CN107122537A - 一种加力燃烧室总余气系数设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种加力燃烧室总余气系数设计方法，首先根据加力燃烧室进口的来流参数以及火焰稳定器槽宽定义加力稳定性参数S；接着绘制稳定性参数S与加力燃烧室总余气系数α关系曲线；最后根据飞行包线内的各个状态点的高度H和马赫数M，确定各个状态点的稳定性参数S，将稳定性参数S数值相同点相连得到等S线，进而确定各个状态点选取的加力燃烧室总余气系数α。本发明所提供的设计方法，采用加力稳定性参数S来修正加力燃烧室总余气系数α，相比现有技术方案中采用发动机进口总温T₁来修正加力燃烧室总余气系数α，更加准确，更能充分发挥发动机的潜力，也更能降低燃烧不稳定的风险。

Description

一种加力燃烧室总余气系数设计方法

技术领域

本发明属于航空发动机加力燃烧室领域，特别涉及加力燃烧室燃油控制规律设计技术，具体涉及一种加力燃烧室总余气系数设计方法。

背景技术

加力状态为保证航空发动机有最大推力，需把所有进入加力燃烧室的氧气和加力燃油同时烧尽，为此理论上当加力燃烧室总余气系数α为1时，加力燃烧室作用是最大的，这种控制规律可以发挥发动机潜力，保证在任何飞行条件下得到最大可能的加力推力。

然而在飞机飞行包线的部分区域，如飞行包线左上角的高空小表速区域，加力燃烧室进口的气流温度和压力均较低，燃烧条件比较恶劣，总余气系数α接近1时常常会产生不稳定燃烧现象，该现象破坏作用极大。为了保证飞行安全，设计时一般将燃烧条件较差的区域的加力燃烧室总余气系数α设置为大于1的数值，即在此区域加力燃烧室贫油燃烧。

为此准确的划定燃烧条件优劣的包线区域，并相应匹配能够稳定燃烧的总余气系数α，以保证加力燃烧室在保证飞行安全的的前提下，充分发挥发动机潜力，具有重要的意义。

现有加力燃油控制规律一般采取根据发动机进口总温T₁修正加力燃烧室总余气系数α的方法，即采用发动机进口总温T₁对飞行包线进行区域划分，来表征加力燃烧室进口稳定燃烧条件的优劣，并对不同区域设计不同的总余气系数α。

如图1所示为发动机进口总温T₁与加力燃烧室总余气系数α的关系。当发动机进口总温T₁大于某一温度值(图1中300K)时，总余气系数α的值取为1，当发动机进口总温T₁小于某一温度值(图1中300K)时，随着温度的降低，总余气系数α数值逐渐增大，即加力燃烧室向着逐渐贫油燃烧的方向设计。

发动机进口总温T₁为整机参数，通过其对飞行包线进行区域划分，来表征加力燃烧室进口稳定燃烧条件的优劣，代表性不够准确。因为对应相同的进口总温T₁，发动机所处的高度和马赫数可以有很多种组合，对加力燃烧室而言就是加力燃烧室的工况，落实在具体参数上就是加力燃烧室进口气流的温度、压力、速度及流量等气动参数均可以有很多种不同的组合。而加力燃烧室进口气流的各项气动参数组合才真正决定稳定燃烧条件的优劣，才是决定加力燃烧室总余气系数α具体数值大小的因素。

图2为某发动机飞行包线上发动机进口总温T₁的分布规律曲线。由图可见，同一飞行高度H时，随着飞行马赫数M的增大，T₁数值增加。但对应同一条等温线，在11km高度以上的曲线规律性与低空变化较大。具体为，对应同一飞行马赫数M，随着飞行高度H的增加，发动机进口总温T₁逐渐降低，但是当飞行高度大于11km时，发动机进口总温T₁将保持为一固定数值不变，而实际上发动机参数随着高度增加有所改变，加力进口条件已经产生了变化。

