燃烧室机匣烧穿后的超声速射流火焰数值模拟研究

依据适航条款CCAR33.17(a)和CCAR25.903(d)(1)的要求,民用航空发动机燃烧室在设计中必须考虑燃烧室内失效可能导致机匣烧穿的危害性后果,并采取相应的防火措施。在民用航空发动机设计中需要充分分析可能引发燃烧室机匣烧穿的失效模式以及烧穿后的危害性。由于燃烧室机匣内的压力较大且烧穿孔较小,其烧穿后会导致超音速射流火。开展该超音速射流火的流动及燃烧特征研究,将有利于指导发动机的防火设计。采用数值模拟方法,计算了不同压比、不同机匣烧穿孔径条件下的超音速射流火的流动与燃烧特征,分析了影响射流火速度及温度的主要参数,并与FAA的燃烧室机匣烧穿试验以及理论模型进行了比较分析。结果表明本文采用的数值模拟方法能够较好地预测该超音速射流火的火焰特征,为发动机的防火设计及后续的适航符合性验证提供支撑。

运输类飞机涡轮发动机机匣烧穿适航符合性验证研究

尽管涡轮发动机的设计水平在持续提升,但是服役经历表明涡轮发动机机匣烧穿事件仍在继续发生。本文分析了涡轮发动机机匣烧穿适航条款,总结了CCAR25.903(d)(1)中燃烧室机匣烧穿的适航符合性验证思路,并以某型飞机为例,建立机匣烧穿模型,确定受影响的关键部件和结构,并设计了火警探测系统及防护罩。验证表明,该型飞机满足适航条款要求。文章为运输类飞机进行相应设计考虑和符合性验证提供参考。

航空发动机燃烧室机匣烧穿火焰特性试验研究

为研究航空发动机燃烧室机匣发生烧穿时射流火焰的温度、热流密度分布,建立机匣烧穿试验系统,采用单一变量法,研究了喷嘴孔径、油气质量比、外侧空气流速、燃烧室内部压力对射流火焰在轴向上的温度、热流密度分布的影响。结果表明:射流火焰在轴向上的热流密度衰减迅速,在127~254 mm内,热流密度衰减最多,可达81%;喷嘴孔径对于火焰形态、温度、热流密度影响最大;燃烧室内部压力对火焰温度影响可达675℃/MPa;外侧空气流速主要影响火焰轴向254~508 mm区间温度分布;油气质量比对火焰轴向温度影响达18.6%。航空发动机设计时应当考虑在燃烧室机匣薄弱点法线方向外侧254 mm范围内设置挡火板,以防止可能出现的机匣烧穿带来的危害。