摘要
通过数值仿真方式对改变来流条件、不同径向稳定器V型开角的航空发动机加力燃烧室加力状态时局部燃烧过程进行研究,分析某型航空发动机进气量增大后引起的加力接不通故障机理。结果表明:进气流量增大,加力燃烧室局部(火焰离子传感器感应区)温度会降低,造成传感器感应电流值偏小,导致加力接不通;改变径向稳定器开角使其减小,可以使局部温度升高至正常水平。
出处
《航空维修与工程》
2022年第4期25-29,共5页
Aviation Maintenance & Engineering
关键词
来流条件
加力燃烧室
V型开角
局部燃烧
数值仿真
incoming flow condition
afterburner
V-shaped opening angle
local combustion
numerical simulation
