加力燃烧室的工作原理
燃烧室
（2）筒体
设计要求
壁面冷却与散热 具有一定流量和深度的进气孔
结构特点
冷却与散热——气膜式、散热片式 进气孔分布
（3）火焰筒的固定
简支式 WP6、WP7 悬臂式 JT3D、WJ6
（4）传焰管
功用：传焰、均压 结构特点：
冷却 密封
5.1.3.4 喷嘴
位于承力壳体外的用于飞机隔热用的，称隔热套；
位于承力壳体内的用于与燃气隔热的，称隔热屏。
振荡燃烧
５.３ 排气装置
５.３.１ 尾喷管 (1) 功用：将燃气的部分热焓转变成动能，并以一定方 向排出。 (2) 要求：
具有足够刚性，以保证排气流量精度与喷口动作的灵活 性。 喷口动作要求平稳，以使发动机状态变化匹配。
５.２ 加力燃烧室
５.２.１ 概述 (1) 功用 (2) 工作环境
进口温度高 速度大 压力低 含氧量小 余气系数低
(3) 设计要求
薄壁园筒应具有足够的强度与刚性 流阻要小(因为流速大) 热膨胀自由 起动平稳与迅速
５.２.２ 基本构件
组成：
扩压器、混合器、稳定器、供油与点火装置、 壳体等。
５.２.２.１ 扩压器
径向稳定器─WP7乙、WP13 蒸发式稳定器——(SPEY或WS9) 气动式稳定器——(法国“阿塔”) “沙丘”式稳定器
５.２.２.４ 供油系统与点火装置
(1) 喷咀特点：
喷咀小而数量多，以保证雾化质量。
(2) 常用形式
单路离心喷咀 直流喷咀 针塞喷咀
(3) 供油系统
1) 加力燃烧室供油系统是间断工作的，不 加力时， 空油管必须要通气冷却 2) 环形燃油总管的安排
第6章-加力燃烧室.幻灯片课件
沙丘驻涡稳定器：WP6甲、WP13
气动式稳定器：阿塔（法）
WP6发动机加力燃烧室
单排环形 V形稳定器
双排环形 V形稳定器
WP7发动机加力燃烧室
涡喷7乙发动机加力燃烧室
双排径向式 V形稳定器
蒸发式稳定器
喷油杆——J57-F13、WP7乙 喷油圈——WS发动机（分区、分压供油） 针塞式——F100发动机，制造困难，材料好
喷油杆射流式喷嘴供油
分圈分压式供油
6.3 加力燃烧室的基本构件
5、加力燃烧室壳体
➢ 快卸环结构：联接外壁 ➢ 防震屏：采用多孔的波纹板，造成气流的乱反射和气体
阻尼，有效防止加力燃烧室的震荡燃烧。
喷管操纵套管
复燃燃气
加力燃烧室
喷管
可调推进喷口
6.2 加力燃烧室的工作特点和构造要求
1、进口温度高：950～1100K，含氧量低——加力燃烧室需 要足够长的长度；
2、涡轮出口速度高：350～450m/s——扩压器，火焰稳定器 稳定气流；
3、进口气体压力低——预燃室可靠点火； 4、壳体振动，震荡燃烧——要加强刚度； 5、起动迅速、平稳，对其他部件无影响——可调尾喷口； 6、出口温度高，热应力、热变形大——进行冷却，对机舱
第6章-加力燃烧室.
