加力燃烧室

摘要： 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。

摘要： 针对某航空发动机在试车过程中多次出现加力筒体尾端局部区域异常变色现象,为了分析其故障原因,利用外观检查、材质分析和温色模拟试验等失效分析方法,确定了故障加力筒体变色部位经历了最高850°C左右的超温.为进一步评价故障加力筒体的可靠性,对其基体材料力学性能及组织演变规律开展研究.在TA12钛合金板材空冷状态下,从加热温度与组织及力学性能的关系分析结果表明:其力学性能随加热温度的升高呈先降低再提高的趋势,在800°C左右达到最低值,且力学性能变化趋势与组织形态演变呈明显的对应关系.根据加力筒体故障部位力学性能及可靠性明显降低的试验结果,判断该加力筒体不再适合继续参与服役试车,建议更换该故障件,并对替换件进行监控.

摘要： 利用数值模拟技术,对带有波瓣形混合器的加力燃烧室进行冷态数值模拟研究,得到温度场、速度场以及压力场等流场特性参数.研究结果表明:内外涵气流在进入波瓣形混合器后,能够得到充分的混合,温度分布逐渐均匀;在火焰稳定器的后部形成低速区,有利于火焰的生成和传播;在加力燃烧室内部,沿气体流动方向压力分布逐渐趋于一致.通过对该型加力燃烧室进行数值模拟,熟悉了其内部流场分布,明确了其冷态工作特性.

摘要： 文章以某型加力燃烧室为模型,采用数值模拟的方法,探究了隔热屏冷却孔孔径对加力燃烧室冷却及性能的影响。研究结果表明,孔径越大,隔热屏平均静温越低,最高静温越高,同时冷却气消耗量越大,参与燃烧的气量越少。小孔径隔热屏出口截面平均总温更高,即加力燃烧室产生的推力更大。

摘要： 故障情况某型发动机加力燃烧室的挡板在修理中出现多台耳片断裂故障(见图1)导致报废,由于该挡板为早期批次发动机专用零件,随着该批次发动机修理数量逐年减少,需自主研究修复方法,保证加力燃烧室的成套交付。

摘要： 为研究低压涡轮出口气流角对加力燃烧室流场的影响,采用三维数值模拟方法,通过调整低压涡轮出口气流角,模拟加力燃烧室在不同气流角来流条件下的流场差异并开展影响分析.结果表明,气流角的增加将导致内涵进口的速度不均匀度、流阻损失增大,影响内涵燃油与内伸径向稳定器的匹配,恶化了内涵燃烧条件;随着进口气流角增大,整流支板根部吸力面产生流动分离,降低了支板通道的流通能力,使得整流支板出口速度及密流分布沿叶高方向存在较大的不均匀度,增大了内涵燃油匹配的难度;内伸径向稳定器后回流区范围随着进口气流角增大而减小,零速线范围最大相差约0.5个稳定器槽宽;同时随着进口气流角的增加,加力燃烧室混合器出口热混合效率提升约2％.

摘要： 针对某型发动机试车过程中加力燃烧室发生喘振故障,阐述了加力燃烧室系统组成及工作原理,并进行了故障分析研究,最终找出原因,可为同类故障的排除提供借鉴和有效的解决方案.

摘要： 加力燃烧室可以在特定的情形下,大幅提升发动机的推力,从而使飞行器获得短暂优势,作用不容忽视。相较于涡喷发动机,涡扇发动机的加力燃烧室形式更为复杂多样,其技术发展也与涡喷发动机有所区别。

摘要： 低温等离子体助燃技术作为一种新兴燃烧组织技术,有望突破常规燃烧组织技术瓶颈,为航空发动机面向高速、高效发展需求的常规主燃烧室、加力燃烧室设计以及超声速冲压燃烧技术、脉冲爆震燃烧技术、定容燃烧技术的发展提供新的思路。

摘要： 为研究内涵总温对加力燃烧室性能的影响,针对某型加力燃烧室结构,基于N-S方程建立三维数值计算模型,研究了内涵总温对加力燃烧室流场、燃烧特性、总压恢复系数的影响规律.结果表明:随着内涵总温逐渐升高,火焰核心区逐渐靠近稳定器,温升逐渐升高,燃烧效率逐渐增大,总压恢复系数有微弱降低.

