CN113202633A - 一种小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法 - Google Patents

一种小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113202633A
CN113202633A CN202110468120.4A CN202110468120A CN113202633A CN 113202633 A CN113202633 A CN 113202633A CN 202110468120 A CN202110468120 A CN 202110468120A CN 113202633 A CN113202633 A CN 113202633A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fuel
amount
oil
determining
oil supply
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202110468120.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113202633B (zh
Inventor
姜雨
徐兴平
游庆江
陈砥
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN202110468120.4A priority Critical patent/CN113202633B/zh
Publication of CN113202633A publication Critical patent/CN113202633A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113202633B publication Critical patent/CN113202633B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

本申请属于发动机控制技术领域，涉及一种小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法，用于确定加力燃烧的内涵及外涵的供油量，所述方法包括：步骤S1、确定点火区的供油量；步骤S2、确定外涵气体进入内涵进行掺混的掺混系数；步骤S3、根据所述掺混系数确定进入内涵的氧气量；步骤S4、计算与所述氧气量相当的供油量，抛去所述点火区在内涵部分消耗的油量后，确定加力燃烧的内涵的第一燃油量；步骤S5、根据总供油量、所述第一燃油量、所述点火区的供油量确定加力燃烧的外涵的第二燃油量。本申请能有效提高加力燃烧室内涵区氧气的利用率，并降低近壁面的热负荷，提高小涵道比发动机加力燃烧室的工作可靠性。

