导读:本文包含了加力燃烧室论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:燃烧室,航空发动机,射流,特性,系数,雷诺,方位角。
加力燃烧室论文文献综述
朱赟,张哲衡,解亮,王靖宇,吴云[1]（2019）在《加力燃烧室典型结构件流阻特性研究》一文中研究指出为研究发动机加力燃烧室典型结构件在空气流场中的流阻特性,对不同种类试验件进行试验,分析了不同速度系数下的流场压力分布,获得了加力燃烧室典型杆件流阻系数的变化范围和速度系数对流场均匀性的影响规律。为减小杆件产生的流阻损失,优先选用单杆、光滑、堵塞比小的杆件。利用Fluent软件对流体流过试验件的过程进行数值模拟,结果表明:数值计算结果与试验结果得到的流阻系数相对误差在2%以内。(本文来源于《航空发动机》期刊2019年06期）
邓爱明,王中豪,张军华,胡斌,赵庆军[2]（2019）在《高性能经济可承受先进加力燃烧室技术GOTChA分解》一文中研究指出为加强加力燃烧室技术方案论证,明确加力燃烧室研究内容,提出了加力燃烧室技术的综合评价指标。采用敏感度分析方法定量分析了加力燃烧室工作参数对发动机性能的影响。建立了加力燃烧室叁个阶段的技术指标体系,给出了高性能经济可承受先进加力燃烧室技术GOTChA分解图,明确了加力燃烧室研发面临的技术挑战及需要的方法。研究结果可用于指导加力燃烧室技术方案论证,以增强专项计划组织效率,规范项目管理工作。(本文来源于《燃气涡轮试验与研究》期刊2019年05期）
刘风坤[3]（2019）在《航空发动机加力燃烧室内锥组件改进方案研究》一文中研究指出文章首先利用有限元软件对航空发动机的内锥组件所处的应力场及受到的载荷进行数值模拟,用以验证前期得到的故障原因;然后提出可通过更换材料、抑制锥体尾部回流区、采取冷却措施、加大锥底连接孔尺寸、加强锥底刚性设计等几个方面对内锥组件进行改进设计。(本文来源于《企业科技与发展》期刊2019年02期）
刘风坤[4]（2019）在《航空发动机加力燃烧室内锥组件故障原因分析》一文中研究指出文章首先针对故障台份发动机的内锥组件进行检查,研究了锁紧垫圈、锥底及螺栓的失效形式,其次对加力燃烧室内锥组件的设计、制造情况进行复查,分析相关零部件是否存在设计不合理和制造质量问题,最后根据复查情况建立故障树,并对故障树的底端事件进行逐一分析排查,进而得到燃烧室内锥组件的故障原因。(本文来源于《企业科技与发展》期刊2019年01期）
周开福,李宁,张琪[5]（2018）在《接力喷嘴不同径向高度和方位角对加力燃烧室热射流点火性能的影响》一文中研究指出为了研究不同热射流点火状态下的燃烧性能,针对采用波瓣混合器的某型航空发动机加力燃烧室,基于N-S方程建立了3维数值计算模型,得到了接力喷嘴径向高度和方位角对加力燃烧室流场、燃烧特性和流阻特性的影响规律。结果表明:随着径向高度增加,热射流火焰传播距离逐渐减小,传播到稳定器下游区域从内涵逐渐向外涵移动,且稳定器壁面高温分布区域逐渐减小;随着方位角增大,热射流火焰径向穿透深度逐渐增大,且稳定器壁面高温区域逐渐减小,在方位角α=0°和α=5°时稳定器壁温最高,为1450 K左右;在加力燃烧室出口截面上,径向高度和方位角对无量纲总压影响不大,整体小于0.005。(本文来源于《航空发动机》期刊2018年06期）
邢洋,韩文俊,陈洪林[6]（2018）在《考虑加力燃烧室效率特性的航空发动机性能计算方法》一文中研究指出在原发动机性能模拟程序的基础上,通过引入发动机加力燃烧室效率特性计算模型,发展了考虑加力燃烧室效率特性的航空发动机性能模拟方法,编写了相应的计算程序,计算了某一高度下发动机速度特性。计算结果表明,在加力燃烧室出口温度一定的条件下,加力燃烧效率降低,耗油率有所升高。(本文来源于《第八届中国航空学会青年科技论坛论文集》期刊2018-11-05）
