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为了满足当代军事和民用航空发动机的高推重比,低燃油消耗率,低污染,节能高效以及拓宽稳定工作范围的需求,利用延续至涡轮内的高温高压燃气再次燃烧,提高热力循环性能,即涡轮内增燃技术——在涡轮内增加燃烧室,喷油再次燃烧,从而提高热力循环性能,成为航空动力领域内挑战性极强的热点研究课题。 在涡轮内增燃技术进行工程研究和工程应用之前,要量化涡轮内增燃技术改善和提升传统航空发动机各项总体性能的效果,进行基于涡轮内增燃技术的航空发动机总体热力循环性能计算的理论分析。对传统航空发动机各部件的数学模型进行修正,以达到一定程度的改进;对涡轮内增燃进行物理阐述及数学模型建立。主要结论有:1、改进后的数学模型在适用性、精确性上具有一定的保障性和优越性;2、在高压涡轮处或高低压涡轮内共同应用涡轮内增燃技术,航空发动机总推力与热效率均有所提升,单位推力燃油效率的增加量可忽略不计;3、通过航空发动机相关参数的变化对总体热力性能的影响分析,得出在高压涡轮或高低压涡轮内共同应用涡轮内增燃技术,可拓宽航空发动机的稳定工作范围。 针对基于涡轮内增燃技术的航空发动机总体热力循环性能计算的理论分析,揭示了涡轮内增燃技术具有对传统航空发动机的推力、单位燃油消耗率以及热效率等总体性能参数改善与提升的特点与优点;为了在工程上使涡轮内增燃技术应用于航空发动机内,探索了一种新颖涡轮内燃烧结构—射流涡流燃烧结构的燃烧组织机理,以数值模拟研究为基础,并进行试验研究的验证。主要结论有:1、与传统驻涡燃烧结构相比,射流涡流燃烧结构方案的工程应用具有可行性;2、基于双效主动控制机理的射流涡流燃烧结构方案促进稳焰回流区的形成与稳定;强化主流燃气和燃烧中间产物的掺混;促使均匀的温度分布;3、射流涡流方案应用于涡轮转子内,验证了涡轮内增燃技术可实现涡轮内等温燃烧的可行性;且不会对原有涡轮转子的做功能力和做功效果造成十分明显的影响。在射流涡流燃烧结构方案的验证性试验方面,得出结论:1、验证了本文提出的“二次流双效主动控制机理”的设想与设计;射流涡流燃烧室能够在较宽的流速范围内稳定的组织燃烧;2、试验值和模拟值具有较好的吻合性。 在应用改进与修正的航空发动机基元部件数学模型以及建立的涡轮内燃烧结构数学模型的前提下,通过基于涡轮内增燃的航空发动机总体热力循环性能分析,得出涡轮内增燃技术(在高压涡轮处或在高低压涡轮内共同应用涡轮内增燃技术)提升与改善了传统航空发动机总体热力性能(总推力、单位燃油消耗率和热效率);提出了基于二次射流新结构方案的双效主动控制机理,促进火焰稳定、强化掺混强度以及促使均匀温度分布;以及首次对涡轮转子内动态燃烧模型机理进行了探讨与研究,验证了涡轮内增燃技术实现涡轮内等温燃烧的可行性;在国内,率先开展了应用射流涡流结构方案的涡轮内增燃技术试验,验证了射流涡流结构方案组织燃烧的可行性,并且验证了本文提出的“二次流双效主动控制机理”的设想与设计。