航空发动机
航空髮動機
항공발동궤
AERO ENGINE
2015年
2期
17-21
,共5页
罗卫东%李锋%高贤智%高伟伟
囉衛東%李鋒%高賢智%高偉偉
라위동%리봉%고현지%고위위
高温升%多旋流燃烧室%空气分级%多级旋流器%数值模拟%航空发动机
高溫升%多鏇流燃燒室%空氣分級%多級鏇流器%數值模擬%航空髮動機
고온승%다선류연소실%공기분급%다급선류기%수치모의%항공발동궤
high temperature rise%combustor with a multi-swirler%air staging%multi-swirl device%numerical simulation%aeroengine
为了探索高推重比航空发动机可能用到的燃烧组织方式,基于燃烧室空气分级技术,对高温升多旋流燃烧室展开研究.在保证与某型单环腔燃烧室(SAC)扩压器尺寸、外机匣最大直径及燃烧室出口尺寸和边界条件等相同的基础上,对设计模型进行3维数值模拟,并与现有的单环腔燃烧室数值模拟结果和试验结果进行对比分析.研究结果表明:在设计油气比为0.037的情况下,采用多旋流的设计方案,温升达到1153 K,出口温度分布系数达到0.170,同时可获得理想的性能参数,满足高温升燃烧室的设计指标.
為瞭探索高推重比航空髮動機可能用到的燃燒組織方式,基于燃燒室空氣分級技術,對高溫升多鏇流燃燒室展開研究.在保證與某型單環腔燃燒室(SAC)擴壓器呎吋、外機匣最大直徑及燃燒室齣口呎吋和邊界條件等相同的基礎上,對設計模型進行3維數值模擬,併與現有的單環腔燃燒室數值模擬結果和試驗結果進行對比分析.研究結果錶明:在設計油氣比為0.037的情況下,採用多鏇流的設計方案,溫升達到1153 K,齣口溫度分佈繫數達到0.170,同時可穫得理想的性能參數,滿足高溫升燃燒室的設計指標.
위료탐색고추중비항공발동궤가능용도적연소조직방식,기우연소실공기분급기술,대고온승다선류연소실전개연구.재보증여모형단배강연소실(SAC)확압기척촌、외궤갑최대직경급연소실출구척촌화변계조건등상동적기출상,대설계모형진행3유수치모의,병여현유적단배강연소실수치모의결과화시험결과진행대비분석.연구결과표명:재설계유기비위0.037적정황하,채용다선류적설계방안,온승체도1153 K,출구온도분포계수체도0.170,동시가획득이상적성능삼수,만족고온승연소실적설계지표.
