燃烧室的性能要求

沈阳航空航天大学毕业设计（论文）

某型航空发动机燃烧室性能数值模拟

I

某型航空发动机燃烧室性能数值模拟

摘 要

本文以某型燃气轮机燃烧室为研究对象，该型燃烧室是环形燃烧室，为了取得满意的模拟结果，同时考虑到计算机的计算能力，截取了带有三个头部的火焰筒扇形段作为计算模型。使用Gambit软件完成了燃烧室模型的建立，采用Fluent软件对某型发动机最大状态燃烧室流场及温度场进行数值模拟，得出燃烧室典型截面的流场、温度场，并对计算结果进行了分析。分析计算结果表明，火焰的最高温度位于主燃孔的轴向位置，火焰温度在主燃孔附近达到最高温度后开始下降，燃烧室出口温度场中，出口截面最高温度为1820K，平均温度为1342K，温度分布整体上比较均匀。燃烧室出口的平均速度为128.99m/s,这些数值符合环形燃烧室的燃烧特点，可见数值模拟在一定程度上可以真实反应火焰筒内的气流结构和燃烧过程。这些结果为今后燃烧室的设计、改进、研制和发展提供有价值的参考依据和基础数据。 关键词：燃烧室；温度场；数值模拟；流场；

II

沈阳航空航天大学毕业设计（论文）

Numerical Simulation of Combustor Performance of

Certain

燃烧室及污染排放思考和练习题

（1） 航空燃气轮机燃烧室的功用是什么？

把燃料中的化学能经过燃烧释放出来，转变为热能，直接加入到发动机空气中，提高做功能力

（2） 航空燃气轮机燃烧室采取何种技术措施来满足发动机对燃烧室的性能要求？

①扩压降速②燃油雾化③低速区或回流区稳定火焰④空气分股 （3） 为什么早期的燃烧室体积和长度都比现在燃烧室大？

早期燃烧室多采用单管燃烧室，由于独立的单管火焰筒和单管机匣导致长度较长，现在多采用环形燃烧室，结构紧凑，长度较短

早期的燃烧室容热强度(单位工作压力、单位燃烧室容积下，每小时燃烧的燃油所放出

的热量)小，所以体积和长度大。

（燃烧室长度 Lc：所有的燃烧室都必须足够长到能容纳一个低速火焰稳定区和一个高

速混合区，以降低出口温度分布。燃烧室长度与火焰头部的比例 (Lc/Hd) 随着燃烧室技术的发展不断降低。）

（4）燃烧室火焰筒内为什么要分区？以燃烧室油气比0.03来说明。 （5）请叙述燃烧室的正常工作过程，点火起动过程和熄火过程。

正常工作过程：气流流动过程的组织-燃料浓度场的组织-燃烧区中可燃混合物的形成、

着火与燃烧-混合区中二次掺冷空气与高温燃气掺混过程组织-火焰管壁冷却过程 点火启动过程：燃烧室在地

航空发动机燃烧室调研报告

一、航空发动机的分类

有两种基本类型的燃烧室：单管燃烧室和全环燃烧室，环管燃烧室是介于单管燃烧室和环形燃烧室中间的一种，它将多个筒状燃烧室安装在一个共同的环形机匣内。

二、航空发动机结构见图

燃气涡轮发动机的涡轮是利用高压气体膨胀做功带动压气机器其他发动机附件的（包括增压泵、发电机、螺旋桨等），位置又在燃烧室的后面，燃烧室前面的是压气机。涡轮前燃气温度一般不超过1200摄氏度，现代的单晶涡轮叶片使用高强度的合金制成的。 图中站位6就是涡轮。 关于材料：

镍基高温合金是以镍为基体(含量一般大于50%) 在650～1000℃范围内具有较高的强度和良好的抗氧化、抗燃气腐蚀能力的高温合金。在镍基铸造高温合金中发展出了定向结晶涡轮叶片和单晶涡轮叶片。

定向结晶叶片消除了对空洞和裂纹敏感的横向晶界，使全部晶界平行于应力轴方向，从而改善了合金的使用性能。单晶叶片消除了全部晶界，不必加入晶界强化元素，使合金的初熔温度相对升高，从而提高了合金的高温强度，并进一步改善了合金的综合性能。

