[发明专利]一种航空发动机主燃烧室高空点火性能设计方法在审
| 申请号： | 201711336817.6 | 申请日： | 2017-12-14 |
| 公开（公告）号： | CN108119240A | 公开（公告）日： | 2018-06-05 |
| 发明（设计）人： | 尚明智;陈立;王鹏;陈成;韩超;陈荔 | 申请（专利权）人： | 天津成立航空技术有限公司 |
| 主分类号： | F02C7/266 | 分类号： | F02C7/266 |
| 代理公司： | 暂无信息 | 代理人： | 暂无信息 |
| 地址： | 300300 天津*** | 国省代码： | 天津;12 |
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| 摘要： | |||
| 搜索关键词： | 点火性能 燃烧室 航空发动机 主燃烧室 高空 火焰筒 研发 电点火系统 火焰筒头部 点火电嘴 多个设计 喷嘴特性 容积比 主燃区 焰管 保证 | ||
1.一种航空发动机主燃烧室高空点火性能设计方法，其特征在于：包括以下步骤：
(1)确定燃烧室稳定工作所需要的火焰筒最小容积比；
(2)确定火焰筒主燃区的容积,保证由主燃孔到旋流器出口距离、火焰筒直径、火焰筒主燃区开孔面积及火焰筒总开孔面积组成的组合参数满足要求；
(3)控制火焰筒头部流速，保证火焰筒头部气流马赫数在要求范围内；
(4)控制喷嘴特性，保证燃油喷嘴的性能参数满足燃烧室高空点火的需要；
(5)确定点火电嘴/传焰管的位置，首先选定电嘴/传焰管位置，然后进行试验修正；
(6)控制电点火系统的参数，提供点火需要的能量。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机主燃烧室高空点火性能设计方法，其特征在于：在上述步骤(1)中，所述火焰筒最小容积比≥1.0米。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机主燃烧室高空点火性能设计方法，其特征在于：在上述步骤(2)中，所述火焰筒主燃区的容积满足以下组合参数公式：
式中，L1为主燃孔到旋流器出口距离，DFT为火焰筒直径，∑F01为火焰筒主燃区开孔面积，∑F0为火焰筒总开孔面积。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机主燃烧室高空点火性能设计方法，其特征在于：在上述步骤(3)中，所述火焰筒头部流速控制在一定范围，保证火焰筒头部气流马赫数小于0.015。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机主燃烧室高空点火性能设计方法，其特征在于：在上述步骤(4)中，所述喷嘴特性保证燃油喷嘴的副油路单独供油，主油路不参与工作，点火时的最小供油压力大于1MPa，副油路喷雾锥角小于75°。
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