航空发动机新技术第五章燃烧室设计新技术讲解
飞机发动机燃烧室原理
飞机发动机燃烧室原理
飞机发动机燃烧室原理
飞机发动机的燃烧室是将燃料和空气混合后进行燃烧的区域。在这里，燃料和空气的混合被点燃产生高温和高压气体，推动涡轮旋转，并通
过喷嘴向后喷出高速气流，产生反作用力推动飞机前进。
燃烧室最常用的燃料是航空煤油，同时也有使用天然气和液态天然气
的发动机。燃料经过喷嘴喷入燃烧室，随后加入一定比例的空气，形
成可燃气体混合物。混合物通过点火器点燃后燃烧，产生高温高压气体。
燃烧过程需要保证充分燃烧，即燃烧混合物的每一部分都要得到充分
燃烧和利用。燃烧室设计的目标是尽可能地提高燃烧效率，最大限度
地减少氧化物和一氧化碳等不利气体的产生，减少燃料的浪费和环境
污染。
燃烧室的设计必须要考虑到一系列因素，例如燃料种类、空气比例、
燃烧室结构、点火器、燃烧控制和传热效率等。其中，燃烧室的结构
和喷嘴的设计是关键。燃烧室大部分采用圆形结构，因为这可以提供
更均匀的压力分布，而喷嘴需要保证喷出的气流速度足够高，并且喷
嘴的数量和布局也需要合理。
另外，燃烧控制是燃烧室设计中的另一个重要因素。燃烧室需要在不同的环境条件下进行工作。在高压、高温和高高度的情况下，需要调整燃料和空气的比例来保证燃烧稳定和效率。这也需要喷嘴和控制系统的支持来确保燃烧室在不同条件下工作的可靠性和安全性。
总体来说，飞机发动机燃烧室是飞机发动机一个至关重要的部分。燃烧室的设计需要考虑到一系列因素，以确保高效稳定的燃烧过程，为飞机提供可靠的动力支持。
航空发动机燃烧室数值仿真技术工程应用分析
随着计算流体力学和燃烧仿真模型的迅速发展，以数值仿真为主的燃烧室设计方法逐步取代以大量试验为主的常规设计方法成为可能，并为以最短的周期和最少的费用设计出高水平的航空发动机燃烧室开辟了新的技术途径。
主燃烧室和加力燃烧室（如图1、图2所示）是航空发动机的重要部件，其燃烧性能的优劣将直接影响航空发动机的整机性能、动力输出和污染排放。燃烧室的工程研发具有学科集成度高、技术难度大、研发周期长、研制风险高等特点，其研发过程通常需要依赖大量的物理试验。出于降低研制成本、缩短研制周期和减少对物理试验依赖的初衷，20世纪70年代以来，燃烧数值仿真技术被引入到航空发动机的工程设计和型号优化过程中，使得燃烧室设计由基于物理样机的试验设计方法逐步转向基于燃烧虚拟仿真的设计方法。尤其是近年来，随着现代数学方法、计算机技术和燃烧仿真理论的迅速发展，燃烧数值仿真相关的物理、化学模型不断完善，使得数值仿真技术在航空发动机燃烧室工程研制过程中的作用日益突出，为燃烧室工程研制提供了新的技术手段。
图1 典型主燃烧室示意
图2 加力燃烧室示意
燃烧室数值仿真工程应用的背景
燃烧室设计的关键问题
燃烧室作为航空发动机动力的主要来源，其研制的过程受到了航空发动机研制机构的重点关注，通常在其工程设计过程中需要关注如下技术问题。
一是燃烧室气动热力性能评估与优化（如图3所示）。主要关注主燃烧室和加力燃烧室的总压损失、燃烧效率、出口温度等气动热力性能参数，相关参数的评估和优化对航空发动机的综合性能有重要影响，必须在设计期间进行全面评估和优化。
航空发动机燃烧优化设计技术研究
航空发动机燃烧优化设计技术研究