WP6发动机加力燃烧室的组成
6.1概述
➢ 燃烧过程：扩压、燃烧、排气
扩压器内锥顶截去，使截面积骤然增大，并在该处形 成中心回流区；
火焰稳定器后也形成环形回流区；
扩压段燃油逆流喷入燃气；
加力燃油在压力较低的燃气中燃烧，热循环效率较低， 燃烧效率不高。
第十三章 航空发动机燃烧室资料讲解
3、燃烧完全
燃烧完全系数：
燃烧完全程度室发动机重要的经济指标，用燃烧效率来衡量。 燃烧效率（考虑了散热效应）：
热循环效率：
4、出口温度场符合要求
燃烧室出口的燃气流向涡轮 叶片，考虑到高速旋转的涡 轮叶片承受应力已经很大， 再加上高温气流的冲击，工 作条件十分恶略。于是要求 燃烧室出口气流温度场符合 涡轮叶片高温强度的要求， 不要有局部过热点，以保证 涡轮的正常工作和寿命。
三、对主燃烧室的性能要求
1、点火可靠 1）能在进口±50℃范围内实现良好的地面起动 2）高空熄火后能够再点火，保证安全 3）能在8-12km的高度实现可靠点火
发动机的点火高度是评定飞机或发动机的一个性能指标，目前达到的高度为89km，采取补氧等措施后可达12-13km。提高点火高度，也是目前研究的主要 课题。 2.燃烧稳定 要求燃烧室在点燃以后，必须： 1）在规定的全部飞行高度、速度范围内都能稳定燃烧，不被吹熄 2）在a=2-50的范围内能稳定燃烧 3）避免不稳定燃烧（振荡燃烧）
可见，燃烧室是动力机械的能量发源地，室发动机中的主要部件之一。 二、燃烧室工作特点 （1） 进口气流速度很大 （2） 燃烧室容积很小（容热强度大） （3） 工作温度高（2500K） （4） 出口气流温度T4受到涡轮叶片的强度的限制，不能过高 （5） 进口参数变化大
因此一个好的燃烧室必须在这些参数变化范围宽广的状态 下保证正常工作，至少不能熄火，以便保证发动机能发出 推力，飞机能安全飞行。而且，这一任务必须以最小的压 力损失、在有限的可用空间里释放出最大的热量、高效低 污染地实现，亦即高效、高强度、低污染的实现。
3. 沿叶高温度分布应符合中间高两端低的要求-等强度原则。
5. 压力损失小
气流流经燃烧室要产生压力损失。它主要包括摩擦损失、扩压损失、 穿过火焰筒的众多大小孔产生的进气损失、掺混损失以及燃烧加热引 起的热阻等等。
第八章加力燃烧室PPT课件
主燃烧室
80~250 500~800
120~170 (0.2~0.3)
约40 120~200
21% 0.002~0.003
33~2.2 1000~1500 周向分布尽可能均匀分布径向分布 有特殊要求 0.95~0.99
约20
加力燃烧室
20~30 700~1000
350~450 (0.5~0.7) 120~180 250~400 14%~17% 0.002~0.07
• 8.2 加力燃烧室主要部件和工作原理
加力式主要部件：扩压器、供油装置、点火器、 火焰稳定器、防震（隔热）屏和加力室筒体等。
WP13加力燃烧室外形
WP9加力燃烧室立体图
一、扩压器(混合器)
加力燃烧室的扩压器是由中心鼓筒和外壳构成，按面积的 扩压比一般在2左右，其目的是将高速气流减速，并使压力 有所提高，这将有利于组织燃烧和减少阻力。中心鼓筒由 若干个整流支板支承，支板有一定的偏斜度，以扭正涡轮 排气的旋转气流动(整流)，有利于使稳定器截面处的流场 均匀。 加力燃烧室扩压器一般是做成大扩张比和小扩张角，这有 利于减小压力损失，但这要受直径和长度的限制，为了减 小可能产生的气流分离，扩张角一般不宜太大，为了工艺 简单，中心鼓筒或外壳常做成直线截锥形，也有做成特型 曲面的。
复燃加力(reheating):即通过在已燃气中喷燃油， 提高排气温度来增加推力。在地面台架状态，加 力推力较最大状态推力可增加25~50%，在高速或 超音速飞行是增加更多，可达100%以上。对于涡 扇发动机加力推力增加比例更大，地面台架状态 可达70%以上，超音速时可达150%以上。