Description

一种小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法
技术领域
本申请属于发动机控制技术领域，特别涉及一种小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法。
背景技术
军用航空发动机为了追求更高的推力性能(单位空气流量产生的推力)，普遍采用小涵道比加力式涡扇发动机。配装此类发动机的加力燃烧室为了缩短长度、减轻重量，通常采用混合扩压与喷油稳定一体化设计。流阻损失小、燃烧效率高是对先进发动机加力燃烧室的基本要求，而精细设计的供油规律是加力燃烧室效率的保障，国内对一体化式加力燃烧室供油规律设计的研究尚少。
对于传统大涵道比加力燃烧室而言，通常是按照加力燃烧室整个燃烧区域的氧气分布来分配加力燃油，即追求整个加力燃烧室内“油气均匀分布”。这种简单通过气量(可燃氧气量)来分配油量(加力燃油)的方法，对于加力效率要求相对较低、外涵气流路简单、且冷却和性能之间矛盾并不突出的大涵道比加力燃烧室基本适用，但是对于小涵道比加力燃烧室适用程度较差。因为发动机总余气系数减小，能用于冷却的气量有限，对加力效率的要求却提高，所以整个加力燃烧室的热负荷增大。此时若再按照整个加力燃烧室内油气均匀分布的原则分配加力燃油则会造成内涵区氧气燃烧不完全而外涵区热负荷过大的问题。
发明内容
为了解决上述技术问题，本申请提供了一种小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法，其设计原则是将内涵区的氧气全部消耗，即尽可能多的加力油在内涵区参与燃烧，在保证内涵区加力效率的同时降低近壁面热负荷。
本申请小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法主要包括：
步骤S1、确定点火区的供油量；
步骤S2、确定外涵气体进入内涵进行掺混的掺混系数；
步骤S3、根据所述掺混系数确定进入内涵的氧气量；
步骤S4、计算与所述氧气量相当的供油量，抛去所述点火区在内涵部分消耗的油量后，确定加力燃烧的内涵的第一燃油量；
步骤S5、根据总供油量、所述第一燃油量、所述点火区的供油量确定加力燃烧的外涵的第二燃油量。
优选的是，步骤S1中，根据点火区的供油函数确定所述点火区的供油量。
优选的是，步骤S2中，通过对包线内多个状态点的试验数据，确定外涵气体向内涵燃烧区扩散、掺混程度的掺混系数。
优选的是，所述掺混系数β为：β＝0.33*(1+(B/0.22-1)*0.45)，其中，B为发动机涵道比。
优选的是，步骤S3中，确定进入内涵的氧气量Wo-in为：
Wo-in＝Wg6*A％+Wa16*β*0.23；
其中，Wg6为内涵燃气质量流量；A％为内涵燃气中氧气质量分数；Wa16为外涵气质量流量，β为掺混系数。
优选的是，步骤S4中，确定加力燃烧的内涵的第一燃油量Wfin为：
Wfin＝η*(Wo-in/14.7)*3600-n*Wf1；
其中，η为考虑燃烧效率的修正系数，Wo-in为进入内涵的氧气量，Wf1为点火区的供油量，n为所述点火区在内涵部分消耗的油量比例。
优选的是，η为0.99，n为0.5。
优选的是，步骤S5中，所述第二燃油量为所述总供油量减去所述第一燃油量及所述点火区的供油量后剩余的油量。
优选的是，步骤S4及步骤S5中，分别计算多个状态点的第一燃油量及第二燃油量，进而分别拟合出加力燃烧的内涵及外涵的供油函数。
优选的是，进一步包括：
步骤S6、对包线内多个状态点进行油量校核，验算各所述状态点的总余气系数以及内涵区和外涵区的余气系数，确定是否在设定范围内。
本申请能有效提高加力燃烧室内涵区氧气的利用率，并降低近壁面的热负荷，提高小涵道比发动机加力燃烧室的工作可靠性。
本申请通过引入“掺混系数”可以更好地反映不同涵道比状态下外涵气参与内涵区燃烧的程度，改善实际发动机实际使用过程中的“油气匹配”，有效提高加力燃烧室供油规律的精细化设计水平。
附图说明
图1是本申请小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法的一优选实施例的流程图。
图2是本申请外涵气流路示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式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。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，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方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请提供了一种小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法，为了更充分的利用内涵区的氧气，并降低加力燃烧室的热负荷、提高工作可靠性，突破传统加力燃烧室“油气均匀分布”的设计思路，采用考虑“掺混系数”的“内涵等当量比”方法开展加力供油规律设计，具体过程如图1所示，包括以下步骤：
步骤S1、确定点火区的供油量；
步骤S2、确定外涵气体进入内涵进行掺混的掺混系数；
步骤S3、根据所述掺混系数确定进入内涵的氧气量；
步骤S4、计算与所述氧气量相当的供油量，抛去所述点火区在内涵部分消耗的油量后，确定加力燃烧的内涵的第一燃油量；
步骤S5、根据总供油量、所述第一燃油量、所述点火区的供油量确定加力燃烧的外涵的第二燃油量。
在步骤S1中，根据加力燃烧室主稳定器(点火区稳定器)的形式，确定飞行包线内点火区的油量Wf1，使点火油量既满足能够可靠点火、值班的条件，又能符合“软点火”的要求，并给出点火区的供油函数f1。
在一些可选实施方式中，步骤S2中，通过对包线内多个状态点的试验数据，确定外涵气体向内涵燃烧区扩散、掺混程度的掺混系数。
确定内涵区油量，最关键的环节就是准确的计算参与内涵区燃烧的氧气量。一体化加力燃烧室合流截面复杂，增加了外涵气参与内涵油燃烧情况的计算难度，参考图2，外涵气分为三部分：进入隔热屏通道的冷却气流a、稳定器与隔热屏之间的气流b、引入内涵冷却稳定器的气流c(如图1所示)。其中全部的气流c和一部分的气流b，也会支持“内涵油”燃烧，所以对该部分气量估算的准确程度直接影响加力燃烧室供油规律的优劣。
对于不同的飞行状态而言，a、b、c三股气流的比例也不尽相同，本发明根据试车/高空台试验数据，改进了数值仿真结果的处理方法，并修正数值计算的结果，以获得更接近实际情况的外涵气分配比例。通过对包线内众多典型状态点的分析研究，确定出能代表外涵空气向内涵燃烧区扩散、掺混程度的修正系数——“掺混系数”(β)，来表征参与内涵燃烧的外涵气比例，所述掺混系数β为：β＝0.33*(1+(B/0.22-1)*0.45)，其中，B为发动机涵道比。