现代航空发动机是航空业的核心之一，其安全性、可靠性和性能优越性是航空
行业的中心问题。航空发动机的发展可以追溯到20世纪初，当时的发动机重量和
体积庞大，燃油消耗巨大，在发动机运作过程中会缺少一些干扰能力，使得航空安全得不到保障。为了解决这些问题，航空发动机的设计需要不断优化与进步，尤其是在燃烧优化设计技术方面。此篇文章将讨论现代航空发动机燃烧优化设计技术研究的进展和发展趋势。
一、航空发动机燃烧优化技术的概述
现代航空发动机主要有两种类型：涡轮扇发动机和涡喷发动机。虽然两种发动
机的设计理念不同，但其核心目标都是实现在燃烧过程中更好的能量使用效率和低排放。
理论上，高质量的燃烧应该是完全的燃烧，这时所有的燃料都被燃烧，形成氧
化物和水，所释放的能量被完全利用。而在实际情况下，这种完全的燃烧无法实现。燃烧温度、燃料供应和空气混合度等多个因素都会影响燃烧过程。
对于航空发动机，其燃烧过程的质量非常关键。燃烧质量能够影响涡轮的转动
速度和涡轮叶片的使用寿命。同时，燃烧质量对排放物的生成也有很大的影响。
为了最大限度地提高燃烧效率和减少排放物的生成，航空发动机的燃烧优化设
计技术已经成为了重点研究内容。
二、航空发动机燃烧优化设计技术的研究进展
1. 湍流燃烧技术
湍流燃烧技术是是一种现代先进的燃烧优化技术。通过使用湍流燃烧技术，可
以实现非常高效的燃烧，减少航空发动机的排放物并提高其耐久性。
湍流燃烧技术建立在燃烧室气流动态学的基础上。在燃烧室内引入高速的空气，可以产生非常复杂的气流情况。这样的气流情况使得燃料和空气可以混合得更好，从而提高燃烧效率。同时，湍流燃烧技术还可以减少发动机排放物的生成，从而实现更低碳排放。
飞机发动机——燃烧室技术
飞机发动机——燃烧室技术
——燃烧室；传热学；热力学；燃油喷嘴；火焰筒；冷却技术；燃烧室试验技术
——发动机；燃烧室；
定义与概念：
主燃烧室是航空发动机三大部件之一，位于压气机和涡轮之间，用来将燃油中的化学能转变为热能，将压气机增压后的高压空气加热到涡轮前允许温度，以便进入排气装置内膨胀作功。对燃烧室的主要要求是：燃烧效率高、燃烧稳定范围宽、总压损失小、出口温度分布均匀，在飞机的飞行包线内点火可靠，排气污染小，结构可靠，重量轻，寿命长等。燃烧室一般可分为单管燃烧室、环管燃烧室和环形燃烧室等。燃烧室的结构形式虽然多种多样，但它们都是由扩压器、壳体、火焰筒、燃油喷嘴和点火器等组成。
目前燃烧室的设计仍然采用经验/分析相结合的方法。燃烧室的研究主要集中于提高燃烧效率、降低耗油率、研究新的冷却方法和冷却结构、增加燃烧室温升、延长燃烧室使用寿命、改善结构可靠性、耐久性和维修性以及减少污染排放。
飞机发动机——燃烧室技术国外概况：
航空发动机主燃烧室的发展可以由以下几点概括：
1. 燃烧室的类型由单管燃烧室发展到环管燃烧室，然后再发展到短环形燃烧室；
2. 燃烧室进口压力及进气温度不断提高；
3. 出口平均温度由1150K增加到现在的1900K；
4. 燃烧室长度不断减小。在相似的起飞状态空气流量下比较燃烧室的长度，缩短到300-500mm。但今后长度缩短的趋势在减小。
5. 对燃烧室多方面的严格要求。在早期，进气压力和温度较低，效率是最突出的问题。随着压气机压比及巡航速度提高，进气压力和温度也提高，冷却及燃烧室出口温度分布质量问题突出。随后要求高推重比，希望燃烧室长度短。现在又强调增加燃烧室温升和延长寿命。燃烧室的设计和发展工作实质上是要在相互矛盾的设计要求之间寻找一个