8.1 加力燃烧室特点及对发动机性能的影响
加力燃烧室点火和主燃烧室点火有类似之处，也是靠 外加点火源先将局部可靠，点火范围宽广。
燃气轮机原理 第四章 燃烧室4-1&4-2&4-3
② 燃烧室容积很小，但要在短时间内发出大 量的热能，要燃烧相当多的燃料，而且要 求燃烧完全。 涡喷-6发动机：10个火焰筒，总容积不到 0.07m3，但每小时要烧掉2.5吨燃油。 燃烧室的发展趋势：长度缩短，体积减 小，燃料燃尽程度接近100%。
3
航空燃气轮机
= (1.2 ~ 3.5) × 108 qvp
地面重型燃气轮机 主燃烧室 火焰筒 蜂窝煤炉
qvp = (1.2 ~ 5) × 107
qvp = (7.5 ~ 9.08) × 107
qvp = (12.34 ~ 20.73) × 107 qvp = 4.3 × 10
6
KJ /( m ⋅ bar ⋅ h )
一次空气供应方式
将一次空气全部通过装在火焰管头部旋流器供入 燃烧区 将一次空气分别由旋流器和开在火焰筒前段的几 排一次空气射流孔供入燃烧区
2—旋流器 5—一次空气射流孔
试验表明，第 种供气方式，即将一 次空气分别由旋流器和开在火焰筒前 段的几排一次空气射流孔供入燃烧 区，可以保证燃烧室具有比第 种供 气方式，即将一次空气全部通过装在 火焰管头部旋流器供入燃烧区，更为 宽广的负荷变化范围。这是由于在第 种供气方式中，燃烧室具有“一次空 气量自调特性”。
航空发动机的污染表现
• 由于燃烧组织的不完全，特别是富油时，排放大 量的CO直接造成对人类健康的危害； • 局部富油时因缺氧，生成大量的炭粒子，形成可 见黑烟雾，造成污染； • 由于燃烧时温度较高，特别是在地面起飞状态 时，容易形成NOx类物质，对人类及其他生物危 害很大； • 燃烧室工作时，特别是加力燃烧室在不稳定工作 时，产生低频高分贝的强噪声污染。
经典04燃烧室的基本原理及结构
最新.
54
点火装置
点火装置的作用是在启动时向燃烧 室提供初始点火炬。当燃烧室主燃 区能连续、稳定地燃烧时，点火装 置即停顿工作。
点火设备要位于气体流速较低，油 气浓度较适宜处，并要能提供足够 的能量才能点着。
最新.
55
点火装置
电站燃气轮机常用的点火器
〔1〕电火花塞点火器
利用电极高压放电 或半导体外表放电，点燃燃 料空气混合物。
最新.
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燃烧过程和气流的组织
燃烧室中气流流动过程的组织 燃烧区中燃料浓度场的组织 燃烧区中可燃混合物的形成与 燃烧
最新.
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燃烧室中气流流动过程的组织
燃烧区中气流流动过程的组织 混合区中二次掺冷空气与高温燃 气掺混过程的组织 火焰筒壁冷却过程的组织
最新.
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最新.
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燃烧区中气流流动过程的组织
最新.
7
对燃烧室的根本要求
点火可靠,燃烧稳定 在各种工况，包括工况急剧变化的过 程〔过渡过程〕, 燃烧室应保证稳定 燃烧，即不熄火，无燃烧脉动。
空气过量系数α：燃烧时实际空气量 L与理论上需要的空气量L0的比值， 即α＝L／L0。
最新.
8
对燃烧室的根本要求
燃烧完全
在燃气轮机的主要工况下，燃烧室应 具有足够高的完全燃烧程度和最小的 散热损失。
最新.
3
燃气轮机燃烧室
燃烧室工作特点和要求
燃烧过程和气流的组织
燃烧室的构造和型式
燃烧室的变工况特性
气体燃料的燃烧技术
液体燃料的雾化和喷嘴
燃烧室的低NOx燃烧技术
最新.
4
燃烧室工作特点和要求
燃烧室工作过程
最新.
