文献类型：期刊文章

作　　者：高贤智[1] 李锋[2] 郭大鹏[2]

机构地区：[1]上海电气燃气轮机有限公司研发部,上海200240 [2]北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100191

出　　处：《航空发动机》

基　　金：国家自然科学基金(50476005)资助

年　　份：2015

卷　　号：41

期　　号：1

起止页码：9-15

语　　种：中文

收录情况：IC、ZGKJHX、普通刊

摘　　要：针对航空发动机高推重比、高温升的需求,提出1种中心分级旋流燃烧室的设计方案。在保证与现有单环腔燃烧室(SAC)进出口尺寸、机匣尺寸限制不变的情况下,对设计模型进行了3维数值模拟,并与现有的单环腔燃烧室数值模拟结果及试验结果进行了对比分析。研究结果表明:设计油气比为0.045时,设计中心分级燃烧室温升可达1356 K,出口温度分布可达0.137,出口径向温度分布可达0.096;此外,与SAC相比,中心分级燃烧室可获得更低的总压损失,更低的出口温度分布系数以及高工况下可获得更高的燃烧效率;污染排放性能表明,中心分级燃烧室在慢车点CO排放比SAC的稍高,在设计点NOx排放按g/kg燃油计比SAC的低。

关 键 词：超高温升  中心分级燃烧室  单环腔燃烧室  出口温度分布  航空发动机

分 类 号：V231.1]