微小型发动机燃烧室性能研究

北京航空航天大学硕士学位论文
摘要
本文主要研究了推力23kg的微小型喷气发动机燃烧室的综合燃烧性能，包括微小型喷气发动机燃烧室的燃烧组织、蒸发管的雾化和蒸发性能、以及燃烧室出口温度分布三个方面的内容。

主要研究了Г型蒸发管配合多股小射流的燃烧组织和T型蒸发管配合单涡结构的燃烧组织这两种结构方案的燃烧室。

在不同气油比、进口空气流速、进口空气温度以及管壁温度条件下，研究了Г型和T型两种蒸发管的蒸发率；并且在不同油气比和进口温度下，对燃烧室的贫油熄火、燃烧效率和燃烧室出口温度分布进行了试验研究。

研究表明：T型蒸发管配合单涡结构燃烧组织方案的燃烧室在贫油熄火、燃烧效率上，相对优于Г型蒸发管配合多股小射流燃烧组织方案的燃烧室。

T型蒸发管燃烧室出口温度分布试验结果表明：T型蒸发管燃烧室具有很好的出口温度分布品质，OTDF为0.244，小于0.3；RTDF为0.018，小于0.12，完全满足出口涡轮导向叶片对温度均匀性的要求。

蒸发管蒸发率的试验结果表明：影响蒸发管蒸发率的最主要因素是温度，包括蒸发管管壁温度和进口空气温度，其次则是气液比和空气流速。

经过对微发燃烧室性能方面的基础研究和综合燃烧性能研究，成功研制了一个适合23kg推力的微小型发动机燃烧室。

关键词：微小型发动机，燃烧室，蒸发管，出口温度分布，蒸发率
ABSTRACT
ABSTRACT
This thesis was investigated the comprehensive performances of a micro-engine combustor with 23kg thrust, which included combustor scheme, atomization and evaporation of vaporizer and combustor exit temperature distribution. There are two combustor type, the first type is the Γtype vaporizer with multiple injection and the second one is the T type vaporizer with single vortex.
The evaporation rate of Γ and T type vaporizer was experimentally studied under different air fuel ratio, air inlet velocity, air inlet temperature and vaporizer wall temperature. The lean blow out, combustion efficiency and combustor exit temperature distribution were experimentally studied under different air fuel ratio and increased air inlet temperature.
The experiment results indicated that the performances of the T type vaporizer with single vortex combustor were better than that of the Γtype vaporizer with multiple injection combustor. The performances in this thesis included the lean blow out, combustion efficiency and combustor exit temperature distribution. Especially in the combustor exit temperature distribution experiment, the results indicated that the T type vaporizer with single vortex combustor presented the high exit temperature distribution quality, the OTDF is 0.244, which is less than the design value 0.3, and the RTDF is 0.018, which is less than the design value 0.12. The combustor exit temperature distribution was thorough satisfied the requirement of the turbine guide vane.
The evaporation rate experiment results indicated that the primary factors influenced the evaporation rate were vaporizer wall temperature and inlet air temperature; the secondary factors were the air fuel ratio and air inlet velocity.
A combustor applied in the 23kg thrust micro-engine was successfully developed by the extensive investigations regarding to the fundamental and combustion performance reseaches.
Keywords: Micro-Engine, vaporizer, vaporization rate, combustor
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目录
第一章 绪论 (1)
1.1研究工作的背景及意义 (1)
1.2国内外研究综述 (4)
1.3本文的主要研究内容 (6)
第二章 微小型航空发动机燃烧室方案设计 (7)
2.1微小型航空发动机工作与起动参数 (8)
2.223DA N微小型航空发动机燃烧室方案 (8)
第三章 燃烧室数值流场的模拟及分析 (11)
3.1“Г”型蒸发管燃烧室的冷态流场计算 (11)
3.2“T”型蒸发管燃烧室的冷态流场计算 (14)
第四章 蒸发管蒸发率的试验研究 (16)
4.1试验方法 (16)
4.2“Г”型蒸发管 (18)
4.2.1 试验系统 (18)
4.2.2结果与分析 (20)
4.2.3总结 (23)
4.3“T”型蒸发管 (24)
4.3.1 试验系统 (25)
4.3.2 试验结果及分析 (26)
4.3.4 小结 (30)
4.4“Г”型和“T”型蒸发管的比较 (31)
第五章燃烧室综合性能试验研究 (33)
5.1课题实验研究内容 (33)
5.1.1 贫油熄火 (33)
5.1.2 燃烧效率 (33)
5.1.3 出口温度分布 (34)
5.2试验参数范围 (34)
5.3微小型发动机燃烧室试验系统 (35)
5.4小结 (41)
第六章 燃烧室综合性能试验结果及分析 (42)
6.1A方案“Г”型蒸发管燃烧室贫油熄火油气比 (42)
6.2A方案“Г”型蒸发管燃烧室燃烧效率 (43)
6.3C方案“T”型蒸发管燃烧室贫油熄火油气比 (45)
6.4C方案“T”型蒸发管燃烧室燃烧效率 (46)
6.5C方案“T”型蒸发管燃烧室在高空条件下工作情况 (47)
6.6C方案“T”型蒸发管燃烧室出口温度分布 (48)
6.6.1 试验参数 (48)
6.6.2 出口温度云图 (48)
6.6.3 出口温度分布品质 (50)
6.7小结 (51)
总结 (52)
参考文献 (54)
攻读硕士学位期间取得的学术成果 (57)
致谢 (59)
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第一章绪论
1.1 研究工作的背景及意义
（一）飞行器上的应用
微型涡轮发动机是航空发动机的一个新领域。

