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基于声学CT重建航空发动机燃烧室出口温度场的仿真研究 被引量：2
1
作者 王交峰 田丰 田金光 《沈阳航空工业学院学报》 2009年第2期38-42,共5页
结合声波传感器与计算机断层成像技术,提出一种航空发动机燃烧室环形出口温度场重建的方法。首先确定了航空发动机燃烧室出口处声波速度与温度的数学模型,然后用最小二乘方法对航空发动机燃烧室环形出口温度场进行了重建。仿真结果表明... 结合声波传感器与计算机断层成像技术,提出一种航空发动机燃烧室环形出口温度场重建的方法。首先确定了航空发动机燃烧室出口处声波速度与温度的数学模型,然后用最小二乘方法对航空发动机燃烧室环形出口温度场进行了重建。仿真结果表明,温度场重建结果的相对平均误差在3%以内,相对最大误差在6%以内,该方法具有测温范围宽,可测得航空发动机燃烧室环形出口截面温度分布等优点。 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 声学测温 航空发动机燃烧室出口 温度场
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某型航空发动机燃烧室出口温度场数值模拟 被引量：13
2
作者 吴超 徐让书 +1 位作者 蒲宁 李修宝 《沈阳航空工业学院学报》 2009年第2期1-4,共4页
由于航空发动机燃烧室内复杂的物理化学变化,利用数学模拟的方法来计算其温度场,预测燃烧室出口温度分布,对减小燃烧室研制费用,缩短研制周期具有重要意义。采用fluent软件对某型航空发动机环型燃烧室在不同工作状态下的温度场进行了数... 由于航空发动机燃烧室内复杂的物理化学变化,利用数学模拟的方法来计算其温度场,预测燃烧室出口温度分布,对减小燃烧室研制费用,缩短研制周期具有重要意义。采用fluent软件对某型航空发动机环型燃烧室在不同工作状态下的温度场进行了数值模拟,得到了不同工况下燃烧室的出口温度分布。计算结果能够很好地反应环形燃烧室温度场的特点,对预测环形燃烧室的出口温度分布有一定参考价值。 展开更多
关键词 航空发动机 燃烧室 出口温度分布 数值模拟
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模拟航空发动机燃烧室出口温度测量实验台 被引量：2
3
作者 佟显义 赵国昌 +1 位作者 宋丽萍 赵春雷 《中国测试》 CAS 北大核心 2015年第2期60-64,共5页
为准确测量高温燃气流,搭建燃气温度测量实验台,确定实验台测试段的初始参数和合适的气态燃料。通过研究分析燃料的燃烧结果,确定高速燃烧喷嘴的基本参数,计算燃气流的理论温度,给实验台各主要部件材料的选择提供参考建议。综合考虑上... 为准确测量高温燃气流,搭建燃气温度测量实验台,确定实验台测试段的初始参数和合适的气态燃料。通过研究分析燃料的燃烧结果,确定高速燃烧喷嘴的基本参数,计算燃气流的理论温度,给实验台各主要部件材料的选择提供参考建议。综合考虑上述约束条件,对实验台各主要部件的总体结构和冷却系统进行合理设计。 展开更多
关键词 航空发动机燃烧室 初始测试参数 总体结构 冷却系统 燃气温度测量
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航空发动机燃烧室出口CARS移动测温技术
4
作者 车庆丰 刘重阳 +3 位作者 齐新华 杨文斌 母金河 陈爽 《航空发动机》 2025年第2期158-162,共5页