在一些可选实施方式中，步骤S3中，确定进入内涵的氧气量Wo-in为：
Wo-in＝Wg6*A％+Wa16*β*0.23；
其中，Wg6为内涵燃气质量流量；A％为内涵燃气中氧气质量分数；Wa16为外涵气质量流量，β为掺混系数。
在一些可选实施方式中，步骤S4中，确定加力燃烧的内涵的第一燃油量Wfin为：
Wfin＝η*(Wo-in/14.7)*3600-n*Wf1；
其中，η为考虑燃烧效率的修正系数，Wo-in为进入内涵的氧气量，Wf1为点火区的供油量，n为所述点火区在内涵部分消耗的油量比例。
在一些可选实施方式中，η为0.99，n为0.5，需要说明的是，n取0.5是认为点火区加力油燃烧消耗的氧气外内涵各占一半，所以在上述公式中需要减掉点火区油量的二分之一，计算得出飞行包线内所有典型状态点的内涵区燃油量，并拟合出内涵区的供油函数fin。备选实施方式中，n也可以取其它值，或者通过试验确定点火区油量的消耗占比。
本发明中提出的这种将尽可能多的加力油供入内涵区参与燃烧的设计方法叫“内涵等当量比法”。
在一些可选实施方式中，步骤S5中，所述第二燃油量为所述总供油量减去所述第一燃油量及所述点火区的供油量后剩余的油量。
上述实施方式中，步骤S4一般通过计算多个典型状态点的第一燃油量，拟合出内涵的供油函数，而在步骤S5中，通过减法直接计算外涵的第二燃油量，备选实施方式中，外涵的第二燃油量也可以拟合出相应的函数，也即是分别计算出飞行包线内典型状态点的外涵油量，再拟合出供油函数fout。
在一些可选实施方式中，进一步包括：
步骤S6、在完成加力供油规律的设计后，对包线内各典型状态点进行油量校核。验算典型状态点的总余气系数以及内涵区和外涵区的余气系数，检查是否在合理范围内。并通过数值计算验证典型状态点加力燃烧室燃油浓度场分布及全加力状态的温度场、加力燃烧室出口温度等，确保浓度场分布合理，且能满足性能指标要求。
如出现不符合要求的情况，则可局部调整喷嘴布局或供油函数，以改善燃油分布、提高加力效率、提升加力温度。
本发明提出的“内涵等当量比”设计方法能有效提高加力燃烧室内涵区氧气的利用率，并降低近壁面的热负荷，提高小涵道比发动机加力燃烧室的工作可靠性。通过引入“掺混系数”可以更好地反映不同涵道比状态下外涵气参与内涵区燃烧的程度，改善实际发动机实际使用过程中的“油气匹配”，有效提高加力燃烧室供油规律的精细化设计水平。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法，用于确定加力燃烧的内涵及外涵的供油量，其特征在于，包括：
步骤S1、确定点火区的供油量；
步骤S2、确定外涵气体进入内涵进行掺混的掺混系数；
步骤S3、根据所述掺混系数确定进入内涵的氧气量；
步骤S4、计算与所述氧气量相当的供油量，抛去所述点火区在内涵部分消耗的油量后，确定加力燃烧的内涵的第一燃油量；
步骤S5、根据总供油量、所述第一燃油量、所述点火区的供油量确定加力燃烧的外涵的第二燃油量。
2.如权利要求1所述的小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，步骤S1中，根据点火区的供油函数确定所述点火区的供油量。
3.如权利要求1所述的小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，步骤S2中，通过对包线内多个状态点的试验数据，确定外涵气体向内涵燃烧区扩散、掺混程度的掺混系数。
4.如权利要求3所述的小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，所述掺混系数β为：β＝0.33*(1+(B/0.22-1)*0.45)，其中，B为发动机涵道比。
5.如权利要求1所述的小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，步骤S3中，确定进入内涵的氧气量Wo-in为：
Wo-in＝Wg6*A％+Wa16*β*0.23；
其中，Wg6为内涵燃气质量流量；A％为内涵燃气中氧气质量分数；Wa16为外涵气质量流量，β为掺混系数。
6.如权利要求1所述的小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，步骤S4中，确定加力燃烧的内涵的第一燃油量Wfin为：
Wfin＝η*(Wo-in/14.7)*3600-n*Wf1；
其中，η为考虑燃烧效率的修正系数，Wo-in为进入内涵的氧气量，Wf1为点火区的供油量，n为所述点火区在内涵部分消耗的油量比例。
7.如权利要求6所述的小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，η为0.99，n为0.5。
8.如权利要求1所述的小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，步骤S5中，所述第二燃油量为所述总供油量减去所述第一燃油量及所述点火区的供油量后剩余的油量。
9.如权利要求1所述的小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，步骤S4及步骤S5中，分别计算多个状态点的第一燃油量及第二燃油量，进而分别拟合出加力燃烧的内涵及外涵的供油函数。
10.如权利要求1所述的小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，进一步包括：
步骤S6、对包线内多个状态点进行油量校核，验算各所述状态点的总余气系数以及内涵区和外涵区的余气系数，确定是否在设定范围内。
CN202110468120.4A 2021-04-28 2021-04-28 一种小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法 Active CN113202633B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110468120.4A CN113202633B (zh) 2021-04-28 2021-04-28 一种小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110468120.4A CN113202633B (zh) 2021-04-28 2021-04-28 一种小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113202633A true CN113202633A (zh) 2021-08-03
CN113202633B CN113202633B (zh) 2022-06-07

