一种计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法

标题：一种计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法

摘要：本发明涉及燃气轮机燃烧室全环型火焰筒出口温度场试验件方法，特别涉及一种计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法。方法包括如下步骤：将改进后的全环型的火焰筒按照单个头部进行划分，以每个头部作为样本点；每个样本点进行设定预定数量的温度数据测量，以获取每个样本点的样本数据；根据每个样本点的样本数据，计算每一个样本点的第一平均温度和第一最高温度；计算每一个样本点的第一OTDF值，以判断每个样本点处出口温度场周向不均匀度。本发明的计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法，能够在不改变火焰筒数量的情况下，增加样本数量，从而提供计算结果的准确度。

申请号：CN201610663322.3

申请日：2016/8/12

申请人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所

首项权利要求：一种计算航空发动机主燃烧室火焰筒出口温度场的方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、将改进后的全环型的火焰筒按照单个头部进行划分，以每个头部作为样本点；步骤二、每个样本点进行设定预定数量的温度数据测量，以获取每个样本点的样本数据；步骤三、根据每个样本点的样本数据，计算每一个样本点的第一平均温度和第一最高温度；步骤四、计算每一个样本点的第一OTDF值，以判断每个样本点处出口温度场周向不均匀度。

专利类型：发明申请