这类发动机的推力为数十至数千牛，功率为数瓦至数百瓦。

它们在设计思想、参数选择、部件形式、结构支撑、材料工艺及研制等方面均有其特点，将越来越广泛地用作靶机、小型无人驾驶飞机和巡航导弹的动力装置。

在国内外均具有广阔的发展和应用前景[1]。

近一二十年来，随着靶机、小型无人驾驶飞机、巡航导弹和各类轻型飞行器的迅速发展，国外先后研制了许多微型涡喷、涡扇发动机和微型涡轴、涡桨发动机，它们逐渐形成了航空发动机的一个新领域——微型涡轮发动机（见表1）。

目前，国外十分重视小型无人机的发展，这些飞机具有重量轻、尺寸小、成本低机动性和隐蔽性好，飞行时间长等优点，特别适宜于执行危险性很大的任务。

60年前，无人机主要用作靶机，动力装置多为活塞式发动机。

随着微电子技术、控制和导航技术以及微型涡轮发动机技术的迅速发展，无人机发展很快，其应用领域也不断地扩大。

在军事上可用于侦察、监视、通信、反潜、骚扰。

诱惑炮兵校射、电子对抗和对地攻击等。

在国民经济上可用于大地测量、气象观测、城市环境监测、地球资源勘探、森林防火、人工降雨等。

在科学研究上可用于大气取样和新技术研究验证等。

据报道，在1991年初的“沙漠风暴”战争中使用了不少无人驾驶飞机，仅美国海军陆战队的军用无人机在战争中飞行时间就高达1000小时，无一损失。

由于无人驾驶飞机在“沙漠风暴”中的出色表现，无人机的威力又重新引起国内外的重视。

许多国家加快了发展无人机的步伐。

特别是发展能随军展开的、小型、廉价、隐身能力好，并能实时传输信息的无人机。

毫无疑问，各种靶机、小型无人机、巡航导弹以及各种各样的轻型飞行器的发展必将大大推动微型涡轮发动机的研制和发展。

微型涡轮发动机已发展成推力（功率）大小不等的各种涡喷、涡扇、涡轴、涡桨发动机，可用作各种动力装置。

值得注意的是，这类发动机推力（功率）级在向大、小两个方向发展，产生出越来越多的推力（功率）级的发动机，满足市场的多样化要求。

第一章 绪论
表1 国外主要微型燃气轮机一览 国外主要微型涡轮发动机
类型 发动机型号
国别 推力（功率）用途 TRI60-5
法 3.4~4.4千牛美国MQM-107D 靶机 TRI6-30
法 5.4千牛 Matra-Apache 空中武器系统的能力 TRI60-3-097 法 4千牛 美国MQM-107E 变速靶机、BQM-126A 靶机TRS18-075 法 1.1千牛 英国ASAT 可回收亚音速靶机或无人机WR24-7A 美 0.8千牛 美国BQM-74C 多功能靶机 CAEJ402-CA-700 美 2.85千牛 美国MQM-107A 、MQM1-107C 变速靶机 CAE382-10C 美 4.4千牛 美国BQM-145A 中程无人侦察机 J69-T-25 美 4.6千牛 美国双发初级喷气教练机T-37B/-37C AMT 荷兰 160N 模型飞机 KJ66 92.3牛 模型飞机 HF30 英国 140牛 模型飞机 HF100 英国 430牛 模型飞机
KHD T117 德 1.06千牛 加拿大CL-289可回收军级战场监视无人机
涡
喷 TJM3 日 1.96千牛
日本820型（XJ/AQM-1）一次性使用靶机 涡扇 F107-WR-100 美 2.2千牛
美国波音公司AGM-86A 空射巡航导弹TM319 法 380千瓦
