设计的方法,并开展了相关模型加力燃烧室的计算和试验研究.研究结果表明:采用一体化设计加力燃烧室,能够缩短加力燃烧室长度,大幅降低非加力状态的冷态流阻,明显改善发动机加力燃烧室的性能,提高发动机的推质比.可为解决高推质比、高隐身发动机技术提供了一种新的思路和研究方向. 展开更多
关键词 一体化整流支板 整流支板设计 火焰稳定器 加力燃烧室 冲压燃烧室
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发动机加力燃烧室湍流流场数值计算 被引量：8
17
作者 叶桃红 过明道 +1 位作者 陈义良 章诚 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第1期29-32,共4页
采用非正交曲线坐标系下非交错网格的ＳＩＭＰＬＥ方法，对航空发动机加力燃烧室气相燃烧的湍流流场进行了数值计算，湍流模型采用ｋ－ε双方程模型，平均化学反应速率采用涡旋破碎模型（ＥＢＵ）计算，对ＥＢＵ模型的缺陷作了讨论。差... 采用非正交曲线坐标系下非交错网格的ＳＩＭＰＬＥ方法，对航空发动机加力燃烧室气相燃烧的湍流流场进行了数值计算，湍流模型采用ｋ－ε双方程模型，平均化学反应速率采用涡旋破碎模型（ＥＢＵ）计算，对ＥＢＵ模型的缺陷作了讨论。差分网格采用分区方法生成，计算时对整个流场进行分区迭代直至得到收敛结果，数值计算结果合理。 展开更多
关键词 航空发动机 加力燃烧室 湍流 数值计算 流场
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改进型一体化加力燃烧室方案的数值模拟 被引量：10
18
作者 王伟龙 金捷 +4 位作者 井文明 刘邓欢 季鹤鸣 游庆江 李江宁 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第5期1119-1124,共6页
针对传统加力燃烧室质量过大与非加力状态下流动损失巨大的问题展开了设计研究,提出了一种改进型一体化加力燃烧室方案,取消了常规的钝体稳定器,采用了内突扩中心锥的火焰稳定结构.采用了数值模拟的方法研究方案的性能.结果表明:该方案... 针对传统加力燃烧室质量过大与非加力状态下流动损失巨大的问题展开了设计研究,提出了一种改进型一体化加力燃烧室方案,取消了常规的钝体稳定器,采用了内突扩中心锥的火焰稳定结构.采用了数值模拟的方法研究方案的性能.结果表明:该方案对入口参数不敏感;在所有研究的工况条件下,3种方案总压恢复系数均高于0.96,加力燃烧室的效率接近0.90;采用波瓣混合器的方案具有最佳的总体性能. 展开更多
关键词 一体化 加力燃烧室 波瓣混合器 燃烧效率 总体性能
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三维加力燃烧室湍流流场的数值模拟 被引量：4
19
作者 章诚 叶桃红 +2 位作者 陈义良 何家德 赵周兵 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第1期23-25,共3页
采用SIMPLE方法,对涡扇航空发动机加力燃烧室内无化学反应的湍流流场进行了数值模拟。该加力燃烧室带有波瓣型混合器,并有多个环形稳定器及径向稳定器。湍流模型采用kε双方程模型。湍流流场数值计算结果合理。
关键词 涡轮风扇发动机 加力燃烧室 湍流 数值仿真
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特种V型蒸发式火焰稳定器的低压性能试验研究 被引量：8
20
作者 刘鸿 王方 王家骅 《江苏工业学院学报》 2004年第1期12-14,共3页
飞机高空飞行时,加力燃烧室的进口压力降低,导致燃烧性能恶化,为了研究特种V型蒸发式火焰稳定器的低压性能,在主流速度为90m/s时,分别对压力为0.05MPa、0.06MPa、0.08MPa、0.1 MPa的两相混气点火和火焰稳定特性进行了试验,揭示了该稳定... 飞机高空飞行时,加力燃烧室的进口压力降低,导致燃烧性能恶化,为了研究特种V型蒸发式火焰稳定器的低压性能,在主流速度为90m/s时,分别对压力为0.05MPa、0.06MPa、0.08MPa、0.1 MPa的两相混气点火和火焰稳定特性进行了试验,揭示了该稳定器低压火焰稳定性好,贫、富油熄火范围宽的特点,并通过试验现象和对特种V型蒸发式火焰稳定器结构的分析得出该稳定器的火焰稳定机理。 展开更多
关键词 蒸发式火焰稳定器 低压性能 飞机 进口压力 发动机 加力燃烧室 气流速度
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