T1等温线在飞行包线内的分布规律可以解释为：

在标准大气条件下，大气温度T₀与高度H之间存在如下的关系：

H≤11km时，T₀＝288.15-6.5×H

H＞11km时，T₀＝216.5

其中，大气温度T₀单位为K，高度H单位为km，

而发动机进口总温T₁与飞行马赫数M和大气温度T₀之间存在如下关系：

因此对应飞行包线上某个点的高度H和马赫数M，即可根据上述公式确定此点的温度T₁，然后将温度相同点连线即得到等温线，即图2所示。

因此，T₁等温线将飞行包线分割成从左上角到右下角的各个区域，加力燃烧室总余气系数α也随着T₁等温线所划分的区域从左上角到右下角逐渐减少，逐渐接近1，但该方法并不能真实地表征加力进口条件。

发明内容

本发明的目的在于针对现有技术中采用发动机进口总温T₁为整机参数，通过其对飞行包线进行区域划分，来表征加力燃烧室进口稳定燃烧条件的优劣，代表性不够准确的缺点，提出了一种通过加力稳定性参数S来修正加力燃烧室总余气系数α的设计方法，进而能够准确的划定燃烧条件优劣的包线区域，并相应匹配以能够稳定燃烧的总余气系数α，确保加力燃烧室在保证飞行安全的前提下充分发挥发动机潜力。

本发明的目的通过如下技术方案实现：一种加力燃烧室总余气系数设计方法，包括如下步骤，

步骤一：根据加力燃烧室进口的来流参数以及火焰稳定器槽宽定义稳定性参数S；

步骤二：绘制稳定性参数S与加力燃烧室总余气系数α关系曲线；

步骤三：根据飞行包线内的各个状态点的高度H和马赫数M，确定各个状态点的稳定性参数S，将稳定性参数S数值相同点相连得到等S线，进而确定各个状态点选取的加力燃烧室总余气系数α。

优选地是，所述来流参数包括来流压力、来流温度以及来流速度，所述来流压力、所述来流温度、所述来流速度以及所述火焰稳定器槽宽的组合公式表征加力燃烧室的稳定性，该组合公式为稳定性参数S，

组合公式：其中P₁为来流压力，W为火焰稳定器槽宽，T₁为来流温度，V₁为来流速度。

优选地是，所述稳定性参数S与所述加力燃烧室总余气系数α通过如下关系式绘制两者关系曲线：

本发明所提供的一种加力燃烧室总余气系数设计方法的有益效果在于,采用加力稳定性参数S来修正加力燃烧室总余气系数α，相比现有技术方案中采用发动机进口总温T₁来修正加力燃烧室总余气系数α，更加准确，更能充分发挥发动机的潜力，也更能降低燃烧不稳定的风险。

附图说明

图1为现有方案中发动机进口总温T₁与加力燃烧室总余气系数α的关系图；

图2为现有方案中发动机进口总温T₁在飞行包线上的分布规律图；

图3为本发明中加力稳定性参数S与加力燃烧室总余气系数α的关系图；

图4为本发明中加力稳定性参数S在飞行包线上的分布规律图；

图5为现有方案中发动机进口总温T₁与本发明中加力稳定性参数S在飞行包线上的对比示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

下面结合附图对本发明的加力燃烧室总余气系数设计方法做进一步详细说明。

一种加力燃烧室总余气系数设计方法，通过如下步骤实施，

步骤一：根据加力燃烧室进口的来流参数以及火焰稳定器槽宽定义加力稳定性参数S。

加力燃烧室是依靠火焰稳定器来组织燃烧的，其原理是在火焰稳定器后方产生一个大回流区，回流区内的高温燃气作为点火源点燃新鲜的油气混合物。火焰稳定器最重要的性能指标就是熄火边界，熄火边界的试验结果一般都是用余气系数或油气比随来流参数的变化来表征。来流参数包括来流压力、来流温度以及来流速度，从理论分析及稳定器试验研究可知，来流压力及来流温度对稳定性起相同的正相关作用，即来流压力越高，来流温度越高，其稳定边界越宽，来流速度对稳定性的影响是负相关的，即来流速度越高，稳定边界就越窄，同时稳定性还与火焰稳定器槽宽等参数相关。因此在加力燃烧室设计领域，用一个包含来流温度、来流压力、来流速度和火焰稳定器槽宽等参数的组合公式来表征加力燃烧室的稳定性，该公式称为稳定性参数S。组合公式为：其中P₁为来流压力，W为火焰稳定器槽宽，T₁为来流温度，V₁为来流速度。S数值越大表示稳定性越好，稳定燃烧范围越宽，能够稳定燃烧的总余气系数α越小。