法国空军双发直升机“松鼠”及其改型阿斯泰阻IV 法 300千瓦
法国用作可移动式涡轮发电机组动力 WTS34-16 美 39千瓦
加拿大CL-227“哨兵”多用途无人机 艾利逊250-C20B 美 313千瓦
美国“鹰眼”偏转式旋翼无人机 波音T50-BO-12 美 246千瓦
美国QH-50D 多用途遥控直升机 艾利逊T63-A-5A 美 236千瓦
美国QH-50E 多用途遥控直升机 BMW6012A 德 74.6千瓦
法国“云雀”直升机的直流起动机 涡 轴 MTU6022-A3 德 280千瓦
德国无人驾驶飞行实验器的涵道螺桨 TP319 法 313千瓦
支线飞机和教练机动力 涡 桨 艾利逊250-B17B 美 290当量千瓦拉丁美洲阿伦斯公司4发涡轮螺桨飞机
AR-404刚果赤道飞机公司单发螺桨飞机P400
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（二）分布式能源利用方式
由文献[2]可知，分布式能源是近期国际上兴起的利用高技术、小型设备近距离直接向用户提供多种能源供给的新能源利用方式。

它是相对于大规模远距离集中式能源供给模式而言，既与其具有不可分割的联系，又可以独立存在的一种高度分散布置，热、电、冷联产联供，能源利用效率最高的能源供给模式。

据有关资料，近二十多年世界上发达国家在总结能源利用的经验教训时，如美国加州电力危机和“9．11”恐怖事件，加拿大、英国、意大利、法国、日本等大电网事故造成的严重后果，能源安全已上升至国家安全级别，促使这些国家大势兴起了分布式能源的发展建设，目前美国已建成6200座分布式能源站，规划到2020年分布式能源容量要占总发电装机容量的20%；日本分布式能源容量已占总发电容量的20%；英国已建成分布式能源站1100座；丹麦全国发电站几乎全部实现了热、电、冷联产联供。

这种迅猛发展的势头，既充分证明分布式能源供给模式是大规模集中式发供电模式的有益补充和完善，也是现代能源利用产业发展的必然趋势，更是我国能源利用产业发展在科学发展观指导下要走的必由之路。

以下介绍了分布式能源的特点和优势：
1、首先它破除了一个传统观念
人们在长期以煤炭燃料为主的能源利用过程中，形成了一个规模越大越相对集中能源利用效率越高越好的观念，因而大机组、大电厂、远距离、大电网发供用能源利用模式得以充分发展。

但同时，它在自然灾害、机械事故和战争等随机条件下，也产生了致命的脆弱性。

随着科技进步和燃料结构转换应运而生的分布式能源供给模式恰好破除了上述传统观念，即不论机组规模大小，其能源利用效率均相差无几，因而可以高度分散布置在用户附近，既可增加总的发电装机容量，成为集中式大厂网发供电的助手，又可协助大厂网削峰填谷和消除安全隐患。

2、分布式能源综合能源利用率高、节能效果显着
分布式能源综合能源利用效率高达到85%以上，是常规燃煤发电机组综合能源利用效率的2倍多，节能效果显着。

3、分布式能源占地小，机动灵活
分布式能源机组小巧，占地很少，机动灵活，一般的商业中心、居民小区、工业园区，甚至写字楼、商场、宾馆、学校、地铁站等建筑物地下室均可设置。

4、分布式能源经济效益好
以电价为例，上海舒雅健康休闲中心的分布式能源站，虽然由于燃气成本高致使自
第一章绪论
发电每千瓦时电价达0.8元人民币，但每千瓦时比从大电网上购电节省0.04元人民币。