航空发动机燃烧室内流动与传热分析
航空发动机燃烧室内流动与传热分析
航空发动机是现代飞机的重要组成部分，其性能优劣直接影响着飞行能力和燃
油效率。发动机燃烧室是发动机的关键部位，其内部流动与传热特性对发动机工作状况和性能有着重要影响。本文将从三个方面探讨航空发动机燃烧室内流动与传热分析。
一、燃烧室内流动特性分析
航空发动机的燃烧室内流动特性是热力学、动力学、传热学、化学等学科交叉
的结果。在燃烧室中，空气经过压缩进而与油燃料混合，在点火之后发生燃烧反应，将化学能转化为热能并推动涡轮工作，进而推动飞机前行。
燃烧室内流动特性的分析可以基于传统的CFD计算方法，利用计算机模拟燃
烧室内气流、油燃料的混合、点火、燃烧、温度与压强等物理过程，进而对燃烧室内流动进行分析。CFD计算方法可以充分利用计算机模拟技术，快速准确地分析
燃烧室内流动，为改进燃烧室设计提供重要参考。
二、燃烧室内传热特性分析
燃烧室内传热特性是影响发动机燃油效率和工作寿命的重要因素。其本质是燃
烧室内燃烧产生的高温气体与燃烧室壁面之间的传热过程。燃烧室内传热主要包括辐射传热、对流传热和传导传热三个方面。
燃烧室内的传热特性对发动机有着深刻的影响，不仅影响燃烧效率，也影响发
动机的寿命和可靠性。因此，对燃烧室内传热特性的深入分析可以为改进航空发动机设计和提高发动机性能提供技术支持。
三、燃烧室内冷却技术研究
随着燃烧室内温度和压力的提高，燃烧室内壁面也会受到更高的热荷载，从而
对燃烧室内流动和传热等特性产生影响。因此，在燃烧室内铺设冷却介质，利用冷却技术对燃烧室进行保护是现代航空发动机的一大发展趋势。
中小型涡轴发动机燃烧室的特点与关键技术
中小型涡轴发动机燃烧室的特点与关键技术
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航空发动机燃烧室设计
航空发动机燃烧室设计
在航空发动机中，燃烧室是将燃料和氧气进行燃烧的地方。其主要的
任务是将燃料和氧气进行有效的混合，然后在可控的条件下进行燃烧。燃
烧室的设计需要考虑以下几个要素：燃料喷射、空气混合、点火和燃烧控制。
首先，燃料的喷射是燃烧室设计中的一个重要环节。通过喷射燃料来
实现燃烧过程。喷射的方式可以有多种选择，例如，喷射器的数量和位置，喷嘴的形状和尺寸等。喷射方式的选择应该能够确保燃料与空气混合良好，使得燃料能够完全燃烧，提供足够的热量。
其次，空气的混合是燃烧室设计的另一个关键因素。燃料和空气的均
匀混合能够保证燃烧过程的高效进行。燃烧室设计应该确保燃料能够完全
与空气混合，防止燃料局部燃烧，导致不均匀的燃烧过程和火焰失稳。
接下来是点火过程的控制。点火是燃烧过程中的关键一步，它会引发
燃料和空气的燃烧反应。在燃烧室设计中，应该确保点火系统的可靠性和
精确性，以保证点火的准确性和时间控制。同时，燃烧室的设计应该减少
点火引起的振动和冲击，以提高发动机的可靠性和寿命。
最后，燃烧控制也是燃烧室设计中的一个重要环节。燃烧的控制是指
燃烧室中的压力、温度、速度等参数的控制。燃烧室的设计应该考虑如何