航空发动机加力燃烧室不稳定燃烧机理与控制方法研究
航空发动机加力燃烧室不稳定燃烧机理与控制方法研究摘要航空发动机是航空器的核心之一，其具有重要的作用。
航空发动机加力过程中，燃烧室出现不稳定燃烧现象，对航空发动机的正常使用及安全带来风险。
本文从燃烧室不稳定燃烧机理与控制方法入手，对航空发动机燃烧室不稳定燃烧机理进行研究，提出相应的控制方法，以提高发动机的稳定性和安全性。
关键词：航空发动机；燃烧室；不稳定燃烧；机理；控制方法一、引言随着航空技术的不断发展，航空发动机的使用越来越广泛。
燃烧室是航空发动机的心脏，起到了燃烧混合气的作用，同时是发动机的能量转换中心。
在航空发动机加力过程中，燃烧室内可能会出现不稳定燃烧现象，导致发动机的失控，严重时可能造成发动机事故。
因此，研究航空发动机的燃烧室不稳定燃烧机理及其控制方法对于提高航空安全和发动机的稳定性具有重要意义。
二、燃烧室不稳定燃烧机理1.燃烧室不稳定燃烧发生的原因燃烧室不稳定燃烧发生的原因是多方面的，比如燃料流动不均匀，燃烧过程中的化学反应过激，喷嘴的设计不合理等等。
但是最为关键，影响最大的因素是燃烧室的流动结构不稳定所导致的问题。
在过去的研究中，已经发现了一些燃烧室不稳定燃烧的机理问题，例如有关动态失稳和后、侧消烧这两个问题。
2.燃烧室不稳定燃烧的机理燃烧室不稳定燃烧的机理包括很多因素，其中最主要的因素是燃烧室内的气体动力学流动结构不稳定。
当工作流动的稳定性缺失时，会导致极其复杂的涡流产生，这些涡流会扰动燃烧室内的燃料混合气的分布。
由于燃烧室内的燃料混合气分布出现不均匀现象，不仅会导致燃烧室内部出现温度不均匀现象，而且会导致燃烧室内发生不稳定燃烧，由此会引发燃烧室爆炸的风险。
三、燃烧室不稳定燃烧的控制方法1.燃烧室的调整合理的燃烧室结构设计是避免不稳定燃烧的关键。
需要考虑燃烧室的几何形状、流道的设计、调焦器的位置及数量等因素，保证燃烧过程中燃料的均匀混合，避免出现燃烧不充分、易爆的问题。
2.燃烧控制系统发动机燃烧控制系统是航空发动机的关键部分，对燃油进入、混合、氧气进入和燃烧过程的控制起到重要作用。
加力燃烧室
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图２喷油杆与稳定器一体化设计设想方案
１．２国外第四代军用航空发动机加力燃烧室技术概况
第四代战斗机用航空发动机加力燃烧室的进口温度一般高达９００℃，出口温度达１８００
１
３国９ｌ，☆ｎ力燃烧室技术发展趋势
传统发动机加力燃烧室大都采用ｖ型钝体火焰稳定器，尽管流道阻塞大，重量较重，
但技术成熟，仍然得到广泛应用。先进的第三代和三代半歼击机发动机广泛采用径向火焰稳 定器，并在现有技术可能的范围内实现了加力燃烧室某些部件的一体化设计，如火焰稳定器 和喷油杆结合、扩压器与混合器相结合等，这些一体化设计措施均有助于减ｄ，，０１力燃烧室的 体积和长度，提高发动机推重比。但是，钝体结构必然会阻塞流道，特别在非加力状态造成 额外的损失，点火器、支撑框架以及复杂的冷却系统又增加了发动机的重量，难以实现更高 推重比的目标，这是钝体火焰稳定器与生俱来的缺点。 第四代军用发动机加力燃烧室采用加力与涡轮后承力框架一体化设计后，可以克服传统 方案流阻大、重量重等缺点，在试验和实际使用中表现了卓越的性能，国外研究资料表明， 这种加力燃烧室方案还适用于更高推重比发动机。
未来高推重比发动机加力燃烧室要在第四代发动机的基础上大幅度降低重量，常规的加 力型式和材料无法满足重量设计要求。为了满足重量指标的要求，一方面需要采用先进的加 力型式，简化加力结构，减少零件数，缩短加力长度，另一方面需要大量的采用轻质的耐高 温复合材料。