徐志鹏[7]（2018）在《加力燃烧室纵向波纹隔热屏气膜冷却特性数值研究》一文中研究指出采用与真实加力燃烧室进气方式,对纵向波纹板隔热屏气膜冷却特性进行了数值模拟研究,分别在吹风比0.5、0.8、1.0、1.5、2.0的工况下,通过改变气膜孔在波纹面位置以及改变气膜孔与波纹面倾角,分析了射流与波纹面分离涡的相互作用,波纹面气膜特却效率和表面传热系数的分布规律。结果表明:波纹面波谷处的分离涡对冷气流动有较大的影响,由于波谷处分离区对冷气的剪切作用,冷气向展向扩张;在波峰前迎风面开孔冷气贴壁性最好,波峰处开孔冷气贴壁性降低,而在波峰后背风面开孔,冷气则立即与壁面脱离。高吹风比情况下,波峰附近开孔由于冷气的展向扩展,冷效沿流向一直上升。在波谷及波谷后开孔,射流垂直于主流喷射距离较远,贴壁性不佳。冷气膜在低动量区的覆盖是减小分离涡的关键,高吹风比能有效降低波谷分离涡的发生。在波峰前和波峰处向后倾角有利于提高冷效,在波峰后向前倾角有利于提高冷效。在高吹风比情况下,向后倾角最有利。(本文来源于《中国航天第叁专业信息网第叁十九届技术交流会暨第叁届空天动力联合会议论文集——S05发动机热管理技术》期刊2018-08-22）
刘友宏,杜力伟[8]（2018）在《新型热混合效率公式及其在一体化加力燃烧室中的应用》一文中研究指出为了解决国内外普遍使用的刘-谢热混合效率公式不能适用于有内热源流场(如加力燃烧)的问题,提出了一种新型的刘-杜热混合效率公式。该公式能够同时适用于有无内热源工况(如加力和非加力燃烧)下热混合效率的计算分析研究。基于公式推演结果,对新型热混合效率公式的取值极限进行了理论验证。通过同一非加力状态下与刘-谢热混合效率公式的对比分析,验证了新型热混合效率公式的正确性。接着,利用该公式研究了一体化加力燃烧室加力燃烧工况下波瓣混合器内扩张角对流体掺混过程的影响规律。在混合的后半段区域中,随着波瓣内扩张角增加,同一截面上混合流体对应的刘-杜热混合效率逐渐上升。在出口截面上,内扩张角25°模型对应的刘-杜热混合效率为0.779,相对于内扩张角0°模型增加了10.9%。(本文来源于《推进技术》期刊2018年07期）
王成冬[9]（2018）在《小型涡喷发动机加力燃烧室燃烧特性研究及整机验证》一文中研究指出随着航空业的不断发展,各类军用、民用飞机对发动机动力的需求和要求不断提高,对航空发动机的设计提出了新的要求。但由于飞机对高推力的要求往往仅是在起动、爬升、应急机动等暂时状态下,为解决这种情况,军用发动机提出了“加力”的概念。目前广泛应用于各类发动机的是复燃加力型加力燃烧室。其位于发动机涡轮出口与尾喷管之间,利用燃烧室排气中的剩余氧气量,向其中喷入燃油进行再燃烧,利用气流在火焰稳定器后形成低速回流区,回流区内的高温燃气形成稳定的点火核,使燃油在加力燃烧室中稳定燃烧,如此可以在极短的时间内极大地提高燃气温度,增加发动机推力。加力燃烧室与主燃烧室所处的位置和功能不同,二者在工作条件上有很大的差别。加力燃烧发生在涡轮后,所以加力燃烧室中的气流速度和温度大大高于主燃烧室。且加力燃烧室中的来流为主燃烧室的排气,导致加力燃烧时的氧气含量要低于主燃烧室,对加力燃烧室中的燃烧组织提出了严峻的考验。针对这一问题,相关研究主要围绕在V型钝体火焰稳定器的火核稳定能力与增大回流区造成的压力损失之间的平衡上开展,内容包括改变稳定器的结构参数、设计一体化稳定器等,获得了较为全面、完善的研究结果。但以上研究大多基于大型涡喷、涡扇发动机的结构参数,针对小型涡喷发动机微尺度的研究开展较少,针对这个问题,本文进行了相关的研究。本文探讨了不同进气参数及稳定器结构对微尺度加力燃烧室的各项性能参数的影响。(1)通过数值模拟方法对不同稳定器张角、不同稳定器宽度、不同进口气流温度以及不同燃油射流速度开展了稳态参数相关模拟,并搭建了高温热风洞试验台,通过改变其进气温度及主燃烧室中的喷油量,并辅以补充氮气的方法来改变加力燃烧室的进气温度,开展瞬态点火边界试验。(2)通过稳态数值模拟与瞬态试验相结合的方法,对加力燃烧室有一个较为全面的了解。