为满足航空发动机高温升燃烧室出口燃气温度分布测试需求,开展了在工程试验环境下的相干反斯托克斯拉曼散射(CARS)移动测温技术研究。开发了可3维移动的CARS测温系统,在标准温度场装置中检验系统的测温准确性,在发动机燃烧室出口进行截... 为满足航空发动机高温升燃烧室出口燃气温度分布测试需求,开展了在工程试验环境下的相干反斯托克斯拉曼散射(CARS)移动测温技术研究。开发了可3维移动的CARS测温系统,在标准温度场装置中检验系统的测温准确性,在发动机燃烧室出口进行截面内多点移动测温,并将CARS测温数据与热电偶数据进行对比。结果表明:测温系统在高温管式炉及McKenna燃烧器中的测温精度较高,CARS测点的测量平均温度与参考温度相比误差均小于4%。在发动机燃烧室稳定工作过程中,CARS在瞬态测温条件下获取的数值波动较大,能较好地反映燃烧室出口温度场的高动态变化特性。在燃烧室出口压力为1.5MPa、热电偶测量值约为1030K条件下,通过CARS系统连续移动扫描测量,获得了发动机燃烧室出口截面处40mm×40mm范围内“十”字形测点的平均温度数据,其数值与热电偶结果较为接近,验证了CARS测温系统的移动测温能力。 展开更多
关键词 燃气温度 移动测量 相干反斯托克斯拉曼散射 燃烧室出口 航空发动机
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考虑燃烧室出口温度分布的航空发动机部件级模型 被引量：1
5
作者 郑前钢 张宏维 张海波 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第6期240-257,共18页
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,... 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。 展开更多
关键词 发动机部件级模型 燃烧室出口温度分布 深度学习 全包线 预测模型
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引入物理约束的航空发动机燃烧室温度场预测模型
6
作者 王瑄 孔辰 +2 位作者 韩云霄 李佳 常军涛 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第12期59-73,共15页
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... 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。 展开更多
关键词 航空发动机 燃烧室温度场 深度学习 损失函数 物理约束 预测模型
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航空发动机浮壁式燃烧室制造技术 被引量：8
7
作者 邵天巍 杨秀娟 +2 位作者 任萍 李霞 王立成 《航空制造技术》 北大核心 2013年第9期55-57,共3页
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... 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。 展开更多
关键词 航空发动机 燃烧室 制造技术 壁式 火焰筒 热端部件 进口温度 冲击力
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数字孪生在航空发动机燃烧室设计阶段的应用与展望 被引量：6
8
作者 任祝寅 周华 +1 位作者 张健 张琪 《航空制造技术》 CSCD 北大核心 2022年第17期34-39,共6页
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... 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。 展开更多
关键词 数字孪生 航空发动机 燃烧室 计算流体力学 高保真数值模拟
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航空发动机新型补燃增推燃烧室的现状与发展 被引量：10
9
作者 梁春华 杨东丹 +1 位作者 刘红霞 尚守堂 《航空发动机》 2012年第5期1-5,17,共6页
