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摘要
为满足新一代航空发动机的高推重比的需求，提出一种支板与混合器一体化加力燃烧室方案，采用数值仿真方法，对比分析进口马赫数Ma（0.3～0.45），涵道比B（0.25～0.37）和不同飞行高度H（0～20 km）对加力燃烧室热态流场特性的影响。研究表明：在研究参数范围内，进口马赫数增大，壁式稳定器回流区及下游区域的燃气温度受到影响，区域内燃气温度逐渐升高，沿程径向温度不均匀性逐渐减小，总压损失增大，燃烧效率逐渐下降，但出口燃烧效率仍基本高于0.90；进口涵道比B增大，壁式稳定器下游及中心锥轴线位置的燃气温度开始下降，沿程燃气总压损失增大，燃烧效率随之升高，B从0.25增大至0.28时，燃烧效率提升较大，继续增大涵道比，燃烧效率提升较少；随着飞行高度升高，整体燃烧效率逐渐下降，在0 km和11 km飞行高度之间燃烧效率下降较少，而在20 km飞行高度时燃烧效率下降相对明显。
- 出版日期2023
- 单位西北工业大学
