飞机发动机排气污染物的测量 被引量：36

1

作者 刘高恩 王华芳 +1 位作者 吕品 王志平 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期348-352,共5页

参考国际民航组织(ICAO)颁布的“飞机发动机排放”条例的规定,设计并建立了民用航空发动机排气污染物测量系统,采用自行推算的样气成分“干基”向“湿基”转换的修正公式,编写排放物EI的计算程序。在民航维修基地(AMECO公司)的试车台对... 参考国际民航组织(ICAO)颁布的“飞机发动机排放”条例的规定,设计并建立了民用航空发动机排气污染物测量系统,采用自行推算的样气成分“干基”向“湿基”转换的修正公式,编写排放物EI的计算程序。在民航维修基地(AMECO公司)的试车台对二台JT3D-7型发动机进行排气污染物的实测,测出的各类污染物的排放指数EI_(CO),EI_(HC),EI_(NOx)及冒烟数SN,并与JT3D-7型发动机公布的数据进行对比,测量系统的精度按标准规定用燃气分析测出的气油比与发动机实测的气油比进行比较小于10％～15％的均属于合格,本研究的系统的测量值与发动机所测的总气油量之比的误差在3％左右,证明此测量系统和测量技术切实可行。 展开更多

关键词 飞机发动机 排气污染物 测量 排放标准 排气指数

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WZ-5燃烧半水煤气并注水蒸汽的试验 被引量：2

2

作者 刘高恩 王华芳 钱研生 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1992年第3期278-280,共3页

提供了常压下 ,在 WZ- 5燃烧试验台上 ,采用中热值半水煤气为燃料的 ,向燃烧室喷注水蒸汽的各种方案的试验研究。研究了烧中热值燃料的燃烧性能以及在燃烧室中注入水蒸汽增加工质及增大燃气比热 ,在燃烧室高温区中注入水蒸汽 ,降低温度... 提供了常压下 ,在 WZ- 5燃烧试验台上 ,采用中热值半水煤气为燃料的 ,向燃烧室喷注水蒸汽的各种方案的试验研究。研究了烧中热值燃料的燃烧性能以及在燃烧室中注入水蒸汽增加工质及增大燃气比热 ,在燃烧室高温区中注入水蒸汽 ,降低温度抑制 NOx 的生成。 展开更多

关键词 半水煤气 注入水蒸汽 试验

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燃气发生器中注入水蒸汽对燃烧效率和总压损失的影响 被引量：1

3

作者 刘高恩 王华芳 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1993年第3期288-290,共3页

试验是在一个 WZ- 5燃气发生器上进行的 ,燃料用低热值气态燃料 (体积热值为 8172 k J/N· m3) ;水蒸汽可由燃烧室前部或从后部掺混孔处注入。试验结果表明 ,水蒸汽注入对燃烧效率影响不大而使总压损失增加。当水蒸汽流量与总空气... 试验是在一个 WZ- 5燃气发生器上进行的 ,燃料用低热值气态燃料 (体积热值为 8172 k J/N· m3) ;水蒸汽可由燃烧室前部或从后部掺混孔处注入。试验结果表明 ,水蒸汽注入对燃烧效率影响不大而使总压损失增加。当水蒸汽流量与总空气流量之比为 10 % ,且水蒸汽从后部掺混孔处注入 ,则总压损失会增大 12 %左右 ;如果水蒸汽从前排注入 ,则总压损失会更大些。 展开更多

关键词 水蒸汽注入 燃烧效率 燃气发生器

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双旋流空气雾化喷嘴喷雾、流动和燃烧性能 被引量：57

4

作者 彭云晖 林宇震 +1 位作者 许全宏 刘高恩 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期1-14,共14页