Family

ID=77027130

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110468120.4A Active CN113202633B (zh) 2021-04-28 2021-04-28 一种小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113202633B (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113669167A (zh) * 2021-09-09 2021-11-19 南京航空航天大学 涡扇发动机加力燃油执行机构自适应控制方法及装置
CN114135401A (zh) * 2021-10-20 2022-03-04 中国航发四川燃气涡轮研究院 可调内掺混装置
CN116296417A (zh) * 2023-03-02 2023-06-23 北京航空航天大学 供油系统与燃烧系统一体化检测方法及装置
CN116595680A (zh) * 2023-05-26 2023-08-15 中国航发沈阳发动机研究所 一种跨代发展小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配方法

Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3197958A (en) * 1961-10-11 1965-08-03 Parker Hannifin Corp Fuel selector and flow divider valve and control means for jet engines
US4719750A (en) * 1985-12-12 1988-01-19 Mtu Munchen Gmbh Installation for the control of the fuel supply to the afterburner of a bypass gas turbine jet propulsion unit
US20030019977A1 (en) * 2001-05-22 2003-01-30 Fisher Jay Andrew Propellant utilization system
JP2006189252A (ja) * 2001-08-29 2006-07-20 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器およびガスタービン燃焼器の運転方法
EP1744043A1 (en) * 2005-07-14 2007-01-17 Ford Global Technologies, LLC Method for monitoring combustion stability of an internal combustion engine
US20090139204A1 (en) * 2005-12-08 2009-06-04 Rocketone Aerospace Pty Ltd. Hybrid Rocket System
CN104019465A (zh) * 2014-05-29 2014-09-03 南京航空航天大学 涡轮基组合循环发动机超级燃烧室
CN203906120U (zh) * 2014-03-31 2014-10-29 冯加伟 无人战斗机用组合发动机
CN105041476A (zh) * 2015-07-08 2015-11-11 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种模块式在线乳化油系统及方法
CN205593001U (zh) * 2016-04-11 2016-09-21 清华大学 加力燃烧室及涡轮发动机
CN106594800A (zh) * 2016-11-18 2017-04-26 西北工业大学 一种双油路喷射及支板射流的一体化加力燃烧室
CN208518749U (zh) * 2018-05-29 2019-02-19 张敏 一种微小型后径式涡轮喷气动力装置
CN109611212A (zh) * 2018-12-10 2019-04-12 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种带热油箱可回油的航空发动机热管理系统
CN110206596A (zh) * 2019-05-28 2019-09-06 中国科学院工程热物理研究所 一种测量航空发动机、燃气轮机进气流量方法
CN110345060A (zh) * 2019-07-16 2019-10-18 中国航发沈阳发动机研究所 一种滑油泵组试验系统及试验方法
CN110925795A (zh) * 2019-11-06 2020-03-27 西北工业大学 一种双级燃烧的加力燃烧室

Patent Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3197958A (en) * 1961-10-11 1965-08-03 Parker Hannifin Corp Fuel selector and flow divider valve and control means for jet engines
US4719750A (en) * 1985-12-12 1988-01-19 Mtu Munchen Gmbh Installation for the control of the fuel supply to the afterburner of a bypass gas turbine jet propulsion unit
US20030019977A1 (en) * 2001-05-22 2003-01-30 Fisher Jay Andrew Propellant utilization system
JP2006189252A (ja) * 2001-08-29 2006-07-20 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器およびガスタービン燃焼器の運転方法
EP1744043A1 (en) * 2005-07-14 2007-01-17 Ford Global Technologies, LLC Method for monitoring combustion stability of an internal combustion engine
US20090139204A1 (en) * 2005-12-08 2009-06-04 Rocketone Aerospace Pty Ltd. Hybrid Rocket System
CN203906120U (zh) * 2014-03-31 2014-10-29 冯加伟 无人战斗机用组合发动机
CN104019465A (zh) * 2014-05-29 2014-09-03 南京航空航天大学 涡轮基组合循环发动机超级燃烧室
CN105041476A (zh) * 2015-07-08 2015-11-11 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种模块式在线乳化油系统及方法
CN205593001U (zh) * 2016-04-11 2016-09-21 清华大学 加力燃烧室及涡轮发动机
CN106594800A (zh) * 2016-11-18 2017-04-26 西北工业大学 一种双油路喷射及支板射流的一体化加力燃烧室
CN208518749U (zh) * 2018-05-29 2019-02-19 张敏 一种微小型后径式涡轮喷气动力装置
CN109611212A (zh) * 2018-12-10 2019-04-12 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种带热油箱可回油的航空发动机热管理系统
CN110206596A (zh) * 2019-05-28 2019-09-06 中国科学院工程热物理研究所 一种测量航空发动机、燃气轮机进气流量方法
CN110345060A (zh) * 2019-07-16 2019-10-18 中国航发沈阳发动机研究所 一种滑油泵组试验系统及试验方法
CN110925795A (zh) * 2019-11-06 2020-03-27 西北工业大学 一种双级燃烧的加力燃烧室