加力燃烧室
预燃室
整流支板
壳体
火焰稳定器
整流锥
喷嘴
后燃油总 管
隔热罩
6.3 加力燃烧室的基本构件
2、混合器
功用：
混合加力涡扇发动机中，将涡扇发动机外涵道空气平稳引入、 内涵道，保证两股气流混合后压力、温度和速度比较均匀。
类型
（1）漏斗形混合器 （2）环形混合器 （3）菊花槽形混合器
缺点：减少发动机推力
6.3 加力燃烧室的基本构件
4、供油点火装置
（1）供油系统 总管穿过壳体，与环形稳定器同心安装——WP7 总管穿过壳体，经支板进入内锥，与环形输油圈相连—— WP6 总管在壳体外，与喷油杆(嘴)相连——J57-13，壳体密封
（2）输油圈：分压分圈供油 作用：满足不同加力状态下的供油需求
利用铂能吸附氧气和氢气的特性，使点火用的混合器借 铂铑丝网的催化作用，在较低温度下点燃。
涡喷6的预燃室点火
热射流点火
催化剂点火
电火花点火
6.4加力燃烧室主要零件常用材料
外壳：耐热不锈钢或钛合金 内锥体、整流支板、预燃室：GH30、GH39 未来的材料：
高温 陶瓷合金
外涵道空气流
燃油
冷气流
喷管操纵套管
复燃燃气
加力燃烧室
喷管
可调推进喷口
6.2 加力燃烧室的工作特点和构造要求
1、进口温度高：950～1100K，含氧量低——加力燃烧室需 要足够长的长度；
2、涡轮出口速度高：350～450m/s——扩压器，火焰稳定器 稳定气流；
3、进口气体压力低——预燃室可靠点火； 4、壳体振动，震荡燃烧——要加强刚度； 5、起动迅速、平稳，对其他部件无影响——可调尾喷口； 6、出口温度高，热应力、热变形大——进行冷却，对机舱
燃烧学考试重点西工大
1绝热火焰温度：当燃料和空气的初始状态，即燃料/空气比及温度一定时，绝热过程燃烧产 物所能达到的温度（最理想状态，最高温度）。
2.活化能:活化分子所具有的最小能量（E ＊)与整个反应物分子的平均能量(E )之差。
简称活化能（E a ）。
E a=E *—E3。
标准燃烧焓: 当1mol 的燃料与化学当量的空气混合物以一定的标准参考状态进入稳定流动的反应器，且生成物也以同样的标准参考状态离开该反应器，此反应释放出来的热量。
4.基元反应：能代表反应机理由反应微粒一步实现的反应，而不通过中间或过渡状态的反应。
5。
链锁反应：一种在反应历程中含有被称为链载体的低浓度活性中间产物的反应。
通过活化粒子而进行的一系列化学反应为链锁反应二、1。
为什么紊流火焰传播速度要比层流火焰传播速度大得多？为提高紊流火焰传播速度可 采取哪些措施。
答:原因:（1）湍流流动使火焰变形,火焰表面积增加，因而增大了反应区；(2)湍流加速了热量和活性中间产物的传输，使反应速率增加，即燃烧速率增加； （3）湍流加快了新鲜混气和燃气之间的混合，缩短了混合时间,提高了燃烧速度。
措施：增大Re ，增大P ，增大T ，增大u'，改变混气浓度 2.简述支链爆炸的着火（爆炸）的半岛现象？（课本69页)答：在压力—温度半岛图中，可爆与不可爆区域之间的界限称为爆炸极限。
第一爆炸极限的压力最低,此时 变为 ；显然，第一爆炸极限由碰壁销毁和链分支过程之间谁占优势决定。
第二爆炸极限发生在中等压力下，通常 简化为 ，此时,第二爆炸极限由气相销毁和链分支过程之间谁占优势决定.并不是所有燃料都存在第三爆炸极限。
对大多数燃料，存在第三爆炸极限,它是由热损失决定的，此时爆炸热理论适用。
3.叙述质量、能量、动量输运定律的表达形式和物理意义？答：1.费克扩散定律:在双组分混合物中组分A 的扩散通量的方向与该组分当地质量分数梯度方向相反,绝对值正比于该梯度值, 比例系数称为扩散系数。