综述了现代燃烧室广泛使用的双旋流空气雾化喷嘴的关键设计参数以及工况对装该种喷嘴的燃烧室性能的影响。双旋流空气雾化喷嘴的关键设计参数包括双旋流器、文氏管、套筒的结构、旋流器的旋流数、套筒张角、文氏管与套筒的相对尺寸等,... 综述了现代燃烧室广泛使用的双旋流空气雾化喷嘴的关键设计参数以及工况对装该种喷嘴的燃烧室性能的影响。双旋流空气雾化喷嘴的关键设计参数包括双旋流器、文氏管、套筒的结构、旋流器的旋流数、套筒张角、文氏管与套筒的相对尺寸等,这些参数与燃烧室主燃孔一起作用,控制了该喷嘴的喷雾和流动特性,从而控制着燃烧特性,如点火、熄火及燃烧效率等。这些讨论为设计该类结构燃烧室打下理论和经验方面的基础,是优化和提高这种类型燃烧室的性能的重要参考。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 旋流杯 流场 雾化 燃烧性能

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航空发动机高温升燃烧室贫油熄火及冒烟性能研究 被引量：18

5

作者 许全宏 林宇震 +1 位作者 刘高恩 王志平 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第4期636-640,共5页

高温升燃烧室头部燃烧组织方案设计,以改善高温升燃烧室的贫油熄火边界及冒烟性能。该方案的特点是采用了三旋流器以及双油路复合式喷嘴,设计的主燃区油气分布相当均匀,而回流区内的油气分布是局部富油的。以常规双旋流器+双油路压力雾... 高温升燃烧室头部燃烧组织方案设计,以改善高温升燃烧室的贫油熄火边界及冒烟性能。该方案的特点是采用了三旋流器以及双油路复合式喷嘴,设计的主燃区油气分布相当均匀,而回流区内的油气分布是局部富油的。以常规双旋流器+双油路压力雾化喷嘴(旋流杯)燃烧室作为一个基准方案,在相同的进口实验条件下与本研究方案进行了贫油熄火和出口冒烟性能的比较。实验表明,本研究方案与常规的双旋流杯设计方案相比燃烧稳定性好及出口冒烟改善。 展开更多

关键词 航空发动机 高温升 燃烧室 贫油熄火 冒烟性能 三旋流器 双油路复合式喷嘴

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火焰筒多斜孔冷却方式壁温梯度和冷却效率试验 被引量：12

6

作者 徐剑 许全宏 +2 位作者 林宇震 刘高恩 樊鹏辉 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第3期425-429,共5页

针对高温升燃烧室以延长其火焰筒使用寿命为目的,实验研究了多斜孔冷却方式孔排列方式、壁厚与孔径比h/d以及无量纲参数PS/d2对主燃烧室采用多斜孔冷却方式的火焰筒壁温梯度和冷却效率的影响.实验中冷却气为常温常压,主流速度ug≈20 m/s... 针对高温升燃烧室以延长其火焰筒使用寿命为目的,实验研究了多斜孔冷却方式孔排列方式、壁厚与孔径比h/d以及无量纲参数PS/d2对主燃烧室采用多斜孔冷却方式的火焰筒壁温梯度和冷却效率的影响.实验中冷却气为常温常压,主流速度ug≈20 m/s,多斜孔内气流与主流速度比约为0.66,主流与冷却气温度比约为1.25.实验结果表明:长菱形多斜孔实验板比正菱形实验板壁温梯度小、冷却效率高;减小h/d或者增大PS/d2都可以降低壁温梯度,但同时冷却效率也会降低. 展开更多

关键词 航空 航天推进系统 航空发动机 燃烧室 火焰筒 冷却 多斜孔 壁温梯度 冷却效率

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复合式收扩套筒空气雾化喷嘴燃烧室点火研究 被引量：17

7

作者 林宇震 林培华 +1 位作者 许全宏 刘高恩 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期342-346,共5页

复合式收扩套筒空气雾化喷嘴中，副油路是一个单油路离心喷嘴，主油路采用双旋流空气雾化，喷嘴是直射式．在点火研究中，只是单油路离心喷嘴工作．实验用的燃烧室是一个单头部矩形燃烧室，在燃烧室进口温度为常温，进口压力为常压，燃... 复合式收扩套筒空气雾化喷嘴中，副油路是一个单油路离心喷嘴，主油路采用双旋流空气雾化，喷嘴是直射式．在点火研究中，只是单油路离心喷嘴工作．实验用的燃烧室是一个单头部矩形燃烧室，在燃烧室进口温度为常温，进口压力为常压，燃烧室压力降0．9％～9．0％的试验条件下研究了复合式空气雾化喷嘴燃烧室的点火性能．在同样条件下，研究了复合式空气雾化喷嘴的雾化性能并总结了经验关系．分析了影响点火的主要因素，通过整理雾化数据，以Lefebvre点火模型为基础，总结了该类燃烧室点火经验关系． 展开更多

