基于渦輪內(nèi)增燃的航空發(fā)動機(jī)熱力性能及燃燒機(jī)理研究.pdf

1、為了滿足當(dāng)代軍事和民用航空發(fā)動機(jī)的高推重比，低燃油消耗率，低污染，節(jié)能高效以及拓寬穩(wěn)定工作范圍的需求，利用延續(xù)至渦輪內(nèi)的高溫高壓燃?xì)庠俅稳紵?，提高熱力循環(huán)性能，即渦輪內(nèi)增燃技術(shù)——在渦輪內(nèi)增加燃燒室，噴油再次燃燒，從而提高熱力循環(huán)性能，成為航空動力領(lǐng)域內(nèi)挑戰(zhàn)性極強(qiáng)的熱點(diǎn)研究課題。
　　在渦輪內(nèi)增燃技術(shù)進(jìn)行工程研究和工程應(yīng)用之前，要量化渦輪內(nèi)增燃技術(shù)改善和提升傳統(tǒng)航空發(fā)動機(jī)各項(xiàng)總體性能的效果，進(jìn)行基于渦輪內(nèi)增燃技術(shù)的航空發(fā)動機(jī)總體熱

2、力循環(huán)性能計(jì)算的理論分析。對傳統(tǒng)航空發(fā)動機(jī)各部件的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行修正，以達(dá)到一定程度的改進(jìn)；對渦輪內(nèi)增燃進(jìn)行物理闡述及數(shù)學(xué)模型建立。主要結(jié)論有：1、改進(jìn)后的數(shù)學(xué)模型在適用性、精確性上具有一定的保障性和優(yōu)越性；2、在高壓渦輪處或高低壓渦輪內(nèi)共同應(yīng)用渦輪內(nèi)增燃技術(shù)，航空發(fā)動機(jī)總推力與熱效率均有所提升，單位推力燃油效率的增加量可忽略不計(jì)；3、通過航空發(fā)動機(jī)相關(guān)參數(shù)的變化對總體熱力性能的影響分析，得出在高壓渦輪或高低壓渦輪內(nèi)共同應(yīng)用渦輪內(nèi)增燃技術(shù)

3、，可拓寬航空發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定工作范圍。
　　針對基于渦輪內(nèi)增燃技術(shù)的航空發(fā)動機(jī)總體熱力循環(huán)性能計(jì)算的理論分析，揭示了渦輪內(nèi)增燃技術(shù)具有對傳統(tǒng)航空發(fā)動機(jī)的推力、單位燃油消耗率以及熱效率等總體性能參數(shù)改善與提升的特點(diǎn)與優(yōu)點(diǎn)；為了在工程上使渦輪內(nèi)增燃技術(shù)應(yīng)用于航空發(fā)動機(jī)內(nèi)，探索了一種新穎渦輪內(nèi)燃燒結(jié)構(gòu)—射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)的燃燒組織機(jī)理，以數(shù)值模擬研究為基礎(chǔ)，并進(jìn)行試驗(yàn)研究的驗(yàn)證。主要結(jié)論有：1、與傳統(tǒng)駐渦燃燒結(jié)構(gòu)相比，射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案的工

4、程應(yīng)用具有可行性；2、基于雙效主動控制機(jī)理的射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案促進(jìn)穩(wěn)焰回流區(qū)的形成與穩(wěn)定；強(qiáng)化主流燃?xì)夂腿紵虚g產(chǎn)物的摻混；促使均勻的溫度分布；3、射流渦流方案應(yīng)用于渦輪轉(zhuǎn)子內(nèi)，驗(yàn)證了渦輪內(nèi)增燃技術(shù)可實(shí)現(xiàn)渦輪內(nèi)等溫燃燒的可行性；且不會對原有渦輪轉(zhuǎn)子的做功能力和做功效果造成十分明顯的影響。在射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案的驗(yàn)證性試驗(yàn)方面，得出結(jié)論：1、驗(yàn)證了本文提出的“二次流雙效主動控制機(jī)理”的設(shè)想與設(shè)計(jì)；射流渦流燃燒室能夠在較寬的流速范圍內(nèi)穩(wěn)定

5、的組織燃燒；2、試驗(yàn)值和模擬值具有較好的吻合性。
　　在應(yīng)用改進(jìn)與修正的航空發(fā)動機(jī)基元部件數(shù)學(xué)模型以及建立的渦輪內(nèi)燃燒結(jié)構(gòu)數(shù)學(xué)模型的前提下，通過基于渦輪內(nèi)增燃的航空發(fā)動機(jī)總體熱力循環(huán)性能分析，得出渦輪內(nèi)增燃技術(shù)（在高壓渦輪處或在高低壓渦輪內(nèi)共同應(yīng)用渦輪內(nèi)增燃技術(shù)）提升與改善了傳統(tǒng)航空發(fā)動機(jī)總體熱力性能（總推力、單位燃油消耗率和熱效率）；提出了基于二次射流新結(jié)構(gòu)方案的雙效主動控制機(jī)理，促進(jìn)火焰穩(wěn)定、強(qiáng)化摻混強(qiáng)度以及促使均勻溫度分布；