航空发动机燃烧室设计研发体系

针对国内设计体系建设和完善的迫切需要,提出了航空发动机燃烧室全寿命周期的设计研发体系。将燃烧室设计研发分为5个阶段:概念性预先研究阶段、方案论证选择阶段、技术研发阶段、发动机型号研发阶段和售后服务及改进阶段。叙述了每个阶段的主要任务,说明了燃烧室研发特点,尤其是强调燃烧室研发要以试验研究工作为主,仿真无法替代试验。对比分析了先进燃烧室与传统燃烧室在设计和研发上的差异,最显著的是燃烧组织不同,导致燃烧试验方面的不同,尤其要重视单头部单管燃烧室试验研发。

数字孪生在航空发动机燃烧室设计阶段的应用与展望

随着航空发动机性能指标和系统复杂度的不断提升,数字孪生技术正在成为支撑航空发动机全生命周期管理的重要手段。燃烧室是发动机的心脏,其研制过程具有难度大、周期长、花费高等特点。基于数字孪生的设计技术能够预测燃烧室的性能,评估其可靠性,并对试验方案进行预先评估与优化,大幅缩短燃烧室设计的时间,同时降低经费支出。简述了航空发动机燃烧室在设计阶段面临的挑战,并针对数字孪生在航空发动机燃烧室设计阶段的应用与关键问题进行了简要的综述与展望。

小型航空发动机燃烧室设计软件包的工程应用

In this paper, two engineering application examples of combustor design software package for small gas turbine engine were provided. First, the software package was used to analyze the internal flow fields of a reverse how combustor, the results showed a strong recirculating zone was produced at primary zone of liner, this recirculating zone provided a stable heat resource for high efficiency combustion, the flow field at liner was unsymmetrical, there was full mix between high temperature gas and cold dilution gas, a lot of airflow was used to protect liner wall because of greater liner surface aera, total pressure loss of combustor was small, combustor had good performances. Secondly, the software package was used to help to design a new reverse flow combustor, the results revealed that for preliminary combustor design scheme, there wasn’t strong recalculation at primary zone, jet penetration depths at primary holes were very small and wall temperature at outer liner was higher, many good suggestions for improve combustor design were put forward, important guide value of the software package for the development of combustor was verified.

航空发动机燃烧室设计——基本尺寸确定计算机程序简介

本文主要介绍了程序设计所依据的原理和方法以及将这些原理和方法计算机化的过程,并比较详细地给出了程序流程以及输入输出及控制实例。 本程序不仅能够迅速正确地确定具有突扩扩压器的环形燃烧室的基本尺寸,而且还能够给出在全部正常飞行状态下燃烧室的主要性能,诸如燃烧效率,压力损失,燃烧稳定性以及容热强度等等。

航空发动机燃烧室设计研发过程研究综述

介绍航空发动机燃烧室的设计特点及相关研发要点,辨析了技术研发与实际机型研发的区别。重点阐述了航空发动机燃烧室的研发步骤及后续过程,并进行了前景展望。目前我国航空发动机技术虽然与世界先进水平仍有一定差距,但随着相关技术的不断优化与完善,终将达到世界领先水平,并为我国民用航空运输业起到添砖加瓦的助推作用。

某航空发动机燃烧室进口温度控制设计研究

引言随着电子技术和计算机技术发展,国内设备控制向自动化、数字化、综合化、智能化和网络化的发展,尤其在一些大型机械设备和长期恶劣环境中得到广泛应用。而燃烧室试验状态复杂(按发动机工作状态可分为起飞状态、最大连续状态、巡航状态、慢车状态等),需对试验器各系统的变量(例如压力、温度、流量等)进行调节和控制。

引入物理约束的航空发动机燃烧室温度场预测模型

通过入口流动参数快速获得航空发动机燃烧室截面的温度场,可以帮助研究人员快速了解发动机内燃烧室的燃烧状态,这对于航空发动机燃烧室的设计和优化较为重要。本文提出了一种基于深度学习方法的航空发动机燃烧室温度场快速预测方案,文中构建的含有注意力模块的双支路网络模型,测试集温度场相对偏差均值为0.64%,可以高精度地实现燃烧室温度场的预测目标;而在远离学习工况的区域,仅由均方差训练的注意力网络模型会面临性能退化的问题,通过引入物理损失函数项,注意力网络模型的预测性能得到显著改善,温度场相对误差均值的平均值降低了48.4%。相较于传统的卷积网络模型和全连接网络模型,引入物理损失函数项训练的注意力网络模型在学习数据区间内外都有着更好的预测表现。