实现燃烧的稳定和高效。通过精确控制燃烧室的几何形状、燃料喷射和点
火过程，可以实现燃烧过程的优化。
航空发动机燃烧室设计的过程可以归纳为以下几个步骤。首先，根据
发动机性能和要求确定燃烧室的设计参数，例如燃料喷射方式、喷嘴尺寸等。然后，基于这些参数进行初步的几何设计，包括燃烧室的形状和尺寸。
接下来，通过数值模拟和实验验证燃烧室设计的性能和效果。最后，根据模拟和实验的结果进行优化设计，并进一步验证和评估。
航空航天行业中的火箭发动机设计技术使用教程
航空航天行业中的火箭发动机设计技术使
用教程
引言：
航空航天行业一直以来都是科技领域的重要组成部分，而火箭发动机作为推动航天器前进的关键技术之一，其设计和使用技术一直备受关注。本文将为读者介绍航空航天行业中火箭发动机设计技术的基本原理和使用方法，帮助读者更好地理解和使用这项技术。
一、火箭发动机设计的基本原理
火箭发动机设计的核心目标是实现高推力和高比冲，以提供航天器所需的推力和速度。下面将介绍几种常用的火箭发动机设计技术。
1.1 燃烧室设计
燃烧室是火箭发动机中最重要的部分之一，它主要负责将燃料和氧化剂混合并进行燃烧，产生高温高压气体从喷管中喷出。燃烧室的设计需要考虑燃料和氧化剂的混合性能、燃料燃烧速度等因素。
1.2 喷管设计
喷管是火箭发动机中将燃烧产生的高温高压气体转化为推力的部分。喷管的设计需要考虑速度扩张比、轴向负荷和剪切力等因素。同时，为了提高推力效率，一些新型火箭发动机采用喷管内螺旋槽设计，以增加气体的旋转速度，提高喷管的效率。
1.3 制导和控制系统设计
制导和控制系统对于火箭发动机的飞行方向和姿态控制至关重要。传统
的火箭发动机制导方式包括有线制导和无线制导两种，而现在则出现了一些
基于卫星导航系统的新型制导方案。同时，控制系统的设计也需要考虑到火
箭的姿态变化、稳定性和精度等因素。
二、火箭发动机的使用方法
了解火箭发动机的设计原理后，接下来将介绍火箭发动机在航空航天行
业中的使用方法。
2.1 火箭发动机的安装
火箭发动机需要在航天器中进行安装，以提供推动力。在安装过程中需
要注意火箭发动机的重量、尺寸和连接方式等。同时，为了确保航天器的平
航空发动机燃烧室设计
航空发动机燃烧室设计
航空发动机燃烧室设计：
1. 燃烧室的基本结构
利用燃烧室的合理结构满足内部气流的特性，并且能够实现一个良好
的燃烧过程，是一项有技术难度的工作。燃烧室基本结构由燃烧室壁、发动机尾焰片和入口部件组成，前者主要用于分旋流和折大压力系数，后者主要为了增加热导率和削减气流噪声，最后用于吸入空气和助燃
气体。
2. 燃烧室的内壁
燃烧室内壁是用以帮助燃烧过程及其它流线形态中的重要组成部分。
除了保持空气的理想状态，内壁还可以降低发动机噪声，减少热群聚，增加发动机性能和燃料消耗效率。同时，内壁的抗老化和防腐性能也
是重要考虑因素，其中一项重要材料是陶瓷纤维制品，其具有良好的
抗老化性能和抗压强度，使用寿命长达20年以上。
3. 燃烧室的入口部件
为了提高发动机的气体流动，必须设计入口部件，下游是一组混流涡旋，上游是一组分离涡旋。尾涡旋可以增加燃料分布的一致性，混流
涡旋可以增强液滴的发散性，因而有利于提升燃烧效率和加强发动机
推力。同时，为了提高流动特性，入口部件需要把内部流动结构分成