摘要： 针对航空发动机试车时出现的加力燃烧室隔热屏孔边烧蚀问题,开展故障原因分析与排查工作,确定了引起故障主要原因,并采用有限元方法对分析结论进行了验证计算,计算结果表明分析结果正确,最后提出了控制方案,防止后续发动机再出现此类问题.

摘要： 流场中旋涡的结构对于燃烧的过程有重要影响.旋涡往往控制着流场中燃料和氧化剂的掺混过程,在加力燃烧室中,火焰结构随着旋涡的变化而变化.本文通过数值模拟的方法研究了单个径向稳定器和径向稳定器与周向稳定器结合两种稳定器的涡脱落情况和燃烧情况.两者均能实现点火和持续燃烧,但是周向稳定器的存在改善了油气混合情况,生成的回流区范围更大,在气流速度较大时更容易实现火焰的稳定持续燃烧,并且传焰速度加快,能够实现快速点火.

摘要： 用数值计算的方法模拟了一种紧凑型加力燃烧室在地面状态下的流场信息.分析了三种不同供油方案下加力燃烧室冷态时的燃油浓度分布,热态时的加力燃烧室性能,当燃油分布最为均匀时,加力燃烧室性能最优.

摘要： 通过光电倍增管和动态压力传感器测量放热脉动和压力脉动,对模型加力燃烧室进行了热声不稳定的实验研究,分析当量比,喷油位置对振荡燃烧的影响.实验结果显示,当量比的变化对振荡频率影响较小,对振荡的幅值产生相当大的影响.喷嘴与稳定器的距离会影响局部当量比,对不稳定燃烧产生很大影响.

摘要： 本文针对某种加力燃烧室与涡轮后框架一体化设计方案,利用FLUENT软件对其两相喷雾燃烧流场进行了数值模拟研究.数值计算结果表明:①该一体化稳定器设计方案在凹腔点火区以及空心叶片尾缘能产生稳定的回流区,为火焰的稳定与传播创造了条件;②通过数值计算得到加力燃烧室内流场、温度场以及各组分浓度等参数的分布及变化,其中加力燃烧室热核流热阻损失为0.934,燃烧效率为84.7％,说明该一体化加力燃烧室方案基本有可行;③该一体化设计加力燃烧室方案能够组织起有效燃烧,结构合理,为加力燃烧室的优化设计提供了一定的参考.

摘要： 加力燃烧室作为军用发动机重要部件之一，利用涡轮后燃气中的氧气组织燃烧，以提高飞机性能，扩大飞行包线，提升作战机动能力。新型加力燃烧室高空左边界点火不可靠.通过数值模拟和试验找出加力点火可靠性影响因素,其中包括:结构影响因素、气动因素和油气比等.在高空左边界,新型加力燃烧室点火区结构由无侧板结构改为短侧板结构,纵向回流区会有显著加强,点火边界加宽,并且优于长侧板结构;在高空左边界,加力内锥体夹层无冷气点火范围大于通冷气点火范围.针对新型加力燃烧室采取局部增加点火区挡板,在不增加流阻的情况下,大大促进回流区形成,降低了点火区流速,可保证点火可靠.

摘要： 为了研究接力喷嘴方位角对加力燃烧室流场、燃烧特性和总压恢复系数的影响规律,针对采用热射流点火的某型航空发动机加力燃烧室,基于N-S方程建立三维数值计算模型.结果表明:随着方位角增大,热射流火焰径向穿透深度逐渐增大;随着方位角的增大,稳定器壁面高温区域逐渐减小,方位角α=0°和α=5°稳定器壁面静温最高,高达1550k左右;在加力燃烧室出口截面,方位角总压恢复系数影响不大,整体小于0.003.

摘要： 本文运用CFD的方法对环径向蒸发式火焰稳定器一、二次风设计对燃油浓度分布的影响进行了详细地研究,探索点火位置处一次风进气、出气方式以及径向稳定器上蒸发孔不同的排布方式对燃油浓度分布的影响,为蒸发式稳定器的设计提供参考.