第十三章 航空发动机中的燃烧
六、燃烧室性能指标
燃烧室必须能够允许燃油在范围广泛的工作状态下有效地燃烧而不致产生巨大的压力
234
损失。此外，如果火焰熄灭了，它必须能够重新点燃。在完成这些功能时，火焰筒和喷嘴雾 化器部件必须在机械上是可靠的。 燃气涡轮发动机按等压循环工作，因而，燃烧过程的压力损失必须保持在最低水平。在 提供足够的湍流和掺混时，总压损失在燃烧室进口空气压力的 3~8%之间变化。 1、燃烧强度 由燃烧室或任何别的热量发生装置放出的热量取决于燃烧区的容积。 因而， 为了获得要 求的高功率输出，一个相当小而紧凑的燃气涡轮燃烧室必须以极高的放热率放热。例如，在 起飞状态，一台罗尔斯·罗伊斯公司的 RB211-524 发动机每小时消耗 9368kg 燃油。这种燃 油具有大约 43120kJ/kg 的热值。因此，该燃烧室每秒释放将近 112208kJ 的热量。换言之， 这种潜在的热量消耗率相当于大约 150000 马力。 燃烧室容热强度定义为燃烧室在单位压力下、单位容积内燃料燃烧每小时所释放的热 量。
235
图 13.9 燃烧效率随空气/燃油比变化
在偏贫油一边,在头部燃烧进行得较为充分，因此 η c 下降得较为缓慢。其所以也下降 是由于总的温度较低，较多的冷空气较早地掺入，使得反应速度降低，导致 η c 下降。 过低的供油量使离心式喷嘴供油恶化，不仅使得燃烧效率迅速下降，而且也容易造成 火焰熄灭。 发动机燃烧室一般在总余气系数 α Σ ＝3.5～5.5 之间工作，此时效率变化不大，约为
图 13.4 主燃烧室火焰筒几种冷却方式
三、燃油供应
燃油可以选用二种不同方式之一供入空气流中。 最普通的是用喷嘴将雾化良好的燃油喷 入回旋的空气流中。第二种方式是让燃油预先汽化，然后进入燃烧区。 在汽化方式中（图 13.5） ，燃油从供油管喷入位于火焰筒内部的汽化管中。这些汽化管 将燃油折转 180°，喷入火焰筒头部，与主燃区空气形成可燃混气，在主燃区燃烧。高温燃 气对汽化管加热， 有利于燃油在汽化管蒸发。 主空气流同时流入火焰筒进口段孔和二股气流 孔。冷区和稀释空气经限流孔进入火焰筒，其方式与进入雾化式火焰筒相似。
航空航天推进系统习题答案
航空航天推进系统习题答案航空航天推进系统第一章绪论1.说明航空航天飞行器的分类航空器：1)轻于空气的航空器：气球、汽艇。
2)重于空气的航空器：固定翼航空器：飞机、滑翔机；旋翼航空器：直升机、旋翼机。
航天器：1)无人航天器：人造地球卫星、空间平台、太空探测器2)载人航天器：载人飞船、空间站、载人太空实验室、航天飞机和空天飞机。
火箭和导弹。
2.试述火箭、导弹以及运载火箭三者的联系火箭是凭借火箭发动机为动力的飞行器，运载火箭是带有航天器，并将航天器运送到预订轨道的可控火箭，导弹是以火箭发动机或者其他喷气发动机为动力，由制导系统控制其飞行且带有战斗部的飞行器。
3.试述航天器的功能1)环绕地球运行的航天器可以充分利用它相对地球的高远位置来观测地球，可以迅速和大量来自地球大气、海洋、陆地的各种自然信息和社会信息，直接服务于军事侦察，海洋监视、导弹预警、核爆炸探测、气象观测、环境观测和资源考察等任务。
2)环绕地球的航天器可作为空间无线电中继站，用于包括军事通信在内的全球通讯、广播、电视。
3)航天器作为空间基准点，可以为陆海空三军的导弹、船舶、飞机以及部队调动和民用商船、飞机、车辆进行导航定位，可以为军事测绘部门提供大地测绘基准。
4)在航天器上可以有效利用太空的微重力、高真空、超低温、强辐射等特殊环境进行科学研究，开辟新的工业生产。
5)航天器能够摆脱大气层的屏障，接收来自宇宙天体的各种电磁辐射信息，实现全波段天文观测。