多个区域，从而实现减少空气阻力损失和梯度放大的双重功能。
4. 燃烧室的尾焰片
尾焰片是一个重要的部件，它将燃烧室内的气体耦合到尾部，以便用少量的热能把空气扩展成大量的推力，从而提高发动机性能。尾焰片具有一定的翅版构成，可以改变流体的流动特性，消除尾风湍流，增加发动机效率。
5. 燃烧室的流线
燃烧室的流线设计是决定一个发动机性能的关键因素。它必须考虑流量、速度、温度、压力等因素，从而确定出最佳的流线状态，提供最佳的燃烧条件。一些技术手段可以用来改善燃烧室的流量性能，如多级弯角、折叶面、挡板、凹道等，它们可以把气体推向尾部，从而获得更大的推力。
航空发动机的燃烧室设计与优化
航空发动机的燃烧室设计与优化
航空发动机是现代航空技术的核心之一，它直接关系到航空的安全性、经济性以及环境保护。而燃烧室作为发动机的关键部件之一，其性能直接影响发动机的功率、效率以及排放等方面。因此，航空发动机的燃烧室设计和优化是现代航空技术的研究热点之一，也是提高发动机性能和降低环境污染的重要手段。
一、燃烧室的基本原理
燃烧室是航空发动机的核心部件之一，它是将空气和燃料混合后进行燃烧并产生高温高压气体的地方。它的主要作用是将汽油等燃油燃烧后产生的高温高压气体推入涡轮机，使其转动从而产生动力。
燃烧室的基本原理是将空气和燃料混合并进行燃烧，产生高温高压气体来驱动涡轮机。在这个过程中，燃烧室内的温度高达1500℃以上，同时还要经受高压力和高速流动的空气和燃料。因此，燃烧室的设计和优化至关重要，不仅要保证燃料充分燃烧，还要保证燃烧室的强度和密封性。
二、燃烧室设计的关键因素
燃烧室的设计是航空发动机的核心之一。在燃烧室的设计过程中，涉及到许多关键因素，包括燃料喷射和混合、燃料燃烧和热传递以及燃烧室的强度和密封性等方面。
1.燃料喷射和混合
燃料的喷射和混合是燃烧室设计的重要因素之一。对于燃油等
液体燃料，其喷射和混合质量直接影响到燃料的燃烧效率和排放
水平。因此，在燃料喷射和混合方面的研究和优化对于提高发动
机的效率和降低污染的有重要的作用。
2.燃料燃烧和热传递
燃料的燃烧和热传递是燃烧室设计的另一个重要因素。在燃料
燃烧的过程中，需要保证燃烧的充分性和一致性，同时还要控制
燃烧时产生的高温高压气体对燃烧室内部的冷却系统的影响，从
航空发动机燃烧室减噪声技术研究
航空发动机燃烧室减噪声技术研究
近些年来，随着民用航空业的迅猛发展，人们对飞机噪声的控制和减少愈加重视。在飞机的所有噪声中，发动机噪声所占比例最高。其中，航空发动机燃烧室是噪声最大的来源之一。因此，如何减少航空发动机燃烧室的噪声成为了一个研究的热点。
在航空发动机燃烧室内，燃料和氧气进行燃烧，产生高温高压的气体流动和振动，从而产生噪声。为了降低发动机燃烧室的噪声，一些技术方案被提出。以下是其中的几种：
一、气动布局优化技术
在燃烧室设计的过程中，需要考虑气动布局优化技术。一些专家学者提出了在
燃烧室中增加振动抑制器的设计方案。通过优化燃烧室的形状、布局和气动参数，使得气流经过燃烧室的过程中不会产生过多的扰动，从而减小了噪声产生的概率。
二、降低燃烧室燃烧温度
燃烧室的高温高压状况是噪声产生的主要原因之一。通过降低燃烧室燃烧温度，可以减小燃烧室内气体的压力和振动。同时，降低燃烧室燃烧温度还有助于减少燃烧产物对环境的污染。