涡轮后框架一体化加力燃烧室(简称涡轮后框架燃烧室)和涡轮间燃烧室均是为了提高推进效率和降低耗油率而新近开发和验证的2种先进补燃增推燃烧室。综述了2种燃烧室的基本结构、研制背景、发展历程和目前研究进展,总结了从众多研究中获... 涡轮后框架一体化加力燃烧室(简称涡轮后框架燃烧室)和涡轮间燃烧室均是为了提高推进效率和降低耗油率而新近开发和验证的2种先进补燃增推燃烧室。综述了2种燃烧室的基本结构、研制背景、发展历程和目前研究进展,总结了从众多研究中获得的这2种燃烧室相对常规结构的性能特点,如涡轮后框架燃烧室结构紧凑,流体损失小,结构耐久性好;涡轮间燃烧室推进效率高,热效率高。还指示了这2种燃烧室的发展趋势。 展开更多
关键词 补燃增推燃烧室 涡轮后框架燃烧室 涡轮间燃烧室 性能 航空发动机
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航空发动机燃烧室设计研发体系 被引量：5
10
作者 索建秦 梁红侠 +1 位作者 黎明 金如山 《航空发动机》 北大核心 2021年第3期29-34,共6页
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... 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。 展开更多
关键词 燃烧室 航空发动机 燃气轮机 设计体系 研发体系
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航空发动机主燃烧室高温测试技术 被引量：23
11
作者 王明瑞 王振华 +2 位作者 韩冰 李亚娟 葛新 《航空发动机》 2016年第5期87-93,共7页
依据航空发动机主燃烧室结构及RR等国外发动机公司的研制经验,阐述了航空发动机主燃烧室试验器应当采用的合理布局。结合各类主燃烧室试验器的结构,以测量燃烧室出口温度场为目的,介绍了4种可用于燃烧室试验器温度场测量的技术,同时给出... 依据航空发动机主燃烧室结构及RR等国外发动机公司的研制经验,阐述了航空发动机主燃烧室试验器应当采用的合理布局。结合各类主燃烧室试验器的结构,以测量燃烧室出口温度场为目的,介绍了4种可用于燃烧室试验器温度场测量的技术,同时给出了1种燃气分析燃烧温度通用计算方法。对4种高温测试技术在不同类型燃烧试验器上的应用特点进行了比较。指出燃气分析方法测量燃烧室出口温度场具有可测量高温、数据精度高、高压环境性能可靠、在使用寿命周期内成本低的优势,是目前温度场测试的首选。 展开更多
关键词 燃烧试验器 测温技术 燃气分析 热电偶 光纤测温 相干反斯托克斯拉曼散射 燃烧室 航空发动机
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替代燃料对航空发动机燃烧室性能影响的计算研究 被引量：4
12
作者 郭瑞卿 唐正府 +2 位作者 尚守堂 吕付国 李锋 《航空发动机》 2016年第1期21-24,共4页
为探索用其他燃料替代航空煤油的可行性,从航空发动机燃烧性能的角度出发,研究了燃用其他燃料对燃烧室性能的影响。在不同燃烧工况下,利用流体计算软件FLUENT模拟计算得到航空煤油、轻柴油、工业酒精的燃烧性能。结果表明:从燃烧的角度... 为探索用其他燃料替代航空煤油的可行性,从航空发动机燃烧性能的角度出发,研究了燃用其他燃料对燃烧室性能的影响。在不同燃烧工况下,利用流体计算软件FLUENT模拟计算得到航空煤油、轻柴油、工业酒精的燃烧性能。结果表明:从燃烧的角度来看,轻柴油的燃烧性能与航空煤油的差别不大,可直接替代航空煤油或与航空煤油混合使用;工业酒精与航空煤油的燃烧性能差距很大,用作航空发动机燃料还需深入研究。 展开更多
关键词 替代燃料 航空煤油 轻柴油 工业酒精 燃烧性能 燃烧室 数值模拟 航空发动机
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航空发动机燃烧室内部噪声测量分析研究 被引量：4
13
作者 盛元生 沙云东 +3 位作者 吴晓明 胡舜东 宋振宇 刘庆国 《航空发动机》 2002年第1期53-58,39,共7页
叙述了用于燃烧室内部高温、高压条件下的噪声测量系统以及根据系统的动态特性对测量结果的修正。根据大量的测试结果分析了燃烧室噪声的规律和总声级的预测模型。
关键词 航空发动机 燃烧室 噪声测量 预测模型