基于代理模型的超燃冲压发动机燃烧室构型参数优化设计

针对传统超燃冲压发动机燃烧室构型设计中存在的计算周期长、试验成本高等问题,提出一种燃烧室的Kriging代理模型,并使用NSGA-Ⅱ多目标优化算法以实现对超燃冲压发动机燃烧室构型参数高效的优化设计.通过测试,将应用Kriging代理模型的预测结果与CFD计算结果进行对比分析,验证了该代理模型能够较为快速并准确地预测代表燃烧室性能的推力和压力损失系数.以推力和压力损失系数为优化目标,基于NSGA-Ⅱ多目标优化算法,通过该Kriging代理模型获得了Pareto最优解集;然后,采用灵敏度分析法对设计变量进行排序,成功识别出了显著影响燃烧室性能的关键构型参数;最后,基于控制变量法针对单个设计变量的变化对超燃冲压发动机燃烧室性能的影响进行研究,分析结果可以指导燃烧室的优化设计.文章研究结果可加速超燃冲压发动机燃烧室构型的优化设计,为其设计提供了一种新的思路和方法,为后续的相关研究提供了有价值的参考和借鉴.

航空发动机燃烧室机匣加工工艺浅谈

随着科技的进步与发展,我国对未知领域的探索愈加深入,其中宇宙空间的探寻极具代表性,但受制于宇宙环境的复杂性和极端性,所有航空设备需要具有足够的结构强度和功能性,而发动机燃烧室机匣便是影响上述参数的主要诱因之一,相关人员需要进一步研究并完善其加工工艺,提升其性能与可靠性。基于此,本文通过分析航空发动机燃烧室计价的结构,明确具体的选材标准,同时分析其加工工艺,以期为相关人员提供参考,进一步保障航天员的人身安全,也为未来的航空探索奠定基础。

航空发动机燃烧室火焰筒设计验证方法研究

以某型航空发动机燃烧室为物理模型,改进了计算火焰筒流量分配的流阻法,并对其进行验证,结果冷却空气量的相对误差为5.7%;采用多项式拟合法计算了火焰筒燃气总温沿轴向分布,得到了主燃区总温和燃烧室出口总温,并采用燃烧效率法对其进行了验证,二者的相对误差分别为4.4%和1%。结果表明:在初始设计阶段,采用改进的流阻法和多项式拟合法验证火焰筒的沿程空气流量分配和沿程燃气总温合理有效。

航空发动机燃烧室一体化设计系统

为缩短航空发动机燃烧室的设计周期,提高设计质量,实现燃烧室设计一体化是非常重要的一步。但由于燃烧室中物理化学现象非常复杂,一体化设计对设计人员提出了1项富有挑战性的任务。发展了1种适用于航空发动机燃烧室的一体化设计系统,它主要由燃烧初步设计、几何建模、网格生成、CFD数值模拟、性能优化等部分组成。具有参数化、一体化和自动化的优点,能缩短燃烧室设计周期,提高设计质量,为燃烧室设计与研制提供有力的工具。

基于卓越工程师培养目标的“航空发动机总体设计”课程教学探索与实践

在国家卓越工程师计划及航空发动机和燃气轮机重大专项推动下,为满足我国航空发动机的发展需求,结合南京航空航天大学飞行器动力工程专业培养计划,开设“航空发动机总体设计”专业必修课。课程以不同飞行任务书为着眼点,通过分析关键任务段推力载荷和机翼载荷,获得不同飞行任务的解空间,并通过任务分析获得飞行器起飞重量及起飞推力等关键参数,用于指导发动机总体性能参数设计。根据发动机参数循环分析及非设计点性能分析结果,开展发动机各部件初步设计,主要包括进排气系统、叶轮机械、燃烧系统。课程旨在提升学生的动手实践能力,通过生生互评、师生点评的方式,提升学生发现问题、分析问题和解决问题能力。

某型航空发动机燃烧室外套超声检测换能器的设计

用超声表面波法检测某型航空发动机燃烧室外套裂纹,需要设计专用换能器。根据外套壁厚和裂纹位置特点,提出了专用超声换能器的设计关键在于工作频率和晶片倾斜角。由理论分析和试验,给出了最佳灵敏度时换能器的工作频率和晶片倾斜角,实际应用效果良好。