航空燃气轮机燃烧室的主要组成部分有：扩压器（Diffuser），机匣（Case），帽罩（Cowl），油喷嘴（Fuel Nozzle），旋

航空发动机燃烧室调研报告

一、航空发动机的分类

有两种基本类型的燃烧室：单管燃烧室和全环燃烧室，环管燃烧室是介于单管燃烧室和环形燃烧室中间的一种，它将多个筒状燃烧室安装在一个共同的环形机匣内。

二、航空发动机结构见图

燃气涡轮发动机的涡轮是利用高压气体膨胀做功带动压气机器其他发动机附件的（包括增压泵、发电机、螺旋桨等），位置又在燃烧室的后面，燃烧室前面的是压气机。涡轮前燃气温度一般不超过1200摄氏度，现代的单晶涡轮叶片使用高强度的合金制成的。 图中站位6就是涡轮。 关于材料：

镍基高温合金是以镍为基体(含量一般大于50%) 在650～1000℃范围内具有较高的强度和良好的抗氧化、抗燃气腐蚀能力的高温合金。在镍基铸造高温合金中发展出了定向结晶涡轮叶片和单晶涡轮叶片。

定向结晶叶片消除了对空洞和裂纹敏感的横向晶界，使全部晶界平行于应力轴方向，从而改善了合金的使用性能。单晶叶片消除了全部晶界，不必加入晶界强化元素，使合金的初熔温度相对升高，从而提高了合金的高温强度，并进一步改善了合金的综合性能。

航空燃气轮机燃烧室的主要组成部分有：扩压器（Diffuser），机匣（Case），帽罩（Cowl），油喷嘴（Fuel Nozzle），旋

一、项目概况

1、概述 废气量：500m3/h

废气浓度：500～3000mg/m3

二、设计原则及设计依据

1、设计原则

1）、采用高效、运行稳定、管理方便的成熟处理工艺以及技术；

2）、考虑企业具体情况，力求有机废气处理设施在达标排放的前提下减少投资，管理操作上力求灵活方便，运行费用低；

3）、执行国家关于环境保护的政策、法规和规范，符合国家污染物排放标准。 2、设计依据

1）、《大气污染物综合排放标准》（GB16297－1996）； 2）、《工业企业设计卫生标准》（GBZ1-2002）；

3）、《工作场所有害因素职业接触限值》（GBZ2-2002）； 4）、《采暖通风与空气调节设计规范》（GB50019—2003）； 3、污染物排放标准摘录

废气排放标准执行：GB16297-1996二级排放标准。

三、工艺设计

1）、工艺选择

根据甲方提供的要求，采用催化燃烧工艺，设备风量由需方确定。 2）、工艺概述

催化燃烧是典型的气-固相催化反应，其实质是活性氧参与的深度氧化作用。在催化燃烧过程中，催化剂的作用是降低活化能，同时催化剂表面具有吸附作用，使反应物分子富集于表面提高了反应速率，加快了反应的进行。借助催化剂可使有机废气在较低的起燃温度条件

航空发动机燃烧室机匣的组成及选材分析

3.1航空发动机的基本组成

发动机是飞机的“心脏”，是推动飞机和整个航空工业蓬勃发展的源动力，20世纪下半叶世界航空动力呈加速发展态势，21世纪航空动力面临新的机遇，它将以更快的速度向前发展，并促使飞机和航空工业出现新的飞跃。一般而言发动机由点火装置、燃烧室、装药和喷管四部分组成。

3.1.1点火装置

发动机点火装置工作的基本要求是: 能保证主装药准确、可靠地点燃、点火延迟时间要短。它的基本失效模式有发火失效和对发动机点火失效两种。以往的型号研制经验表明，一般情况下，众多的结构可靠性评估续计变量中，以在规定时间内达到的点火压强为最佳统计变量。

3.1.2燃烧室

燃烧室是燃料与空气混合并进行燃烧的地方，燃烧室工作的好坏直接影响 发动机的性能，并关系到发动机的安全可靠性。

3.1.3装药

一般选取受内压时的壳体应力为统计变量。发动机药柱分为自由装填式和壳体粘接式两类。对于自由装填式药柱，强度是足够的，通常不需要进行结构完整性分析。对于壳体粘接式药柱，特别是内孔形状复杂的药柱，通常存在较严重的药柱强度问题，因为药柱从制造到使用的过程中，其内部会产生各种机械应力。

药柱失效的基本故障或基本机理，决定最终结果造成气

航空发动机燃烧室机匣的组成及选材分析

3.1航空发动机的基本组成

发动机是飞机的“心脏”，是推动飞机和整个航空工业蓬勃发展的源动力，20世纪下半叶世界航空动力呈加速发展态势，21世纪航空动力面临新的机遇，它将以更快的速度向前发展，并促使飞机和航空工业出现新的飞跃。一般而言发动机由点火装置、燃烧室、装药和喷管四部分组成。