北京中关村科技开发区数码大厦的分布式能源站，其供暖价格才18.4元人民币/m ²，比集中供热采暖30元人民币/m²便宜11.57元人民币/m²。

四川成都花园酒店热、电、冷三联供分布式能源站，每年为酒店节省费用420万元人民币。

5、能满足用户多种能源需求
随着我国城市化水平和人民生活水平的不断提高，人们对能源的需求逐步趋于多样化。

分布式能源可联产联供热、电、冷三种能源，它能满足用户多种能源需求。

6、分布式能源安全可靠
分布式能源多为性能先进的中小型和微型机组，开停机方便，负荷调节灵活，用户可独立操控，不会发生大规模大范围供应事故，更由于分布式能源与集中式大厂网可以互为备用，所以更为安全可靠。

7、分布式能源具有良好的环保效益
分布式能源多用天然气、轻质油、沼气或可再生清洁能源作为燃料，与燃煤火电机组相比，其 SO2和固体废弃物排放几乎为零，CO2排放减少50%以上，NOX（氮氧化物）排放减少80%，Tsp（总悬浮颗粒物）排放减少95%，占地和耗水量均减少60%以上。

而本发动机即可成为提供分布式能源系统动力的核心技术。

该课题的研究目的如下：通过本课题的研究，为微型涡喷涡扇发动机及分布式能源系统的开发和研制提供基础研究设备和手段，本文对25kg推力的微型涡喷发动机燃烧室方面的研究，为该推力级的微型涡喷发动机研发出一个综合性能高的燃烧室。

对这一推力级别的涡喷研发以及100KW分布式能源系统关键技术的突破具有重要意义。

1.2 国内外研究综述
目前，在国外对于微小型发动机已经进行了大量的研究工作，并取得了大量的成果，已相应制造出各个量级的成熟型号，已形成相当的军事、民用市场。

荷兰AMT、英国Rolls－Royce、Artesjet等都有一系列的产品，如AMT的Mercury HP和Pegasus HP，Artesjet的kj66等等。

燃气轮机使用主要分为两种，一种用于推进，一种用于输出轴功，它们的级别划分就有不同的标准。

对用于推进的燃气轮机，超微型燃气涡轮发动机推力范围小于5daN，
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微型燃气涡轮发动机的推力范围在5～50daN之间，小型燃气涡轮发动机的推力范围在50～500daN之间。

对用于输出轴功的燃气轮机，超微型的燃气轮机输出功率小于1kw，微型燃气轮机的输出功率为10kw的量级，小型燃气轮机输出的功率为100kw的量级。

对于微小型的燃气轮机，目前美国、日本、法国以及德国，展开了相当的研究。

作为燃气轮机的关键部件，燃烧室是整个动力系统的关键部件。

在上述各国的研究中，微小型燃气轮机的燃烧问题，也受到格外的关注。

例如，美国在IHPTET计划中，专门对小型的发动机列出研究规划，提高小型涡扇、涡喷和涡轴发动机的总体性能。

比1988年的小型发动机性能翻一番。

对燃烧室而言，燃烧室的出口温度大幅度增加。

法国MicroTurbo公司，专门研制小型发动机，在小型燃烧室方面的技术有独到的一面，未采用常规的回流环形燃烧室，而采用了直流燃烧室。

美国的MIT和日本的东京大学，现在集中力量研制超微型燃气轮机，尺度在10mm量级，燃烧室采用氢气作燃料，出口温度1000℃。

德国研制的微型航空发动机，推力在2.3～17.0daN，为减小迎风面积，采用了直流布局，蒸发管供油，17daN发动机的外径仅为140mm，燃烧室出口温度高达1300K，推重比为4。

对于输出功率的小型燃气轮机燃烧室，强调低污染燃烧，德国的Karlsruhe大学在这方面进行了深入的研究。

微小发动机燃烧室普遍采用短环形燃烧室结构形式或回流环形燃烧室；采用离心甩油燃烧室，空气雾化喷嘴或蒸发管的供油方式；大涡或利用小射流稳定火焰以及高效的微孔冷却的冷却技术，来满足发动机对燃烧室高效率、宽广工作范围及长寿命的要求。

微发之所以采用蒸发管供油方式，主要原因在于微发的供油量极小（单个喷嘴的供油量通常在2g/s以下），采用离心喷嘴供油基本是不可能的。

如果采用空气雾化喷嘴，则结构就大大复杂，增加了加工和使用成本。

因此，目前几十千克推力级的微型发动机基本都采用了蒸发管的供油方式。

例如，KJ66、MW54、KAMPS、HP30、HP100等一些典型的几十千克推力级的微型发动机都是采用单级离心压气机配上直流燃烧室；燃烧室部分采用蒸发管喷嘴（预混的蒸发管和直接加热油管的蒸发管），从后端伸进燃烧室在头部形成大涡稳定火焰或采用小射流稳定火焰。