基于运动法的航空发动机高速燃油齿轮泵卸荷槽设计与验证

高压、高速、高温化使得齿轮泵固有困油问题愈发严重,传统卸荷槽结构已难以满足高性能燃油泵设计要求。为此本文提出一种基于运动法的新型卸荷槽结构设计方法,通过构建困油模型并从整泵全局角度分析齿轮参数对困油各项性能的影响规律,以确定齿轮参数并为卸荷槽设计提供约束条件;其次基于齿轮运动规律和卸荷槽设计原则进行了某型燃油齿轮泵卸荷槽的设计,并进行了多个工况下新型卸荷槽和传统卸荷槽困油特性仿真对比;最后试制了样机并通过试验验证了卸荷槽设计的有效性。研究结果表明:所设计的卸荷槽与传统矩形卸荷槽相比,同工况下最大困油压力降低63.4 MPa,流量脉动率减小33.5%,空化区域更小,工作性能更优,能够显著缓解困油带来的不利影响。采用该结构卸荷槽的齿轮泵具有高的容积效率和长时抗汽蚀能力。

航空发动机折流燃烧室火焰筒构型设计方法研究

为了给出航空发动机折流燃烧室火焰筒的构型设计方法,按照总体尺寸设计和具体构型设计的步骤进行,对折流燃烧室进行初步设计,依次进行一维流量分配计算和三维流场计算,结果满足初步设计的流量分配预期结果和燃烧效率与总压恢复系数要求。

航空发动机高温升燃烧室贫油熄火及冒烟性能研究

高温升燃烧室头部燃烧组织方案设计,以改善高温升燃烧室的贫油熄火边界及冒烟性能。该方案的特点是采用了三旋流器以及双油路复合式喷嘴,设计的主燃区油气分布相当均匀,而回流区内的油气分布是局部富油的。以常规双旋流器+双油路压力雾化喷嘴(旋流杯)燃烧室作为一个基准方案,在相同的进口实验条件下与本研究方案进行了贫油熄火和出口冒烟性能的比较。实验表明,本研究方案与常规的双旋流杯设计方案相比燃烧稳定性好及出口冒烟改善。

超燃冲压发动机燃烧室主动冷却设计研究

超燃冲压发动机燃烧室主动冷却模型制造和热考核试验的费用高昂、周期长,为了降低试验风险,采用三维计算和经济的验证试验相结合的方法开展了超燃冲压发动机燃烧室主动冷却设计。冷却结构基本参数设计和侧壁冷却流动设计是确定设计方案的两大基础,前者采用三维传热计算结合冷却面板传热验证试验完成,后者采用超临界燃料流动三维并行计算结合水流动验证试验完成。在此基础上,经过多轮的结构设计与三维传热及强度计算评估迭代,确定了最终的燃烧室主动冷却结构。设计的主动冷却燃烧室在来流马赫数2.5,总温1700K条件下成功通过200s热考核试验,表明所采用的设计方法、验证试验和计算工具是有效和可信的。

微涡喷发动机离心甩油盘环形折流燃烧室的设计与实验研究

微涡喷发动机是低成本的结构简单的燃气涡轮动力装置,特别适合于推动巡航导弹、(雷达)假目标、轻型直升机、无人侦察机和航空靶机。离心甩油盘环形折流燃烧室由于具有燃油雾化质量好,轴向长度短,高空性能好等优点,很适合作为微涡喷发动机动力装置的燃烧室。本文主要研究了离心甩油盘环形折流燃烧室的气动热力学参数和几何参数的设计,并通过实验研究验证参数设计的合理性。

虚实结合的“航空发动机结构分析与设计”实践课教学模式探索

“航空发动机结构分析与设计”课程是飞行器动力工程专业学生的核心专业课。实践教学是帮助学生深入了解航空发动机结构特点、掌握结构设计基本原理的重要环节,是培养学生利用所学知识解决实际问题能力的关键途径。针对课程实践教学的培养现状与存在的问题,提出了改善意见及实践措施,促进了航空发动机专业卓越工程师培养目标的实现。

航空发动机浮壁式燃烧室制造技术

燃烧室（火焰筒）是发动机的重要热端部件。在工作中，由于经受急热、急冷的热应力和燃气冲击力，火焰简易发生裂纹等故障。随着航空发动机向更新一代发展。采用原有的火焰筒结构，燃烧室进口温度、压力和出口温升将出现大幅度提高，使火焰简壁温问题越发突出。