摘要： 本文运用CFD的方法对环径向蒸发式火焰稳定器一、二次风设计对燃油浓度分布的影响进行了详细地研究,探索点火位置处一次风进气、出气方式以及径向稳定器上蒸发孔不同的排布方式对燃油浓度分布的影响,为蒸发式稳定器的设计提供参考.

摘要： 一种带外环旋转爆震增压燃烧室的多级加力燃烧室，包括加力燃烧室，其设有加力外涵通道、内涵燃气通道、加力内锥、扩压掺混段、火焰稳定器、中心加力燃烧室隔热屏；加力外涵通道布置有旋转爆震增压燃烧室装置；中心加力燃烧室隔热屏由多圆筒段结构组成，不同直径的筒段间形成进气环缝结构，使外涵分流气流进入中心加力燃烧室内；旋转爆震增压燃烧室装置沿流向依次设有外涵分流段、旋转爆震扩压整流段、环形阵列式燃料喷口、值班预爆器和旋转爆震增压燃烧室。可有效改善变循环发动机或涡轮机组合动力高马赫数下加力燃烧室的工作服役性能，提高加力热效率及燃料比冲，降低加力油耗提升飞行航程，扩展工作马赫数范围。

摘要： 本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种基于加力燃烧室油气比计算加力总燃油流量的方法。包括：步骤一、获取低压压气机或风扇进口物理流量、风扇出口压力、中介机匣内涵进口总温以及中介机匣内涵进口换算流量；步骤二、计算出加力内涵总燃油流量；步骤三、计算出加力外涵总燃油流量；步骤四、根据加力内涵总燃油流量以及加力外涵总燃油流量计算出加力燃烧室总燃油流量。本申请的基于加力燃烧室油气比计算加力总燃油流量的方法，能够根据燃油燃烧的特征参数油气比计算出加力总燃油流量，解决了现有技术控制规律存在的对整机匹配敏感、非标准天适用性差问题，提高了发动机加力推力性能表现、发动机工作安全性。

摘要： 一种带外环旋转爆震增压燃烧室的多级加力燃烧室，包括加力燃烧室，其设有加力外涵通道、内涵燃气通道、加力内锥、扩压掺混段、火焰稳定器、中心加力燃烧室隔热屏；加力外涵通道布置有旋转爆震增压燃烧室装置；中心加力燃烧室隔热屏由多圆筒段结构组成，不同直径的筒段间形成进气环缝结构，使外涵分流气流进入中心加力燃烧室内；旋转爆震增压燃烧室装置沿流向依次设有外涵分流段、旋转爆震扩压整流段、环形阵列式燃料喷口、值班预爆器和旋转爆震增压燃烧室。可有效改善变循环发动机或涡轮机组合动力高马赫数下加力燃烧室的工作服役性能，提高加力热效率及燃料比冲，降低加力油耗提升飞行航程，扩展工作马赫数范围。

摘要： 本发明提供了一种一体化加力支板及使用该加力支板的加力燃烧室，一体化加力支板包括由前缘壁面、尾缘壁面和侧壁面合围形成的具有空腔的加力支板型面，加力支板型面设计为单层薄壁，加强一体化设计的紧凑性，减轻了整体重量，前缘为圆弧型凸曲面，侧壁与尾缘为直线型壁面，整体采用流线外型减少流动损失；所述气膜孔布置于加力支板表面，以前缘迎风脊线和支板轴向为基准进行排列，通过外涵引气进入支板内使冷气从气膜孔流出，在支板外表面形成全覆盖冷却气膜，调节气膜孔排布、结构可实现对加力支板壁面的温度控制，保障多种飞行状态下一体化加力支板的可靠工作，延长使用寿命，提高发动机性能。

摘要： 本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种基于加力燃烧室油气比计算加力总燃油流量的方法。包括：步骤一、获取低压压气机或风扇进口物理流量、风扇出口压力、中介机匣内涵进口总温以及中介机匣内涵进口换算流量；步骤二、计算出加力内涵总燃油流量；步骤三、计算出加力外涵总燃油流量；步骤四、根据加力内涵总燃油流量以及加力外涵总燃油流量计算出加力燃烧室总燃油流量。本申请的基于加力燃烧室油气比计算加力总燃油流量的方法，能够根据燃油燃烧的特征参数油气比计算出加力总燃油流量，解决了现有技术控制规律存在的对整机匹配敏感、非标准天适用性差问题，提高了发动机加力推力性能表现、发动机工作安全性。

