CN110489863A - 航空发动机主燃烧室出口温度场指标的确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航空发动机主燃烧室出口温度场指标的确定方法，包括以下步骤：1)确定发动机要求的燃烧室出口总的温度分布指数，2)确定燃烧室部件模拟试验状态下的燃烧室总的出口温度分布指数与燃烧室在发动机上出口总的温度分布指数之间的关系，3)确定燃烧室部件模拟试验状态下的燃烧室出口径向温度分布指数与燃烧室在发动机上出口径向温度分布指数之间的关系，本发明专利给出了合理的航空发动机燃烧室出口温度场指标的确定方法，对发动机设计具有实际意义，避免了对燃烧室出口温度场指标给定的盲目性和随意性，满足发动机的使用寿命要求又为燃烧室设计提供方便。

Description

航空发动机主燃烧室出口温度场指标的确定方法

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其是涉及航空发动机主燃烧室出口温度场指标的确定方法。

背景技术

航空发动机燃烧室出口温度场是燃烧室主要性能指标之一，燃烧室出口的温度分布品质直接影响涡轮的安全工作和使用寿命。为此，给定一个合理的燃烧室出口温度场设计指标显得十分重要。所谓合理的温度场指标是，既能满足发动机的使用寿命要求又为燃烧室设计提供方便。

在以往的发动机设计中对燃烧室出口温度场设计指标的确定，普遍存在随意性和盲目性。其一，不按照发动机实际使用的材料和涡轮的实际冷却效果随意给定燃烧室出口温度场设计指标；其二，由于设计经验的不足，不掌握燃烧室在发动机上的温度场和在试验台上的温度场的差别，误认为燃烧室在发动机上和在燃烧室模拟试验台上的出口温度分布是相同的。其结果会出现涡轮叶片的严重烧蚀，严重影响发动机的正常研制进程。这样的教训十分惨痛。

如果温度场指标定的过严会给燃烧室的设计和调试带来不必要的困难；如果温度场指标定的过松会烧毁涡轮叶片。所以，给出一个合理的温度场指标显得十分必要。

发明内容

有鉴于此，本发明旨在提出一种合理的航空发动机主燃烧室出口温度场指标的确定方法，以满足发动机的使用寿命要求又为燃烧室设计提供方便，保证涡轮的安全工作和使用寿命。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种航空发动机主燃烧室出口温度场指标的确定方法，包括以下步骤：

1)确定发动机要求的燃烧室出口总的温度分布指数(OTDF_发动机)，

OTDF_发动机＝(T_4MAX—T_4平均)/燃烧室的温升，

其中，T_4MAX为燃烧室出口的最高燃气温度，即燃烧室出口的热点，也是涡轮导向叶片允许的最高温度，

T_4平均为燃烧室出口平均燃气温度，

T_4MAX＝涡轮一级导向叶片材料的初熔温度-安全裕度+叶片冷却后降低的温度；

2)确定燃烧室部件模拟试验状态下的燃烧室总的出口温度分布指数(OTDF_试验台)与燃烧室在发动机上出口总的温度分布指数(OTDF_发动机)之间的关系，

OTDF_试验台＝OTDF_发动机/K，

其中，K＝1.4～1.8；

3)确定燃烧室部件模拟试验状态下的燃烧室出口径向温度分布指数(RTDF_试验台)与燃烧室在发动机上出口径向温度分布指数(RTDF_发动机)之间的关系，

RTDF_试验台＝RTDF_发动机/N，

其中，N＝1.1～1.5。

进一步的，所述步骤1)中，所述安全裕度为150℃，所述叶片冷却后降低的温度为500℃。

进一步的，所述步骤2)中，采用离心喷嘴时K取最大值，采用气动雾化喷嘴时K取最小值。

进一步的，所述步骤3)中，所述RTDF_试验台＝0.08，最高温度位于叶片2/3高度上。。

相对于现有技术，本发明所述的航空发动机主燃烧室出口温度场指标的确定方法具有以下优势：

本发明专利给出了合理的航空发动机燃烧室出口温度场指标的确定方法，其中包括如何给定发动机要求的燃烧室出口温度场指标，总的温度分布指数OTDF和径向温度分布指数RTDF，以及如何正确给定燃烧室部件模拟试验状态下的出口温度场指标，这将对发动机设计具有实际意义，避免了对燃烧室出口温度场指标给定的盲目性和随意性，满足发动机的使用寿命要求又为燃烧室设计提供方便。

具体实施方式

一种航空发动机主燃烧室出口温度场指标的确定方法，包括以下步骤：

1)燃烧室在发动机上的出口总温度分布指数的确定：

①根据涡轮叶片的材料和涡轮冷却效果确定涡轮叶片允许的最高温度T_4MAX，

T_4MAX＝叶片材料的初熔温度-安全裕度+叶片冷却降低的温度，

其中，安全裕度推荐为150℃，

②确定发动机上燃烧室出口的总温度分布指数OTDF_发动机，

OTDF_发动机＝(T_4MAX—T_4平均)/燃烧室的温升，

其中，T_4平均为燃烧室出口燃气平均温度，

燃烧室的温升为燃烧室出口燃气温度与进口空气温度之差，

涡轮叶片材料的初熔温度为1340℃，涡轮叶片的冷却使叶片温度降低500℃，则涡轮叶片的最高温度为，

T_4MAX＝1340℃-150℃+500℃＝1690℃＝1963K

取燃烧室的温升为800K，涡轮前温度取1750K，则燃烧室在发动机上的温度场指标OTDF_发动机为：OTDF_发动机＝(1963K-1750K)/800K＝0.27，