步骤二：绘制稳定性参数S与加力燃烧室总余气系数α关系曲线。

在实际设计过程中，在稳定性参数S较小的情况下，设置较大的余气系数来保证燃烧稳定性，在稳定性参数S较大的情况下，将余气系数设置为接近1。

如图3所示，具体稳定性参数S与加力燃烧室总余气系数α通过如下关系式绘制两者关系曲线：

可见当发动机加力燃烧室稳定性参数S大于某一数值(图3中S＝13)时，总余气系数α的值取为1，当发动机加力燃烧室稳定性参数S小于某一数值(图3中S＝13)时，随着S的减少，总余气系数α数值逐渐增大，即加力燃烧室向着逐渐贫油燃烧的方向设计。

步骤三：根据飞行包线内的各个状态点的高度H和马赫数M，确定各个状态点的稳定性参数S，将稳定性参数S数值相同点相连得到等S线，进而确定各个状态点选取的加力燃烧室总余气系数α。

如图4所示，在航空发动机的设计过程中，会根据各个部件的特性，对每个飞行高度H和马赫数M的组合状态点进行气动计算。通过计算即会得到飞行包线内各个状态点加力燃烧室进口的各种气动参数，其中就包括来流参数，同时结构参数也在设计过程中确定，即可确定火焰稳定器槽宽。再根据加力燃烧室稳定性参数S的计算方法(即步骤一中的组合公式)进行计算，就得到了飞行包线内各个状态点加力燃烧室稳定性参数S的具体数值。

因此对应飞行包线上某个状态点的高度H和马赫数M，即可根据上述方法确定此状态点稳定性参数S数值，然后将稳定性参数S数值相同点连线就得到了等S线。

下面结合图5对比说明T₁等温线和加力稳定性参数等S线对飞行包线所划分区域的不同。

以T₁＝240K的等温线(即A折线)为例，其从飞行高度由低到高跨越了稳定性参数S＝5的等S线，如果按照现有的技术方案，加力燃烧室的总余气系数α取最保守的相同的设计值，以保证稳定燃烧。但是从加力燃烧室燃烧稳定性的角度考虑，其大于S＝5的区域可以设计成略小的总余气系数α数值，因此本发明提供的方法更能充分发挥发动机的潜力。

另外以T₁＝340K的等温线(即I折线)为例，其从飞行高度由低到高跨越了稳定性参数分别为S＝25，S＝20，S＝15，S＝10和S＝5的一共5条等S线，如果按照现有的技术方案，加力燃烧室的总余气系数α是相同值，但是从加力燃烧室燃烧稳定性的角度考虑，随着稳定性参数S的逐渐减小，采用相同的总余气系数α会有不稳定燃烧的风险，应采取总余气系数α数值逐渐大于1，即逐渐向着贫油燃烧的方向设计。因此本发明提供的方法更能降低不稳定燃烧的风险。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (3)

1.一种加力燃烧室总余气系数设计方法，其特征在于，包括如下步骤，

步骤一：根据加力燃烧室进口的来流参数以及火焰稳定器槽宽定义加力稳定性参数S；

步骤二：绘制稳定性参数S与加力燃烧室总余气系数α关系曲线；

步骤三：根据飞行包线内的各个状态点的高度H和马赫数M，确定各个状态点的稳定性参数S，将稳定性参数S数值相同点相连得到等S线，进而确定各个状态点选取的加力燃烧室总余气系数α。

2.根据权利要求1所述的加力燃烧室总余气系数设计方法，其特征在于，所述来流参数包括来流压力、来流温度以及来流速度，所述来流压力、所述来流温度、所述来流速度以及所述火焰稳定器槽宽的组

合公式表征加力燃烧室的稳定性，该组合公式为稳定性参数S，

组合公式：其中P₁为来流压力，W为火焰稳定器槽宽，T₁为来流温度，V₁为来流速度。

3.根据权利要求1所述的加力燃烧室总余气系数设计方法，其特征在于，所述稳定性参数S与所述加力燃烧室总余气系数α通过如下关系式绘制两者关系曲线：

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