[发明专利]一种加力燃烧室总余气系数设计方法

说明书

本发明提供一种加力燃烧室总余气系数设计方法，首先根据加力燃烧室进口的来流参数以及火焰稳定器槽宽定义加力稳定性参数S；接着绘制稳定性参数S与加力燃烧室总余气系数α关系曲线；最后根据飞行包线内的各个状态点的高度H和马赫数M，确定各个状态点的稳定性参数S，将稳定性参数S数值相同点相连得到等S线，进而确定各个状态点选取的加力燃烧室总余气系数α。本发明所提供的设计方法，采用加力稳定性参数S来修正加力燃烧室总余气系数α，相比现有技术方案中采用发动机进口总温T₁来修正加力燃烧室总余气系数α，更加准确，更能充分发挥发动机的潜力，也更能降低燃烧不稳定的风险。

技术领域

本发明属于航空发动机加力燃烧室领域，特别涉及加力燃烧室燃油控制规律设计技术，具体涉及一种加力燃烧室总余气系数设计方法。

背景技术

加力状态为保证航空发动机有最大推力，需把所有进入加力燃烧室的氧气和加力燃油同时烧尽，为此理论上当加力燃烧室总余气系数α为1时，加力燃烧室作用是最大的，这种控制规律可以发挥发动机潜力，保证在任何飞行条件下得到最大可能的加力推力。

然而在飞机飞行包线的部分区域，如飞行包线左上角的高空小表速区域，加力燃烧室进口的气流温度和压力均较低，燃烧条件比较恶劣，总余气系数α接近1时常常会产生不稳定燃烧现象，该现象破坏作用极大。为了保证飞行安全，设计时一般将燃烧条件较差的区域的加力燃烧室总余气系数α设置为大于1的数值，即在此区域加力燃烧室贫油燃烧。

为此准确的划定燃烧条件优劣的包线区域，并相应匹配能够稳定燃烧的总余气系数α，以保证加力燃烧室在保证飞行安全的前提下，充分发挥发动机潜力，具有重要的意义。

现有加力燃油控制规律一般采取根据发动机进口总温T₁修正加力燃烧室总余气系数α的方法，即采用发动机进口总温T₁对飞行包线进行区域划分，来表征加力燃烧室进口稳定燃烧条件的优劣，并对不同区域设计不同的总余气系数α。

如图1所示为发动机进口总温T₁与加力燃烧室总余气系数α的关系。当发动机进口总温T₁大于某一温度值(图1中300K)时，总余气系数α的值取为1，当发动机进口总温T₁小于某一温度值(图1中300K)时，随着温度的降低，总余气系数α数值逐渐增大，即加力燃烧室向着逐渐贫油燃烧的方向设计。

发动机进口总温T₁为整机参数，通过其对飞行包线进行区域划分，来表征加力燃烧室进口稳定燃烧条件的优劣，代表性不够准确。因为对应相同的进口总温T₁，发动机所处的高度和马赫数可以有很多种组合，对加力燃烧室而言就是加力燃烧室的工况，落实在具体参数上就是加力燃烧室进口气流的温度、压力、速度及流量等气动参数均可以有很多种不同的组合。而加力燃烧室进口气流的各项气动参数组合才真正决定稳定燃烧条件的优劣，才是决定加力燃烧室总余气系数α具体数值大小的因素。

图2为某发动机飞行包线上发动机进口总温T₁的分布规律曲线。由图可见，同一飞行高度H时，随着飞行马赫数M的增大，T₁数值增加。但对应同一条等温线，在11km高度以上的曲线规律性与低空变化较大。具体为，对应同一飞行马赫数M，随着飞行高度H的增加，发动机进口总温T₁逐渐降低，但是当飞行高度大于11km时，发动机进口总温T₁将保持为一固定数值不变，而实际上发动机参数随着高度增加有所改变，加力进口条件已经产生了变化。

T1等温线在飞行包线内的分布规律可以解释为：

在标准大气条件下，大气温度T₀与高度H之间存在如下的关系：

H≤11km时，T₀＝288.15-6.5×H

H＞11km时，T₀＝216.5