[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

说明书

本发明提供了一种航空发动机主燃烧室高空点火性能设计方法包括以下步骤：(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；(3)控制火焰筒头部流速；(4)控制喷嘴特性；(5)确定点火电嘴/传焰管的位置；(6)控制电点火系统的参数。本发明所述的一种航空发动机主燃烧室高空点火性能设计方法，通过对多个设计变量进行合理以及全面定量的控制，保证燃烧室有满意的高空点火性能，缩短燃烧室的研发周期，减少研发成本。

技术领域

本发明涉及航空发动机主燃烧室设计技术领域，尤其是涉及一种航空发动机主燃烧室高空点火性能设计方法。

背景技术

航空发动机主燃烧室的高空点火性能是指发动机空中熄火停车后，在风车状态下实现再点火的能力，高空点火性能直接影响发动机工作的安全，是发动机可靠性的重要指标。在现有航空发动机主燃烧室设计过程中，往往对燃烧室的高空点火性能的保证，缺乏全面定量的控制，其结果会出现燃烧室高空点火性能不理想的状况，给燃烧室的研发带来不必要的困难，影响研制周期，增加研发成本。

发明内容

有鉴于此，本发明旨在提出一种航空发动机主燃烧室高空点火性能设计方法，以保证燃烧室的高空点火性能，减少研制周期以及研发成本。

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高空点火性能设计方法，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。

进一步的，在上述步骤(1)中，所述火焰筒最小容积比≥1.0米。

进一步的，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，D_FT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。

进一步的，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。

进一步的，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°。

进一步的，在上述步骤(5)中，所述点火电嘴/传焰管的位置确定包括以下步骤：

①确定点火电嘴的轴向位置，具有单级旋流器的火焰筒满足以下公式；具有其它形式旋流器的火焰筒，点火电嘴选在主燃孔附近；

h/D_FT＝2.1-5.8(D_BO/D_FT)

式中，h为电嘴至旋流器出口距离，D_FT为火焰筒直径，D_BO为旋流器外径；

②确定环管/单管燃烧室的传焰管几何参数，传焰管位置和传焰管面积分别满足以下公式：