荷兰的AMT的产品也用单级离心压气机，轴流式前端进气，蒸发管的供油方式，在前端通过小射流加上蒸发管出气形成低速回流区来稳定火焰。

在国内，经过科研工作者多年努力，我国对小型航空发动机技术已具有一定基础。

但是，我国当前的小型航空发动机技术存在着机种少、性能低、寿命短等明显不足，与世界先进水平有很大差距，远远不能满足我国小型航空发动机市场的需求。

在微小型航
第一章绪论
空涡轮发动机，南京航空航天大学梁徳旺[3]等对6cm直径的微型涡轮发动机MTE开展了系统研究。

6cm级MTE分别从总体设计、微流动、微转子、微型压气机、涡轮、燃烧室及试车测试等方面进行阐述。

对于蒸发管供油方式，Rolls－Royce，NASA lewis研究中心，GE公司等以及国内的科研院所相继作了大量的测试和研究，对大发动机蒸发管的设计、雾化特性、蒸发过程的计算及试验在文献中都有许多论述，表明蒸发管供油方式具有优良的低污染排放，适应低油压，对燃料的多选择性和结构简单等许多优异的性能。

但同时也有贫熄性能差，对流量变化回应慢，高空再点火需借助外部设备和机械可靠性差等的缺点[4,5,….18]。

而对微型燃烧室的蒸发管的喷雾性能和蒸发性能的研究，在公开发表的文献中基本没有。

国外对微小型发动机（500N以下）的燃烧室有过较多的研究，但是，其蒸发管设计大都采用后向进气直蒸发管，存在的问题是蒸发管蒸发率低，从而导致燃烧效率低。

国内对微小型发动机（500N以下）开展研究非常有限，迄今为止，就是南航仿制了一台6cm直径的微型发动机，因此，从技术角度，国内尚未系统地对微发燃烧室进行深入研究并提出更为有效的提高燃烧室性能的设计。

1.3 本文的主要研究内容
本课题的大背景是研制推力小于25KG的微小型发动机，对其中微型发动机燃烧的燃烧性能提供基础研究。

针对几种不同结构的燃烧室，进行流场计算和试验研究。

试验研究内容主要有以下几个部分：
（1）微小型航空发动机燃烧室的燃烧组织研究，包括燃烧室设计，燃烧性能实
验研究(点火、贫油熄火、燃烧效率等)；
（2）微小型航空发动机的蒸发管雾化和蒸发性能研究；
（3）微小型发动机燃烧室出口温度场。

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第二章微小型航空发动机燃烧室方案设计
燃烧室得设计关键在于燃烧组织的选择，在短时间、有限空间下高效稳定的燃烧。

燃料完成燃烧所需的时间，即化学动力学的特征时间，与燃烧发生化学反应的压力和温度有关。

微小型燃气轮机燃烧室的空气进口温度和压力比大发动机要低（因为微小型压缩系统多采用一级离心压气机），这就意味着要在更小尺度内组织燃烧，面临的困难比常规大发动机要困难得多。