3.1.1点火装置

发动机点火装置工作的基本要求是: 能保证主装药准确、可靠地点燃、点火延迟时间要短。它的基本失效模式有发火失效和对发动机点火失效两种。以往的型号研制经验表明，一般情况下，众多的结构可靠性评估续计变量中，以在规定时间内达到的点火压强为最佳统计变量。

3.1.2燃烧室

燃烧室是燃料与空气混合并进行燃烧的地方，燃烧室工作的好坏直接影响 发动机的性能，并关系到发动机的安全可靠性。

3.1.3装药

一般选取受内压时的壳体应力为统计变量。发动机药柱分为自由装填式和壳体粘接式两类。对于自由装填式药柱，强度是足够的，通常不需要进行结构完整性分析。对于壳体粘接式药柱，特别是内孔形状复杂的药柱，通常存在较严重的药柱强度问题，因为药柱从制造到使用的过程中，其内部会产生各种机械应力。

药柱失效的基本故障或基本机理，决定最终结果造成气

为了研究冲压发动机燃烧室的热防护性能,用类比法计算了整体式固体火箭冲压发动机燃烧室壁面的烧蚀,其中考虑了热解气流对烧蚀的影响,并将国外有关固体火箭发动机喷管烧蚀计算时所用经验参数(指前因子)通过换算转换到冲压发动机燃烧室烧蚀计算中,计算结果符合物理规律,并与试验结果符合较好,该项研究为冲压发动机燃烧室热防护层的设计提供了有效的分析手段。

维普资讯

20 0 2年 1 0月

推进技术J RN F P/ U I N I C OL Y OU AL O I OP O ' HN OG E

0c . 0 2 t2 0 Vo . 3 No. 12 5

第2 3卷第 5期

固体火箭冲压发动机燃烧室热防护层烧蚀计算孙冰。刘小勇，,林小树，蔡国飙。( .京航空航天大学宇航学院，北京 10 8;2航天科工集团公司 3所，北京 10 7 ) 1北 003 . 1 0 0 4

摘要：为 r研究冲压发动机燃烧室的热防护性能，

类比法计算了整体式固体火箭冲压发动机燃烧室壁面

的烧蚀，其中考虑了热解气流对烧蚀的影响，并将国外有关固体火箭发动机喷管烧蚀计算时所用经验参数 (前因指子 )通过换算转换到冲压发动机燃烧室烧蚀计算中。计算结果符合物理规律，并与试验结果符合较好。该项研究

摘 要

摘 要

本次设计中，主要考虑了单边依赖热应力的强度，并且用一个拥有随应力幅度变化而变化的条件概率均值函数的离散随机变量来表示热应力依赖强度，然后用拉格朗日因子多项式法来建立了一个热应力依赖强度的应力-强度干涉模型。在该模型中，强度概率均值函数集服从威布尔多项式分布，而应力概率均值函数集则是正态多项式分布。

论文中选择马氏体不锈钢作为燃烧室机匣的材料，并利用应力-强度干涉模型对航空发动机燃烧室机匣进行可靠性分析。通过可靠性计算可知，不锈钢材料2Cr13、3Cr13和4Cr13的可靠度分别高达0.9899、0.9917及0.9936，从而验证了所建立的SSI模型的正确性和有效性。

关键字：热应力依赖强度；应力-强度干涉模型；拉格朗日因子多项式；燃

烧室机匣；结构可靠性

I

ABSTRACT

ABSTRACT

In this paper, we mainly consider the unilateral dependency of strength on thermal stress. And the thermal stress-dependent strength is represented by a discrete rando

摘 要

摘 要

本次设计中，主要考虑了单边依赖热应力的强度，并且用一个拥有随应力幅度变化而变化的条件概率均值函数的离散随机变量来表示热应力依赖强度，然后用拉格朗日因子多项式法来建立了一个热应力依赖强度的应力-强度干涉模型。在该模型中，强度概率均值函数集服从威布尔多项式分布，而应力概率均值函数集则是正态多项式分布。

论文中选择马氏体不锈钢作为燃烧室机匣的材料，并利用应力-强度干涉模型对航空发动机燃烧室机匣进行可靠性分析。通过可靠性计算可知，不锈钢材料2Cr13、3Cr13和4Cr13的可靠度分别高达0.9899、0.9917及0.9936，从而验证了所建立的SSI模型的正确性和有效性。

关键字：热应力依赖强度；应力-强度干涉模型；拉格朗日因子多项式；燃

烧室机匣；结构可靠性

I

ABSTRACT

ABSTRACT

In this paper, we mainly consider the unilateral dependency of strength on thermal stress. And the thermal stress-dependent strength is represented by a discrete rando