6)航天器在近地面空间飞行或在月球、行星际空间飞行，能够实现对空间环境的直接探测或者对月球和行星的酒精考察及取样工作。
此外，载人航天器由于有人工作，能够充分发挥人的独特作用，对于提高空间侦察、空间防御、空间截击和空间作战指挥等效果都有巨大的潜在意义。
4.详细说明飞行器推进系统分类和各自特点1)活塞式航空发动机依靠螺旋桨与空气相互运动产生拉力或升力，发动机功率小，结构复杂，主要应用于小型低速飞行的飞机或直升机上。
动力的跃进——漫谈飞机发动机
动力的跃进——漫谈飞机发动机作者：暂无来源：《百科探秘·航空航天》 2019年第11期文/ 李会超飞机能够飞行，离不开那如心脏一般的动力装置——发动机。
发动机能够将汽油、煤油等燃料中蕴含的化学能转化为赋予飞机足够速度的动能。
然而，说起飞机发动机，我们经常听到的是“涡喷”“涡扇”“涡轮”这样的术语，它们都是什么意思？飞机发动机又经历了怎样的发展历程呢？今天我们就来聊一聊吧！最早的飞行动力：活塞式发动机大家在生病打针时，注意观察就会发现，当医生将注射器针头插入注射液中并拉动推杆时，注射液会被吸入注射器中；而当医生推动推杆时，注射液就会从针头处喷射出来。
为什么液体能够在针筒中流进流出呢？这都要归功于推杆顶部安装的橡胶活塞，正是因为它，注射器内部才形成了密闭空间。
最早的飞机发动机——活塞式发动机中有一个基本装置叫作气缸，这种装置的实际结构和工作过程虽然比注射器复杂得多，但基本原理却与注射器相似。
医生在使用注射器时，是通过给注射器施加外部力量改变其内部状态，从而控制液体进出。
而气缸在工作时，则是气缸内部的油气混合物被点燃，产生的能量驱动活塞向外膨胀，推动着与活塞相连的机械连杆将动力输送出去。
此时，机械连杆就好比注射器的推杆，只不过此时是活塞自己产生的力量推动着机械连杆运动，从气缸内部向外部输出动力。
光有一台活塞式发动机还不行，这种发动机还需要搭配螺旋桨才能驱动飞机。
和我们日常使用的风扇相似，螺旋桨旋转时能够使空气加速，并将其推向后方。
牛顿通过他的第三定律告诉我们，相互作用的两个物体，它们之间产生的作用力与反作用力大小相等、方向相反，并且两个力是作用在同一条直线上的。
所以，当螺旋桨给予空气向后的作用力时，飞机就获得了向前的反作用力。
在活塞式发动机被应用到飞机上之前，人们还尝试过将蒸汽机安装到飞机上。
然而，蒸汽机太过笨重，能够驱动飞机飞行的功率又小，根本无法帮助飞机飞上蓝天。
直到属于内燃机范畴的活塞式发动机被应用于飞机后，人们才真正实现了自由飞翔的梦想。
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燃烧室工作特性：指燃烧室性能随进口气流参数 （压力、温度、流速和空气流 量等）以及余气系数之间的变 化规律。 燃烧室工作特性主要有三方面内容： 燃烧效率特性、熄火特性和流阻特性。
燃烧室效率特性
燃烧效率特性：指燃烧效率与燃烧室余气系数之 间的关系，
b f ( )
燃烧室效率特性
燃烧室的使用特性
T3 p3 H 雾化质量差 燃烧速度 稳定燃烧范围 ma , m f
燃烧室的使用特性
（2）飞行速度变化时，稳定燃烧范围变化的情形
* T3 p3 雾化质量变差 稳定燃烧范围 V ma , m f
熄火特性：在混合气初温、初压一定时，稳定燃
烧范围随燃烧室进口气流速度的变化
关系。
b f (c3 )
燃烧室熄火特性
燃烧室熄火特性
燃烧室的流阻特性
燃烧室的流阻特性：指在燃烧室中因流动及燃烧
过程所带来的压力损失对燃
烧室性能的影响规律。 造成燃烧室总压损失的主要原因：
1、扩压流阻损失 2、表面缝隙和小孔的摩擦损失
（4）燃烧本身引起的脉动