通过分析不同参数下,加力燃烧室的数值模拟结果发现:加力燃烧室内的温度场主要受稳定器的张角、宽度以及燃油的射流速度影响;湍流强度场主要受稳定器的张角、宽度,进口气流温度及燃油射流速度的影响;速度场主要受稳定器的宽度及燃油射流速度的影响;燃油的蒸发速率则只受进口气流温度的影响。从瞬态试验中可以得知:进口气流温度越高,成功点火并产生稳定火焰所需的油量越少。(3)此外,本文还通过数值模拟及整机试验的方法对小型涡喷发动机中主燃烧室内部额外喷油产生高温热流对加力燃烧室进行点火的高温热射流新型点火方法进行了探索。还针对小型涡喷发动机的尺寸限制,探讨了加力燃烧室长度对燃烧效率的影响。通过数值模拟与整机试验相结合的方法得知:在不改变主燃烧室工作状态的去情况下,主燃烧室中额外喷油的热射流点火方式能够有效点燃加力燃烧室使其正常工作,但缺点是涡轮需要承受瞬时高温;增加加力燃烧室长度可有效提高加力燃烧室的燃烧效率,增加发动机推力。(本文来源于《中国科学院大学(中国科学院工程热物理研究所)》期刊2018-06-01）
尹成茗,张荣春,樊未军,石强,覃文隆[10]（2018）在《一种一体化加力燃烧室的数值模拟》一文中研究指出为适应新一代航空发动机高推质比的设计要求,设计出一种一体化加力燃烧室方案,利用截尾支板与带凹腔的分流环组合结构取代了传统火焰稳定器。对该方案进行了数值模拟研究及试验验证,结果表明:在该一体化加力燃烧室内涵中有3个低速回流区;截尾支板结构不仅起整流支板的作用,还能够起到火焰稳定器的作用;燃烧效率在90%~93%之间,流阻系数约为0.26;在所研究的工况下总压恢复系数均高于0.975,且主要的总压损失集中在截尾支板及分流环凹腔处。(本文来源于《航空动力学报》期刊2018年02期）
加力燃烧室论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
为加强加力燃烧室技术方案论证,明确加力燃烧室研究内容,提出了加力燃烧室技术的综合评价指标。采用敏感度分析方法定量分析了加力燃烧室工作参数对发动机性能的影响。建立了加力燃烧室叁个阶段的技术指标体系,给出了高性能经济可承受先进加力燃烧室技术GOTChA分解图,明确了加力燃烧室研发面临的技术挑战及需要的方法。研究结果可用于指导加力燃烧室技术方案论证,以增强专项计划组织效率,规范项目管理工作。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
加力燃烧室论文参考文献
[1].朱赟,张哲衡,解亮,王靖宇,吴云.加力燃烧室典型结构件流阻特性研究[J].航空发动机.2019
[2].邓爱明,王中豪,张军华,胡斌,赵庆军.高性能经济可承受先进加力燃烧室技术GOTChA分解[J].燃气涡轮试验与研究.2019
[3].刘风坤.航空发动机加力燃烧室内锥组件改进方案研究[J].企业科技与发展.2019
[4].刘风坤.航空发动机加力燃烧室内锥组件故障原因分析[J].企业科技与发展.2019
[5].周开福,李宁,张琪.接力喷嘴不同径向高度和方位角对加力燃烧室热射流点火性能的影响[J].航空发动机.2018
[6].邢洋,韩文俊,陈洪林.考虑加力燃烧室效率特性的航空发动机性能计算方法[C].第八届中国航空学会青年科技论坛论文集.2018
[7].徐志鹏.加力燃烧室纵向波纹隔热屏气膜冷却特性数值研究[C].中国航天第叁专业信息网第叁十九届技术交流会暨第叁届空天动力联合会议论文集——S05发动机热管理技术.2018
[8].刘友宏,杜力伟.新型热混合效率公式及其在一体化加力燃烧室中的应用[J].推进技术.2018
[9].王成冬.小型涡喷发动机加力燃烧室燃烧特性研究及整机验证[D].中国科学院大学(中国科学院工程热物理研究所).2018
[10].尹成茗,张荣春,樊未军,石强,覃文隆.一种一体化加力燃烧室的数值模拟[J].航空动力学报.2018
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