所以，通常微小型发动机中，燃烧室的尺寸是所有部件中最大的，并不随推力或功率线性减小。

同时，由于尺度减小，散热加剧，对燃烧稳定性不利。

还有，由于微小尺度带来的低雷诺数效应，使得燃烧强度降低。

在燃料方面，对于超微型燃气轮机燃烧，多采用氢气作燃料，因为氢气的反应速率高。

对于采用液体燃料的微型燃气轮机，采用常规的喷嘴雾化燃料，由于燃油流量特别小，达不到高效燃烧所需的雾化颗粒度，需采用诸如或蒸发雾化等形式。

因此，对于微小型燃气轮机燃烧，需要考虑以下几个方面：
1.燃烧组织方式，保持火焰稳定，工作范围宽，容易起动；
2.尺寸效应，主要研究由于燃烧室尺寸减小，面积/体积比增加所带来的一系列燃
烧组织方面的问题，如淬熄，燃烧效率低等；从实际应用方面，应尽量减小燃烧
室尺寸，并维持高效燃烧；
3.壁面散热对燃烧的影响，由于总能量水平低，燃烧室壁面散热对燃烧过程会产生
显著影响，壁面低温部分会导致燃烧反应变慢甚至熄火；
4.燃料准备过程，特别是对于采用液体燃料的微小型燃气轮机燃烧室，所采用的雾
化方式以及与空气的混合方式，对燃烧性能有重要影响；
5.出口温度分布，与常规大发动机燃烧室相同，出口温度分布对其后的涡轮能否正
常工作，起决定性的作用，要严格控制燃烧室的出口温度分布；
6.低雷诺数条件下燃烧强化措施，微小型燃气轮机燃烧室中，雷诺数降低，流体混
合强度降低，必须采用强化措施强化燃烧过程；
7.低污染燃烧，特别是对于输出功率的民用燃气轮机，必须考虑低污染燃烧，以保
证环境清洁和人员健康。

本文研究的C方案燃烧室的设计即在考虑上述情况下的一种设计。

以下是23kg推力级别的燃烧室几种方案介绍。

第二章 微小型航空发动机燃烧室方案设计
2.1 微小型航空发动机工作与起动参数
本文研究的对象是一台23kg 推力的微小型航空发动机中的燃烧室。

该燃烧室工作参数：Fn＝23kg，a m
&=0.45kg/s,π=4，f/a 0=0.02,燃烧室火焰筒直径d 0=105mm,d i =54mm,“Γ”和“T”蒸发管，燃油为航空煤油。

该烧室起动参数：f/a 0=0.02,通过火焰筒压力降为进口总压（常压）的0.5％～1％
左右。

2.2 23daN 微小型航空发动机燃烧室方案
本文研究的微小型航空发动机的方案有两种，一种是采用“Γ”型蒸发管，装在燃烧室头部端壁；另一种是采用“T”型蒸发管，同样装在头部端壁上。

除了蒸发管结构不同外，火焰稳定方式也不相同，一种采用多股小射流稳定火焰，另一种头部采用一个单涡结构，小射流补燃的方案来稳定火焰。

由于总油气比较低，两种方案各有三排孔来掺混，调节出口温度。

方案分类如下表2所示，结构及其实物如图2.1～2.4所示：
表2 方案分类 分类
附注 A 方案
“Г”型蒸发管+多股小射流稳定火焰（原型机） B 方案
1号T 型蒸发管+单涡稳定火焰 C 方案 2号T 型蒸发管+单涡稳定火焰
其中，“1”号蒸发管为T 型、小出口管径蒸发管；“2”号蒸发管为T 型、等直径出口收口蒸发管。

三种蒸发管的结构如图2.5～2.8。

图2.1 “Γ”型蒸发管微发燃烧室
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图2.2 A 方案“Γ”型蒸发管微发燃烧室实物
图2.3 C 方案“T”型蒸发管微发燃烧室
图2.4
C
方案“T”型蒸发管微发燃烧室实物图
图2.5 Г型蒸发管 图2.6 “1”号T 型蒸发管
第二章微小型航空发动机燃烧室方案设计
图2.6 “2”号T型蒸发管
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第三章燃烧室数值流场的模拟及分析
CFD技术，随着计算机技术的推广普及和计算方法的新发展，计算流体力学经过半个世纪的迅猛发展，特别是近几年出现的各种通用的CFD商用软件，在航空、航天、动力等相关领域得到了广泛的应用。

由于数值模拟相对试验研究有很独特的优点，比如成本低、周期短，能获得完整的数据，能模拟出实际运行过程中各种所测数据状态，对于设计、改造等商业和试验应用起到重要的指导作用。

燃烧室的反设计过程是根据数值模拟、布局结构确定燃烧室的燃烧性能，因此数值模拟成为燃烧室辅助设计的重要工具之一。

本文的一部分工作通过商用CFD软件fluent完成，计算了两种方案燃烧室的冷态流场。

在大部分情况下，fluent对所测对象的变化趋势能准确的反映出来，但是具体的大小还不能精确的显示，必须用相应的试验数据进行验证。

3.1 “Г”型蒸发管燃烧室的冷态流场计算
燃烧室的数值模拟采用Fluent软件计算，图3.1所示为A方案燃烧室完整模型：
图3.1 A方案燃烧室完整模型
该方案共有6个“Γ”型蒸发管，截取其中1/6扇形，进行数值计算，主要是为了研究其中流场是否能够产生低速区、回流区来稳定火焰。