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作者：蒋尧;彭中九;王志凯;康继芝;刘冉;宋双文;
单位：中国航发湖南动力机械研究所;中国人民解放军61150部队;
摘要：为实现航空发动机燃烧室出口温度场的精确预估，结合零部件试验结果，对燃烧室关键部位开展分层验证，确认了整个燃烧室的网格策略和计算模型。采用火焰面生成流（Flamelet Generated Manifold,FGM）方法对某型发动机燃烧室出口温度场开展了仿真研究。采用常温常压条件下的燃油喷嘴单相雾化试验结果作为燃烧室热态计算的喷雾设置的输入，选用Taylor-Analogy Breakup (TAB)二次雾化模型模拟燃油粒子的破碎过程。采用不同反应机理构建了非绝热FGM查询表以模拟热力化学特性。燃烧室计算结果与试验结果对比结果表明：旋流器、主燃孔/掺混孔以及气膜冷却孔的流量特性最大误差分别为4.7%,7%和6%；燃烧室的压力分布系数Cp计算绝对误差最高不超过0.1；燃烧室总压损失计算相对误差最高不超过5%；采用FGM模型以及Jet-A Skeletal化学反应机理计算得到的燃烧室出口温度分布曲线与试验结果吻合最佳，并通过其他两个燃烧室对比验证，验证了基于FGM模型的出口温度场仿真方法的通用性。
关键词：分层验证;;FGM模型;;燃烧室;;出口温度分布;;数值模拟
