航空发动机燃烧室火焰筒设计验证方法研究

摘要：

以某型航空发动机燃烧室为物理模型，改进了计算火焰筒流量分配的流阻法，并对其进行验证，结果冷却空气量的相对误差为5．7%；采用多项式拟合法计算了火焰筒燃气总温沿轴向分布。得到了主燃区总温和燃烧室出口总温，并采用燃烧效率法对其进行了验证，二者的相对误差分别为4．4％和1％。结果表明：在初始设计阶段，采用改进的流阻法和多项式拟合法验证火焰筒的沿程空气流量分配和沿程燃气总温合理有效。

关键词：燃烧室、火焰筒、流阻法、多项式拟合法、流量分配、燃气总温、航空发动机

所属期刊栏目：37

分类号：V235.113(航空发动机（推进系统）)

在线出版日期：2012-04-21（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页数：共5页

页码：29-32,37