振荡燃烧概述
3、防止振荡燃烧的措施 （1）减小加力燃烧室初始压力振幅 （2）改善火焰稳定器设计 （3）防振屏来吸收压力脉动振荡能量 （4）改善燃油匹配，燃油分布最优化
防振屏
加力燃烧室的工作原理
1、加力燃烧室工作条件的特点 （1）加力燃烧室进口气流的总温高、总压低、 气流速度大。 （2）进入燃烧室的气流含氧量低、惰性成分 增加、不利于组织稳定的燃烧。 （3）出口气流温度不受过多限制，余气系数 可以比较小。 （4）在整个飞行范围内进口气流速度和温度 变化量不大，但进口压力的变化较大。
(2)α > α最佳 α 过量空气供入,冲淡混合气，补燃作用差→ ηb ↓。 α 过分贫油，雾化质量↓，燃烧速度↓，ηb ↓↓ 。
燃烧室效率特性
(3)p3 ↓
p3 ↓ → ma↓ → m f ↓(α一定) →雾化质量→ηb↓
(4) T3↑ 混合气形成快，ut ↑ → ηb ↑。
燃烧室熄火特性
（1）预混室点火
（2）热射流
（3）催化点火
（4）高能电嘴点火
热射流点火
催化点火
加力燃烧室的工作原理
4、稳定燃烧
（1）V形火焰稳定器
（2）蒸发式火焰稳定器
（3）气动式火焰稳定器
V形火焰稳定器
蒸发式火焰稳定器
气动式火焰稳定器
沙丘驻涡火焰稳定器
振荡燃烧概述
1、振荡燃烧类型 ①高频：200~3000Hz , 10%<Δp/p0<20%
3、回流、紊流和掺混时的摩擦损失
4、热阻损失
燃烧室的使用特性
* p3 n * T3 V H c3 mf
b
燃烧室的使用特性
1、燃烧室稳定工作范围随发动机工作条件的变化规律 （1）飞行高度变化时，稳定燃烧范围变化的情形
2、发动机工作时，易导致燃烧室熄火的条件 (1)高空猛收油门或收油门断加力时，易造成贫油熄火； (2)高空小速度飞行，操纵飞机的动作过猛，易造成富油 熄火； (3)当压气机或超声速进气道发动机发生失速、喘振等不 稳定现象时，易造成富油熄火； (4)当飞机发射武器或编队飞行时，混合气含氧量较少，
无法保证正常燃烧。
纯空气 (α－1) L0
* * b L0 h4a h3a H 4 H 0
Hf
燃烧室效率特性
2、典型的燃烧效率特性
燃烧室效率特性
(1)α < α最佳 ut↓ →部分燃料来不及燃烧→ ηb ↓
α ↓↓ →燃烧速度 ↓，发热量↓，燃油蒸发吸热，头部燃 烧区温度↓→燃烧速度↓↓→ ηb ↓↓
尖叫啸声，颤振筒体过热。
②中频：30~200Hz, Δp/p0 ≥20%
低频：20~30Hz
嗡鸣声—滚雷。燃烧不稳定，转速摆动。
③间歇振荡：无节拍，Δp/p0 ≥50%~100%
振荡燃烧概述
2、产生振荡燃烧的原因 （1）发动机转速引起的燃烧室振荡 （2）旋涡脱落引起的燃烧振荡 （3）供油脉动引起燃烧室振荡
1、燃烧效率的计算
h ma
* 3
mg
* h4
* h3 f mf
m f b H f
燃烧室效率特性
* * f mg h4 g h0 g ma h3a h0a m f h* h0 f b mf H f
燃气 1+αL0
b
纯燃气 1+L0
燃烧室的使用特性
（3）发动机转速变化时特性
* C , T3 p3
n ma , m f 雾化质量 ut ma , c3 局部气流速度
贫油极限 稳定燃烧 富油极限稍 范围增大
燃烧室的使用特性
加力燃烧室的工作原理
2、对加力燃烧室的要求 （1）减小流体阻力 （2）提高燃烧效率，降低发动机的耗油率 （3）出口流场均匀，以减小推力损失 （4）点火和燃烧稳定性好
（5）防止振荡燃烧的发生
加力燃烧室的工作过程
加力燃烧室的工作原理
加力燃烧室工作过程包括以下几个方面： 1、气流经扩压器减速 2、供油 3、点火