2)燃烧室在模拟试验台上的出口总温度分布指数(OTDF_试验台)的确定，

燃烧室在发动机上的温度场和在试验台上的温度场是有差别的，而且这种差别是很大的，引起差别的原因如下：

①进口流场存在差别：在部件试验台上，燃烧室进口速度的径向分布与发动机的分布有所不同；在发动机上，燃烧室进口存在着周向环流，而在试验台上没有周向环流，

②发动机流道内障碍物的影响存在差别：发动机流道内障碍物(支板、管路、点火器、传焰管等)在试验台上难以模拟真实情况，

③涡轮引气存在差别：涡轮冷却用的空气是从燃烧室内外环腔引出的，由于燃烧室试验台上引气位置和内外环腔引气比例与发动机有所差别，因此造成火焰筒进气规律的不同，进而影响了燃烧室出口温度场品质，

④供油状态的不同：当燃烧室试验采用降压模拟方法时，空气流量随压力的降低而减少，为了保证油气比与发动机相同，则燃油流量也相应减少，然而由于燃油喷嘴的几何尺寸受加工工艺的限制而不能减小，因此在试验台上的喷嘴供油压力要比发动机低的很多，使喷雾状态比发动机差的很多，直接影响着温度场，

根据经验得到燃烧室出口总温度分布指数在模拟试验台上和在发动机上的差别如下：

OTDF_试验台＝OTDF_发动机/K，

其中，K＝1.4～1.8，采用离心喷嘴时取最大值，采用气动雾化喷嘴时取最小值，

发动机上燃烧室出口OTDF_发动机为0.27时，按照燃烧室出口温度场指标在模拟试验台上和在发动机上的差别，可得到燃烧室在模拟试验台上的出口总温度分布指数为：

OTDF_试验台＝OTDF_发动机/K＝0.19～0.15

3)燃烧室在模拟试验台上的出口径向温度分布指数(RTDF_试验台)的确定，

按照实际经验，燃烧室在模拟试验台上的出口径向温度分布指数取为：

RTDF_试验台＝0.08，

最高温度位于叶片2/3高度上；

4)燃烧室在发动机上的出口径向温度分布指数的确定，

根据经验，按照燃烧室出口径向温度分布指数在模拟试验台上的数据(RTDF_试验台)和在发动机上的数据(RTDF_发动机)之间的差别，可得到发动机上燃烧室出口径向温度分布指数，

RTDF_发动机＝N×RTDF_试验台，

其中，N＝1.1～1.5。

本发明给出合理的航空发动机燃烧室出口温度场指标的确定方法，包括如何给定发动机要求的燃烧室出口温度场指标，总的温度分布指数OTDF和径向温度分布指数RTDF，以及如何正确给定燃烧室部件模拟试验状态下的出口温度场指标，这将对发动机设计具有实际意义，避免了对燃烧室出口温度场指标给定的盲目性和随意性。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种航空发动机主燃烧室出口温度场指标的确定方法，其特征在于：包括以下步骤：

1)确定发动机要求的燃烧室出口总的温度分布指数OTDF_发动机，

OTDF_发动机＝(T_4MAX-T_4平均)/燃烧室的温升，

其中，T_4MAX为燃烧室出口的最高燃气温度，即燃烧室出口的热点，也是涡轮导向叶片允许的最高温度，

T_4平均为燃烧室出口平均燃气温度，

T_4MAX＝涡轮一级导向叶片材料的初熔温度-安全裕度+叶片冷却后降低的温度；

2)确定燃烧室部件模拟试验状态下的燃烧室总的出口温度分布指数(OTDF_试验台)与燃烧室在发动机上出口总的温度分布指数(OTDF_发动机)之间的关系，

OTDF_试验台＝OTDF_发动机/K，

其中，K＝1.4～1.8；

3)确定燃烧室部件模拟试验状态下的燃烧室出口径向温度分布指数(RTDF_试验台)与燃烧室在发动机上出口径向温度分布指数(RTDF_发动机)之间的关系，

RTDF_试验台＝RTDF_发动机/N，

其中，N＝1.1～1.5。

2.根据权利要求1所述的航空发动机主燃烧室出口温度场指标的确定方法，其特征在于：所述步骤1)中，所述安全裕度为150℃，所述叶片冷却后降低的温度为500℃。

3.根据权利要求1所述的航空发动机主燃烧室出口温度场指标的确定方法，其特征在于：所述步骤2)中，采用离心喷嘴时K取最大值，采用气动雾化喷嘴时K取最小值。

4.根据权利要求1所述的航空发动机主燃烧室出口温度场指标的确定方法，其特征在于：所述步骤3)中，所述RTDF_试验台＝0.08，最高温度位于叶片2/3高度上。