摘要： 本发明公开了一种适用于加力燃烧室流动及燃烧过程的自适应湍流模拟方法，步骤如下：定义分辨率控制函数；基于sigma亚格子应力模型计算分辨率控制函数中的滤波尺度系数，并进一步计算分辨率控制函数大小；使所述分辨率控制函数进行自适应调整，来实现在非定常RANS模式、LES模式和DNS模式之间自适应过渡；基于所述分辨率控制函数，将湍流模型中的湍流粘性系数进行修改，得到修改后地湍流粘性系数，以完成自适应湍流模拟。本发明方法能够在满足高精度计算的同时，显著减小计算资源消耗。

摘要： 本发明提供一种分级燃烧的加力燃烧室，其包括：机匣、中心锥、分流环、后涵道引射器、整流支板、内涵稳定器以及外涵稳定器。其中，本发明在所述分流环和/或所述后涵道引射器所在的区域形成有第一气流通道，用以连通所述外涵区域和所述内涵区域。并且，本发明通过调整元件，能够有选择地开启所述第一气流通道而使加力燃烧室进入三外涵工作模式，或闭合所述第一气流通道而使加力燃烧室进入双外涵工作模式。本发明能够适应三外涵自适应循环发动机加力燃烧室涵道比变化范围较大的应用场景，克服现有小涵道比或中等涵道比加力燃烧室方案的不足，在有效提高加力燃烧室燃烧效率的同时，兼顾流动损失。

摘要： 本发明提供了一种通过分层验证实现加力燃烧室高精度燃烧仿真方法，包括如下步骤：①获取边界条件：将低压涡轮或涡轮支承后的仿真结果，作为加力燃烧室内涵通道进口流场中温度、压力、速度分布的边界条件；②仿真模拟：基于边界条件，在仿真环境中对加力燃烧室进行冷态流场模拟，并得到燃油在加力燃烧室不同位置中所处的气流工况范围；③降阶模拟；④燃烧仿真。本发明得加力燃烧室燃烧仿真中充分考虑了燃油在不同供油量、不同气动、几何参数下燃油雾化性能、分布差异，排除了燃油在加力燃烧室燃烧仿真中分布输入偏差带来的影响，有效提高加力燃烧室燃烧仿真精度。

摘要： 本发明公开了一种用于加力燃烧室强化燃烧的支板稳定器，属于航空发动机的燃烧领域，本发明在原有的支板稳定器尾沿沿高度方向设计不同结构型式的扰流装置，并沿高度方向均匀排列，加力燃烧室进口高速来流流经支板稳定器尾沿，由于扰流装置的作用，在稳定器后端沿高度方向形成具有强烈卷吸作用的复杂涡系结构，加快支板后缘剪切层发展并促进燃料在主流中的掺混，增强支板尾沿高速主流和高温回流区气流之间的质量、动量和热量交换，从而加快湍流燃烧速度，因此本发明可以有效提高加力燃烧室的燃烧效率、缩短加力燃烧室的长度，拓宽加力燃烧室点熄火边界，达到在加力燃烧室中强化燃烧的效果。

摘要： 本实用新型涉及燃烧室压力调节技术领域，具体提供了用于加力燃烧室的矩形蝶阀以及加力燃烧室，矩形蝶阀包括呈矩形的阀板、进水接头和出水接头，阀板内具有一空腔，进水接头和出水接头均与阀板的空腔连通，空腔内设有与阀板内壁的两端面相连接的隔水板结构，隔水板结构分隔空腔为冷却水通道，冷却水通道至少包括一个S形通道，通过隔水板结构对冷却水进行导向，增加冷却面积和冷却效率。加力燃烧室包括上述矩形蝶阀，通过液压作动筒实现连续调节阀门开度，确保压力连续可调，阀体和阀板采用水套冷却结构，确保阀门在高温下能够稳定运行，又不会产生水蒸气影响试验状态，不但耐高温而且对试验状态影响小，因此试验状态稳定，试验结果精度较高。