10.3969/j.issn.1672-3147.2012.05.003
整流支板和火焰稳定器的一体化设计加力燃烧室性能的数值模拟
针对高推重比、高隐身航空发动机的技术需求,提出了1种带气膜冷却的加力内锥、整流支板和火焰稳定器的加力燃烧室一体化设计方法,对一体化加力燃烧室的温升、壁温分布、总压恢复系数、CO排放和燃烧效率分别进行了计算。结果表明:该方法在保证加力燃烧室燃烧性能不变的前提下,能将现有的加力燃烧室长度缩短1/5,并使加力内锥壁温降低33.3茗。为实现高推重比、高隐身动力技术提供了新的思路和研究方向。
加力燃烧室、整流支板、火焰稳定器、一体化设计、加力内锥、气膜冷却、航空发动机
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V235.113(航空发动机(推进系统))
航空重点基金2010ZB06
2012-12-21(万方平台首次上网日期,不代表论文的发表时间)
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