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进气温度对航空发动机燃烧室辐射换热的影响 被引量：7
14
作者 王成军 江平 +1 位作者 辛欣 曾文 《航空发动机》 2013年第5期31-33,59,共4页
为了解燃烧室内火焰辐射换热特性,建立了某型航空发动机燃烧室计算模型,利用数值模拟方法,研究了不同进气温度下燃烧室内燃气温度、碳黑粒子生成及分布变化对燃烧室辐射热流量和火焰筒壁温的影响。研究结果表明:随着进气温度的升高,燃... 为了解燃烧室内火焰辐射换热特性,建立了某型航空发动机燃烧室计算模型,利用数值模拟方法,研究了不同进气温度下燃烧室内燃气温度、碳黑粒子生成及分布变化对燃烧室辐射热流量和火焰筒壁温的影响。研究结果表明:随着进气温度的升高,燃气温度升高,碳黑粒子质量分数增大,且高温区和碳黑粒子生成区均往前移;火焰筒壁温急剧升高,高温区集中在燃烧室中间段和掺混段,主燃区火焰筒壁温相对较低;辐射热流量不断增加,由3245 W增加到8674 W,辐射热流量主要受燃气辐射特性影响。 展开更多
关键词 燃烧室 辐射换热 进气温度 数值模拟 航空发动机 火焰筒壁温
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航空发动机主燃烧室稳定工作范围研究 被引量：6
15
作者 李武奇 张均勇 +1 位作者 张宝诚 韩力 《航空发动机》 2006年第2期38-42,共5页
应用火焰传播理论、二维两相紊流燃烧的k-ε模型、EBU-Arrhen ius模型、颗粒群轨道模型和AD INA软件,计算出了某型在研航空发动机在不同飞行状态下的主燃烧室贫油熄火时的流场、温度场和压力场;计算值与试验结果比较吻合,证实了数值模... 应用火焰传播理论、二维两相紊流燃烧的k-ε模型、EBU-Arrhen ius模型、颗粒群轨道模型和AD INA软件,计算出了某型在研航空发动机在不同飞行状态下的主燃烧室贫油熄火时的流场、温度场和压力场;计算值与试验结果比较吻合,证实了数值模拟的合理性和可行性。 展开更多
关键词 航空发动机 主燃烧室 稳定性 数值模拟 贫油熄火
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国外民用航空发动机低污染燃烧室的发展 被引量：23
16
作者 刘静 肇俊武 《航空发动机》 2012年第4期11-16,共6页
由于地球大气污染加剧,低污染燃烧室的研制成为了制约民用飞机发动机发展的关键技术之一。叙述了ICAO CAEP标准对民用航空发动机污染物排放的规定,以及污染物形成机理和排放控制方法,详细介绍了美国和英国、德国等欧洲航空发动机先进国... 由于地球大气污染加剧,低污染燃烧室的研制成为了制约民用飞机发动机发展的关键技术之一。叙述了ICAO CAEP标准对民用航空发动机污染物排放的规定,以及污染物形成机理和排放控制方法,详细介绍了美国和英国、德国等欧洲航空发动机先进国家研制的多种高效低污染燃烧室,如TAPS、TALON、TVC和ANTLE等。这几种燃烧室的污染物排放水平均比CAEP2标准规定值低50%以上,其研制、发展和使用经验,对中国低污染燃烧室的研制和发展具有重要的参考价值。 展开更多
关键词 民用航空发动机 低污染排放 燃烧室
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某型航空发动机燃烧室排气污染物数值模拟 被引量：8
17
作者 郭艳龙 张宝诚 乔娟 《航空发动机》 2008年第4期38-41,共4页
以"热力"型NOx和"瞬发"型NOx及CO生成机理为基础,采用FLUENT6.3.26软件计算出在最大状态和地面慢车状态下,某型航空发动机环形燃烧室的温度场、速度场和浓度场。通过对计算结果的分析得出:火焰温度和燃料停留时间... 以"热力"型NOx和"瞬发"型NOx及CO生成机理为基础,采用FLUENT6.3.26软件计算出在最大状态和地面慢车状态下,某型航空发动机环形燃烧室的温度场、速度场和浓度场。通过对计算结果的分析得出:火焰温度和燃料停留时间是影响燃烧室排气污染物排放量的主要因素。通过折衷考虑,可以得出降低燃烧室NOx和CO排放的有效措施,可为设计低污染燃烧室提供一定的数值依据。 展开更多