关键词 航空 航天推进系统 航空发动机 燃烧室 点火 复合式空气雾化喷嘴 模型

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三旋流器头部燃烧室拓宽燃烧稳定工作范围的研究 被引量：35

8

作者 袁怡祥 林宇震 刘高恩 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第1期142-147,共6页

对有三旋流器的单头部燃烧室进行了燃烧性能的实验研究,进行了慢车工况的贫油熄火过程及大工况的冒烟性能的研究。研究的因素考虑了不同的头部油气比(余气系数)及喷嘴形式(单或双油路)。研究结果表明:头部余气系数小时改善了贫油熄火油... 对有三旋流器的单头部燃烧室进行了燃烧性能的实验研究,进行了慢车工况的贫油熄火过程及大工况的冒烟性能的研究。研究的因素考虑了不同的头部油气比(余气系数)及喷嘴形式(单或双油路)。研究结果表明:头部余气系数小时改善了贫油熄火油气比;同时,三旋流器与双油路离心喷嘴组合方案的试验表明,这种方案基本上能满足拓宽燃烧稳定工作范围的要求,但其冒烟与要求相比,其性能已与要求值相接近,在这方面尚需进一步改善。 展开更多

关键词 三旋流器 单头部燃烧室 燃烧性能 实验研究 贫油熄火 工作范围 冒烟 航空发动机

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三旋流器燃烧室出口温度分布的初步试验研究 被引量：39

9

作者 彭云晖 林宇震 刘高恩 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期554-558,共5页

针对高温升燃烧室对出口温度分布系数降低的需求,采用三头部矩形燃烧室,对三种不同的三旋流器头部组合方案进行了出口温度分布的试验,重点研究了三旋流器旋向和头部当量比对燃烧室出口温度分布的影响.出口温度的测试方法采用了燃气分析... 针对高温升燃烧室对出口温度分布系数降低的需求,采用三头部矩形燃烧室,对三种不同的三旋流器头部组合方案进行了出口温度分布的试验,重点研究了三旋流器旋向和头部当量比对燃烧室出口温度分布的影响.出口温度的测试方法采用了燃气分析法.试验结果表明外旋流器与中间旋流器旋向相反时,出口温度分布均匀;头部当量比小,出口温度分布均匀.头部当量比应与旋流器旋向共同考虑,才能优化燃烧室出口温度分布系数. 展开更多

关键词 航空 航天推进系统 航空发动机 燃烧室 出口温度分布 三旋流器 燃气分析

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冲击加发散双层壁冷却方式压降分配对斜孔内对流换热影响的研究 被引量：21

10

作者 林宇震 俞文利 +1 位作者 刘高恩 许全宏 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第2期97-101,共5页

以高推重比发动机燃烧室单位压力单位面积冷却气量为基准 ,研究了孔数比为 1∶1的冲击 /发散冷却方式在不同冲击壁和发散孔壁压降分配情况下的发散斜孔内的局部换热系数和平均换热系数。研究发现 ,压降分配比例的变化对孔进口区 (x/d &l... 以高推重比发动机燃烧室单位压力单位面积冷却气量为基准 ,研究了孔数比为 1∶1的冲击 /发散冷却方式在不同冲击壁和发散孔壁压降分配情况下的发散斜孔内的局部换热系数和平均换热系数。研究发现 ,压降分配比例的变化对孔进口区 (x/d <4 )的换热增强有较大的影响。通过CFD计算孔内的流动 ,分析了孔进口区换热系数增强的原因。并给出了周向平均换热增强系数的拟合公式 。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 气膜冷却 对流换热 孔进口区