Non-Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
夏姣辉等: "涡扇发动机加力燃烧技术发展分析", 《航空动力》, no. 04, 18 August 2020 (2020-08-18) *
牛嘉嘉等: "加力燃烧室双层壁隔热屏综合冷却效率的实验研究", 《推进技术》 *
牛嘉嘉等: "加力燃烧室双层壁隔热屏综合冷却效率的实验研究", 《推进技术》, 9 September 2020 (2020-09-09), pages 395 - 405 *
狄虎威等: "加力燃烧室用齿冠状混合器的数值研究与验证", 《航空动力学报》, no. 08, 30 August 2012 (2012-08-30) *
赵琳等: "航空发动机加力燃油流量寻优控制方法", 《推进技术》 *
赵琳等: "航空发动机加力燃油流量寻优控制方法", 《推进技术》, 31 October 2010 (2010-10-31), pages 572 - 575 *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113669167A (zh) * 2021-09-09 2021-11-19 南京航空航天大学 涡扇发动机加力燃油执行机构自适应控制方法及装置
CN114135401A (zh) * 2021-10-20 2022-03-04 中国航发四川燃气涡轮研究院 可调内掺混装置
CN114135401B (zh) * 2021-10-20 2023-05-05 中国航发四川燃气涡轮研究院 可调内掺混装置
CN116296417A (zh) * 2023-03-02 2023-06-23 北京航空航天大学 供油系统与燃烧系统一体化检测方法及装置
CN116296417B (zh) * 2023-03-02 2024-03-12 北京航空航天大学 供油系统与燃烧系统一体化检测方法及装置
CN116595680A (zh) * 2023-05-26 2023-08-15 中国航发沈阳发动机研究所 一种跨代发展小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113202633B (zh) 2022-06-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113202633B (zh) 一种小涵道比一体化加力燃烧室供油规律设计方法
CN106704012A (zh) 甲醇‑柴油双燃料发动机控制系统和方法
CN106121843A (zh) 一种天然气发动机环境补偿闭环控制方法及控制系统
CN113323769A (zh) 一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型
CN104197373A (zh) 一种采用变截面台阶形多斜孔冷却结构的航空发动机燃烧室
CN112413645B (zh) 一种航空发动机加力点火供油方法及系统
Sasaki et al. Development of an Al2O3/ZrO2-composite high-accuracy NOx sensor
CN104776450A (zh) 具有稀释气体的顺序燃烧组件
Singhal et al. Single cavity trapped vortex combustor dynamics–Part-2: Simulations
CN109915271B (zh) 一种甲醇发动机燃料喷射量的控制方法、电控单元及车辆
CN113202634B (zh) 一种径向传焰加力燃烧室供油规律设计方法
CN210069920U (zh) 一种燃烧室及燃气轮机
CN112901369B (zh) 一种二元喷管冷却气流量控制方法
Sula et al. Numerical study of spray combustion of a biodiesel surrogate fuel using the LES-FGM approach
CN115711743A (zh) 可持续航空燃料极端环境测试的混合供油系统及实验方法
CN113361081B (zh) 一种带导流支板的加力燃烧室外涵气动面积确定方法
CN104595043A (zh) 双燃料发动机的燃油分配方法、系统及车辆
Chacon et al. Effect of parasitic and commensal combustion on rotating detonation combustor properties
NO854511L (no) Forbrenningsanordning for gassturbiner.
CN105020033B (zh) 双燃料发动机的缸间平衡控制方法、系统及汽车
CN107477570B (zh) 乙烯裂解炉燃烧系统超低氮氧化物排放工艺方法
CN204853469U (zh) 一种蒸发混合式燃烧器
Biryuk et al. Development and prospects for the introduction of a low-emission combustion system for ground-based gas turbine engines and gas turbine units
CN116522046B (zh) 基于轴向分区的发动机主燃烧室冒烟数分析方法
Bulysova et al. Effect of Pressure on NO x Emissions and Combustion Stability in the GT-110 Low-Emission Combustion Chamber 1

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant