考虑燃烧室出口温度分布的航空发动机部件级模型

燃烧室出口温度分布不均匀会使涡轮叶片受到不均匀的热载荷,严重影响涡轮叶片的工作寿命。本文提出一种具有燃烧室出口温度分布预测功能的部件级模型建模方法,为燃烧室出口温度分布控制研究提供了仿真平台。以变循环发动机为研究对象,根据其设计点参数设计燃烧室三维模型,通过CFD数值模拟的方法,计算得到该燃烧室三维模型在地面不同工作状态下的燃烧室出口温度分布场,组成温度分布场训练数据集。提出基于Inception-反卷积网络的燃烧室出口温度分布场重建方法,基于该方法构建了燃烧室出口温度分布场预测模型。建立了适用于全包线、全状态,可以预测燃烧室出口温度分布场的部件级模型,与传统的部件级模型相比,该模型能够预测发动机在不同工作状态、不同包线点下的燃烧室出口温度分布场。结果表明:Inception-反卷积网络在训练集和测试集上的均方误差比常规反卷积降低11.83%和5.6%,比WGAN-GP降低87%和90%;部件级模型预测温度分布场和CFD仿真温度分布场的温度分布趋势基本一致;所提出的Inception-反卷积网络预测精度高于常规反卷积网络和WGAN-GP网络预测精度,在热斑处温度点误差更小,在亚声速巡航点(H=8 km,Ma=0.7),(H=8 km,Ma=0.9)和超声速巡航点(H=10 km,Ma=1.4),(H=10 km,Ma=1.6)时,Inception-反卷积网络预测温度分布场的平均温度误差分别为0.05 K,-1.38 K,-1.54 K和4.44 K,均方误差分别为6.7×10^(-4),1.9×10^(-4),3.0×10^(-4)和1.4×10-3,热斑温度误差分别为-3.91 K,-3.67 K,-5.34 K和0.85 K。

主燃级旋流器对中心分级燃烧室出口性能的影响

针对中心分级燃烧室头部主燃级旋流器的结构参数变化,探究其对燃烧室出口性能的影响。首先建立三级旋流器的简化模型,再针对主燃级旋流器的旋流孔角度分别设计30°、45°、60°、75°。利用FLUENT软件对燃烧室沿轴向温度分布、出口温度分布、沿轴向NO_(x)分布、出口NO_(x)排放分布等4个方面进行对比分析。结果表明:当主燃级旋流器旋流孔角度为60°时,旋流器对中心分级燃烧室的出口温度分布性能最好,且中心回流区发展较好,旋流器对中心分级燃烧室的出口NO_(x)排放量最小。

航空发动机燃烧室出口高温热电偶校准技术

在高温校准风洞上,对测量航空发动机燃烧室出口温度气冷式和非气冷式这两种形式的高温热电偶进行校准,确定了高温热电偶的辐射修正系数.校准实验结果表明:高温热电偶的辐射误差随气流速度和压力的增加而降低,而且气流温度与航空发动机机匣壁面温度的温差越大,辐射误差也越大.比较两种结构形式的高温热电偶,非冷却式高温热电偶的测量误差比气冷式高温热电偶的相对较小.

The Design and Performance of a High Temperature Rise Combustor for Wind Tunnel

A high-temperature-rise combustor that can be used in high-temperature wind tunnel is introduced in this study.Aviation kerosene is used in this type of combustor,with division combustion scheme and evaporator fuel-supply device adopted.In the performance test under atmospheric pressure,when the inlet temperature is 500K and air flow is within the range of 1.5-3.0 kg/s,the outlet temperature can be precisely regulated within the range of 1050K-2100K.Moreover,higher uniformity of outlet temperature distribution and higher combustion efficiency can be achieved.After the long-time working in the wind tunnel,various components of the combustor,especially the combustor liners are checked without finding any anomaly such as thermal deformation.