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基于CFD分析改进三旋流燃烧室头部设计 被引量：18

11

作者 吴治永 林宇震 +2 位作者 刘高恩 张弛 许全宏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第5期533-537,共5页

利用FLUENT,对一多级旋流燃烧室的冷态单相流场进行了数值模拟,基于该流场结果,对该燃烧室头部控制油雾混合的三级涡流器唇口处进行了改进设计。并对两种方案的燃烧室在相同试验条件下进行了贫油熄火油气比、大功率工作时的冒烟指数进... 利用FLUENT,对一多级旋流燃烧室的冷态单相流场进行了数值模拟,基于该流场结果,对该燃烧室头部控制油雾混合的三级涡流器唇口处进行了改进设计。并对两种方案的燃烧室在相同试验条件下进行了贫油熄火油气比、大功率工作时的冒烟指数进行了实验研究。对方案1燃烧室单相冷态流场的结果表明,该燃烧室内部流场和预想的流动组织有较大差别,三级旋流器出口的气流,迅速向径向流去,主燃区的回流区结构不明显,且二级旋流出口和三级旋流出口之间有小回流区。该流场结构解释了方案1燃烧室有很好的贫油熄火性能,但是冒烟指数较高。方案2燃烧室的流场结构,改变了三级旋流出口气流方向,消除了与二级旋流器之间的小回流区。方案2燃烧室在与方案1燃烧室相同试验条件下的实验结果表明,贫油熄火油气比性能下降了7.3%,但发动机大功率时冒烟排放指数改善了29.4%。基于数值分析的燃烧室设计,使燃烧室扩大稳定工作范围的研究取得了进展。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 贫油熄火 冒烟 数值仿真

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旋流杯燃烧室头部流场与喷雾对贫油熄火的影响 被引量：34

12

作者 袁怡祥 林宇震 刘高恩 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第3期332-337,共6页

对两种不同的燃烧室头部(三旋流杯头部为A型、双旋流杯头部为B型)进行了研究。对有两种头部的燃烧室进行了冷态流场的数值模拟,用粒子动态分析仪(PDA)测量了两种头部的速度场和喷雾场,结合慢车工况的贫油熄火试验结果进行了分析。结果表... 对两种不同的燃烧室头部(三旋流杯头部为A型、双旋流杯头部为B型)进行了研究。对有两种头部的燃烧室进行了冷态流场的数值模拟,用粒子动态分析仪(PDA)测量了两种头部的速度场和喷雾场,结合慢车工况的贫油熄火试验结果进行了分析。结果表明:A型头部喷雾的索太尔平均直径(SMD)和均匀度能满足燃烧室的性能要求,比B型头部的要好,但其贫熄特性不理想。而B型头部的贫熄特性好于A型;A型头部的内旋流器气流流通量应减小一些,以利于喷嘴端部低压区的形成,这样有可能进一步降低贫油熄火油气比。 展开更多

关键词 旋流杯燃烧室 流场 喷雾 贫油熄火 影响因素 航空发动机

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燃烧室多斜孔壁流量系数研究 被引量：16

13

作者 方韧 林宇震 +1 位作者 李彬 刘高恩 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第1期61-64,共4页

对５种不同几何结构多斜孔试验板展开了流量系数研究。讨论了流量系数的物理本质及影响因素。在变化各种几何因素及流动因素的情况下由实验得出了流量系数值。讨论并分析了各种因素对流量系数的影响程度。该结果对多斜孔壁气膜冷却的设... 对５种不同几何结构多斜孔试验板展开了流量系数研究。讨论了流量系数的物理本质及影响因素。在变化各种几何因素及流动因素的情况下由实验得出了流量系数值。讨论并分析了各种因素对流量系数的影响程度。该结果对多斜孔壁气膜冷却的设计、研究有重要意义。 展开更多

关键词 燃烧室 冷却 流量系数 航空发动机 多孔壁

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不同排列方式多斜孔壁气膜冷却绝热温比研究 被引量：22

14

作者 宋波 林宇震 +1 位作者 刘高恩 王华芳 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第1期91-94,共4页

采用传热传质类比方法实验研究了４种孔阵排列方式（顺排、叉排、顺排＋复合角及叉排＋复合角）下多斜孔壁气膜冷却绝热温比。小孔与壁面夹角为３０°，复合角为４５°，孔阵排距比８．０，侧向间距比４．０，吹风比为１．９４... 采用传热传质类比方法实验研究了４种孔阵排列方式（顺排、叉排、顺排＋复合角及叉排＋复合角）下多斜孔壁气膜冷却绝热温比。小孔与壁面夹角为３０°，复合角为４５°，孔阵排距比８．０，侧向间距比４．０，吹风比为１．９４。比较了各排列方式孔阵绝热温比的分布规律，得出了较优的孔阵排列方式。 展开更多

关键词 气膜冷却 绝热壁温 多斜孔壁 航空发动机

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燃油周向分级对贫油熄火油气比的影响 被引量：9

15

作者 袁怡祥 林宇震 +2 位作者 刘高恩 胡国新 龚静 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第5期639-644,共6页

为降低贫油熄火油气比,对双头部燃烧室进行了燃油周向分级贫油熄火模拟实验研究。实验考虑了进气速度、进气温度对贫油熄火油气比的影响。采用了三种不同长度的隔板来研究减少两个头部之间相互影响。试验结果表明:与不分级燃烧相比,燃... 为降低贫油熄火油气比,对双头部燃烧室进行了燃油周向分级贫油熄火模拟实验研究。实验考虑了进气速度、进气温度对贫油熄火油气比的影响。采用了三种不同长度的隔板来研究减少两个头部之间相互影响。试验结果表明:与不分级燃烧相比,燃油周向分级燃烧能够显著降低贫油熄火油气比。当燃烧室进气温度低于400K,贫油熄火油气比随燃烧室进气空气流速的上升而明显下降,当进气温度大于400K,贫油熄火油气比对燃烧室进气温度和速度不敏感;采取加在头部之间插入隔板的措施来降低燃烧室贫油熄火比,效果并不显著。 展开更多

关键词 贫油熄火 油气比 燃烧室 航空发动机 影响 燃油周向分级

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分级/预混合预蒸发贫油燃烧低污染方案NO_X排放初步研究 被引量：20

16

作者 林宇震 彭云晖 刘高恩 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第4期492-497,共6页

对分级/贫油预混合预蒸发低污染燃烧方案的氮氧化物排放进行了初步试验研究,主要目的是考察贫油预混合预蒸发级降低污染排放的能力。预燃级是常规双涡流器空气雾化喷嘴,主燃级是空气雾化喷嘴雾化燃油,配装蒸发管,头部涡流器组织燃烧。... 对分级/贫油预混合预蒸发低污染燃烧方案的氮氧化物排放进行了初步试验研究,主要目的是考察贫油预混合预蒸发级降低污染排放的能力。预燃级是常规双涡流器空气雾化喷嘴,主燃级是空气雾化喷嘴雾化燃油,配装蒸发管,头部涡流器组织燃烧。燃油为RP-3航空煤油。采用单头部燃烧室,工况模拟了燃烧室进口温度(800K)、进口速度和总油气比,压力为常压。研究结果表明,旋流式贫油预混合预蒸发燃烧的主燃级有降低氮氧化物的潜力,相对于常规燃烧组织方式,能够降低NOX排放量为60%,同时发现,燃油分级比例对NOX降低也有很大影响。 展开更多

关键词 航空发动机 分级/预混合预蒸发贫油燃烧 NOx 燃烧室 氮氧化物 污染控制

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冲击加多斜孔双层壁冷却方式气膜绝热温比研究 被引量：14

17

作者 许全宏 张宝华 +1 位作者 林宇震 刘高恩 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第4期387-390,共4页

采用传热传质类比方法 ,对冲击加多斜孔双层壁冷却方式气膜绝热温比进行了实验研究。主要考虑了双层壁夹缝高度、冲击壁、吹风比、孔排列方式、以及孔间距对局部绝热温比的影响。并且给出了根据 5种几何结构实验板的展向平均绝热温比沿... 采用传热传质类比方法 ,对冲击加多斜孔双层壁冷却方式气膜绝热温比进行了实验研究。主要考虑了双层壁夹缝高度、冲击壁、吹风比、孔排列方式、以及孔间距对局部绝热温比的影响。并且给出了根据 5种几何结构实验板的展向平均绝热温比沿流向的分布运用最小二乘法拟合公式。研究结果表明 :对某一确定几何结构的多斜孔实验板 ,加冲击壁与否以及双层壁间夹缝高度的变化对相同吹风比下的绝热温比影响甚小 ,局部绝热温比的分布主要取决于吹风比和孔阵排列方式。从绝热温比考虑 ,叉排长菱形排布比较理想。 展开更多

关键词 传热传质学 燃烧室 冷却 燃气涡轮发动机

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弯曲壁上开孔倾角对气膜孔流量系数的影响 被引量：8

18

作者 张弛 赵梦梦 +1 位作者 林宇震 刘高恩 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第7期1127-1131,共5页

对弯曲壁上的多孔气膜冷却方式的流量系数进行了实验研究,目的是确定在一定曲率的弯曲壁上不同开孔倾角冷却孔的平均流量系数随压力参数的变化规律,并从流动损失方面进行深入分析.研究结果表明,对于几何参数一定的多孔冷却方式,影响其... 对弯曲壁上的多孔气膜冷却方式的流量系数进行了实验研究,目的是确定在一定曲率的弯曲壁上不同开孔倾角冷却孔的平均流量系数随压力参数的变化规律,并从流动损失方面进行深入分析.研究结果表明,对于几何参数一定的多孔冷却方式,影响其流量系数的气动因素用压力参数来表示是合理的,但对于不同的开孔倾角,压力参数对流量系数的影响效果有很大差别. 展开更多

关键词 航空 航天推进系统 航空发动机 弯曲壁 多孔气膜冷却 流量系数 压力参数

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反向与同向双旋流器流场的试验研究 被引量：25

19

作者 林宇震 刘高恩 王华芳 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第4期423-425,共3页

运用已经校准的五孔探针测定双旋流空气雾化喷嘴中同向和反向旋转的双旋流器产生的流场。实验表明，反向旋转的双旋流器产生的流场与同向旋转的双旋流器产生的流场比较起来，有以下一些特点：反向旋转时旋转射流的切向速度及轴向速度沿... 运用已经校准的五孔探针测定双旋流空气雾化喷嘴中同向和反向旋转的双旋流器产生的流场。实验表明，反向旋转的双旋流器产生的流场与同向旋转的双旋流器产生的流场比较起来，有以下一些特点：反向旋转时旋转射流的切向速度及轴向速度沿轴线的衰减比同向旋转时快，反向旋转时产生的回流区比同向旋转时产生的回流区直径要小，长度要短。 展开更多

关键词 流场 雾化 旋涡旋流器 航空发动机

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高温升燃烧室贫油熄火稳定性研究 被引量：11

20

作者 刘百麟 林宇震 +3 位作者 袁怡祥 刘高恩 胡正义 徐华胜 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第5期456-459,共4页

高温升(ΔT=1150K)燃烧室的头部采用三级涡流器与单油路预膜气动雾化喷嘴相互匹配。为了分析二者对改善贫油熄火稳定性的最佳匹配,对8组三级涡流器的流量分配和出口角旋向组合不同的匹配方案进行了试验研究。结果表明:三级涡流器的流量... 高温升(ΔT=1150K)燃烧室的头部采用三级涡流器与单油路预膜气动雾化喷嘴相互匹配。为了分析二者对改善贫油熄火稳定性的最佳匹配,对8组三级涡流器的流量分配和出口角旋向组合不同的匹配方案进行了试验研究。结果表明:三级涡流器的流量分配对贫油熄火有一定影响;而出口角旋向组合则对其影响显著,且最佳旋向组合为第一级右旋45°—第二级左旋40°—第三级左旋40°。此外,最佳匹配方案的贫油熄火稳定性优于基准方案。 展开更多

关键词 航空发动机 燃烧室 贫油 熄火 空气燃料比

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