本文针对中小缸径直喷式发动机结构上的特点,介绍了燃烧室中油线网布置的一般原则和具体方法,以及有关计算。

提出了一种"多造型函数组合"的燃烧室过渡段气动造型设计方法,包括设计原则、技术路线以及坐标系设置、进出口轮廓线离散化等设计步骤,并给出了中心线为SS形、SU形和凹形3种典型气动造型的设计示例。对于出口环扇形圆角半径较小和圆心角较大的2种特殊情况,给出了改进的设计方法和设计示例。结果表明:所提方法可便捷地设计出从进口圆形平滑过渡到出口环扇形的多种几何形状,适用于范围较广的气动造型设计,可作为燃烧室过渡段设计的重要手段。

在燃烧室的空间和质量有限的情况下，为达到更好的声抑制效果，该文提出了将单层微穿孔板一分为二，采用与单层结构具有相同穿孔率、穿孔半径、质量及占用空间的双层串联微穿孔板结构。通过声一电类比法推导了温度变化条件下双层串联微穿孔板结构吸声系数的计算公式，并与单层结构的吸声特性进行了对比仿真分析，最后得出将单层结构一分为二，采用双层串联结构具有更宽的吸声频带，在高温条件下，其吸声效果更好。

针对L形声学谐振器进行了理论分析和实验研究。在经过适当修正后，可以将其简化为1／4波管处理，考虑L形谐振器几何特点及管口辐射阻抗的修正，给出了求声腔共振频率的近似公式，通过实验验证了理论公式的有效性。只要合理选择声学谐振器的类型和尺寸，即可达到十分理想的效果。该理论与实验结果符合得很好。要综合考虑系统的吸声系数和带宽的影响，这种声学谐振器的个数存在优化的选择。同时考察了声学谐振器个数对系统吸声系数峰值及品质因数的影响。

航空发动机燃烧室涉及旋流、雾化蒸发、掺混、化学反应、湍流与火焰相互作用等多尺度强耦合物理化学过程,相关的高精度建模和数值模拟面临极大的挑战。超大涡模拟是近些年发展的兼顾计算精度、计算效率和强鲁棒性的数值模拟新方法,具备试验室尺度和复杂工程应用场景下湍流流动与燃烧仿真能力。针对航空发动机燃烧室相关流动与燃烧基本特征,阐述了超大涡模拟的理论方法及特点,从旋流流动、湍流燃烧、液雾雾化、碳烟生成、燃烧不稳定等典型多物理过程,以及双旋流模型燃烧室和高温升燃烧室气动性能集成仿真等方面介绍了超大涡模拟的研究进展,对涉及的物理机制进行了分析,为超大涡模拟在航空发动机燃烧室中规模化工程应用提供了坚实支撑。超大涡模拟在较低的计算资源消耗下具备与传统大涡模拟相当的计算精度,是一种经济可承受...

针对废气涡轮增压器新品在可靠性考核试验过程中，其试验台架燃烧室频频出现积碳，导致喷油嘴堵塞熄火或增压器积碳而被迫停机等现象，从燃烧室的燃烧原理出发，对燃烧室的局部结构进行了改进。在后续增压器新品考核时间里，没有出现一次积碳故障停机，大大保证了增压器考核实效。

燃料喷嘴双级径向旋流器在燃烧室内形成稳定的回流漩涡结构,有助于燃烧室火焰稳定和提高燃烧效率。文中建立了计算模型,利用CFX软件进行燃烧室的燃烧模拟,研究了燃烧室中流场分布、NO含量分布、温度场分布、燃料分布。模拟计算表明,此燃烧室具有较好的气动特性、稳燃性能与冷却性能,能够在额定工况下长时间稳定工作。

燃机的燃烧室由多个环形薄壁件搭接而成,为了实现有效搭接,每个环形薄壁件都设计成阶梯锥状,同时为了满足高温的使用工况,该薄壁件材质均由高温合金材料构成,因为火焰筒数量众多,该薄壁件的数量也随之增加,这些因素直接导致了其加工成型的难度加大。文中提供了一种挤压成型模具,可有效解决这种薄壁件产品的批量制备问题。

对公开发表的用于超声速燃烧流场分析的几种一维模型进行了研究,指出了其中存在的问题.研究结果表明:基于实验静压数据的一维模型,若不借助必要的流场测量数据或分析结果,或借助于经验性的处理方法,单靠一维假设,无法获得较为完整的一维流场分析结果.改进后的一维模型降低了数据处理过程中的不确定性,提高了对一般情况的适应能力.用编制的计算程序SSC-2对两组典型的超燃燃烧室壁面静压实验数据进行了演算,取得了燃烧室出口总压恢复系数的计算值与测量值基本一致的好结果.

本文对热气机喷油头的内部流场进行了数值模拟与研究,根据数值研究的结果与实际工程的需要,对喷油头内部旋流体柱塞的几何形状进行了优化改进.经实际使用,达到了预期的效果.