关键词 航空发动机 环形燃烧室 排气污染物 排放置 数值模拟
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航空发动机两级反向旋流燃烧室燃烧流场大涡模拟研究（英文） 被引量：6
18
作者 周瑜 乐嘉陵 黄渊 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第7期1576-1589,共14页
为深入了解真实航空发动机内燃烧流场,采用动态亚网格模型结合单步快速化学反应(FC)、火焰面(FLM)及反应进度变量(FPV)等三种燃烧模型对径向两级反向旋流燃烧室单头部构型进行了大涡模拟。为避免模型简化误差,对燃烧室包括全部气膜冷却... 为深入了解真实航空发动机内燃烧流场,采用动态亚网格模型结合单步快速化学反应(FC)、火焰面(FLM)及反应进度变量(FPV)等三种燃烧模型对径向两级反向旋流燃烧室单头部构型进行了大涡模拟。为避免模型简化误差,对燃烧室包括全部气膜冷却孔在内的精细结构进行了完全仿真。在已达到统计定常状态的冷态流场基础上首先模拟了燃料喷注和掺混过程,约2.6ms后燃料到达真实的点火位置,随后采用FPV模型在半径3mm的球形区域数值模拟了点火,展示了在主燃孔横向射流作用下初始火焰沿化学恰当比混合分数等值线传播并充满整个火焰筒的发展过程,结果显示火焰到达燃烧室出口的耗时约为6～7ms。不同模型算法预测的平均温度场与CARS测量结果作了对比,LES-FPV,RANS-FPV,LES-FLM以及参考文献中RANS-FLM计算平均误差分别为3.47%,4.17%,7.76%和11.22%,表明LES改进了模拟精度,且FPV模型显著优于FLM模型。RANS-FPV预测的出口存在严重热斑,导致其给出的出口温度分布因子(OTDF)及最大径向温度分布因子(RTDF)值分别达到0.593和0.313;LES-FPV结果均匀性最好,其预测值分别为0.284和0.193。 展开更多
关键词 航空发动机燃烧室 反向双旋流 大涡模拟 动态亚网格模型 快速化学反应模型 火焰面模型 反应进度变量模型
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航空发动机加力燃烧室跨流气冷稳定器流场研究 被引量：3
19
作者 刘涛 张孝春 +3 位作者 徐兴平 游庆江 李江宁 何小民 《航空发动机》 2014年第3期29-33,共5页
针对1种航空发动机加力燃烧室用引气冷却的跨流稳定器结构形式,采用标准k-ε湍流模型数值模拟方法,对其流场结构进行了分析和研究,将数值计算结果与封闭风洞中PIV流场测试结果进行了对比。结果表明:跨流气冷稳定器流场结构复杂,呈3维分... 针对1种航空发动机加力燃烧室用引气冷却的跨流稳定器结构形式,采用标准k-ε湍流模型数值模拟方法,对其流场结构进行了分析和研究,将数值计算结果与封闭风洞中PIV流场测试结果进行了对比。结果表明:跨流气冷稳定器流场结构复杂,呈3维分布,环形稳定器后方的流场结构与普通钝体的类似,带后掠角的径向稳定器后方回流区与环形稳定器回流区互相耦合为整体,与沿环形稳定器展向的回流区形成高度一体的复杂回流区结构,形成稳定的低速区,起到良好的火焰稳定作用。 展开更多
关键词 跨流气冷稳定器 航空发动机 加力燃烧室 PIV测试 回流区 流场
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航空发动机燃烧室主燃区的数值模拟分析 被引量：6
20
作者 王平 张宝诚 《航空发动机》 2005年第1期47-51,共5页
概述了先进燃烧室的主燃区数值模拟,论述了采用气动喷嘴时确定边界条件的方法和模拟燃油喷嘴油滴轨迹的结果。对某型发动机燃烧室的主燃区进行了数值模拟,给出了熄火时主燃区流场。
关键词 燃烧室主燃区 数值模拟 航空发动机 数值模拟分析 发动机燃烧室 航空 燃油喷嘴 边界条件 气动喷嘴 温场
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