三、吸音材料应用技术
在现代飞机上，经常使用吸音材料对发动机噪声进行抑制。吸音材料往往是高
倍聚氨酯泡沫或玻璃纤维布，通过将吸音材料固定在发动机上，可以吸收噪声。这种技术的优点是简单又实用，可以在不影响燃烧室原有设计的情况下，降低噪声产生的影响。
四、封闭式燃烧室技术
封闭式燃烧室是一种比较先进的方案。这种燃烧室的出气口被覆盖住，气体可以在其中流动，进而将噪声隔离。相对于传统的开放式燃烧室来说，封闭式燃烧室利用了隔声技术，从而实现了更为彻底的噪声控制。
综上所述，航空发动机燃烧室减噪声技术是一项复杂且困难的研究。各种技术方案都存在缺点，需要不断的对其进行研究和改进。为了在减少噪声方面更好地应用这些技术方案，还需要不断进行探索和创新。只有这样，才能为旅客带来更为安静舒适的飞行环境。
航空航天工程师在航空发动机节能减排技术中的创新
航空航天工程师在航空发动机节能减排技术
中的创新
航空发动机作为飞机的“心脏”，对于航空业的节能减排目标具有至
关重要的作用。航空航天工程师通过不断创新，致力于开发更加高效、环保的航空发动机技术，以实现航空业的可持续发展。本文将介绍航
空航天工程师在航空发动机节能减排技术中的创新。
一、燃烧技术创新
燃烧技术是航空发动机节能减排的关键环节之一。航空航天工程师
通过改进燃烧室结构、引入新型燃烧材料等手段，实现了燃烧效率的
提升和排放物的减少。例如，采用预混合燃烧技术，可以将燃料和空
气提前混合，使得燃烧更加完全，减少氮氧化物等有害物质的生成。
二、材料创新
航空发动机的材料选择对于节能减排具有重要意义。航空航天工程
师通过研发新型轻量化材料，例如复合材料和陶瓷材料，以减少发动
机的重量和热量损失，提高整体效率。此外，采用高温合金和热障涂
层等技术，可以增加发动机的温度承受能力，提高热能利用率，进一
步实现节能减排。
三、空气动力学优化
航空航天工程师通过对航空发动机的空气动力学进行优化，减少阻
力和损耗，提高发动机的推力效率。例如，通过改进涡轮叶片的设计
和布局，减少泄漏流和涡轮间的干扰，可以减小发动机内部的能量损失，提高整体效能。
四、智能控制系统应用
航空发动机的智能控制系统在节能减排技术中起着至关重要的作用。航空航天工程师通过引入先进的传感器和数据处理技术，实现对发动
机运行状态的实时监测和优化调控。通过精确控制燃烧过程、优化供
油系统等手段，可以最大程度地减少能量损失和污染物排放。
五、绿色燃料的应用
航空航天工程师致力于发展绿色燃料技术，以减少航空发动机对于
航空航天工程师在航空发动机燃烧室设计中的创新与突破
航空航天工程师在航空发动机燃烧室设计中
的创新与突破
随着科技的迅速发展和人类对航空航天事业的需求日益增长，航空
航天工程师在设计航空发动机燃烧室方面进行了一系列的创新与突破。航空发动机燃烧室是航空发动机的核心组成部分，直接影响着发动机
的性能和可靠性。本文将探讨航空航天工程师在航空发动机燃烧室设
计中的创新与突破。
一、先进材料的应用
为提高航空发动机燃烧室的工作效率和降低重量，航空航天工程师
开始采用先进材料进行设计。例如，钛合金作为一种轻质高强度材料
被广泛应用于航空发动机燃烧室的制造中，其优异的性能使得发动机
在工作时耐高温、抗腐蚀性能得到极大提升。
此外，航空航天工程师还研究出一种新型陶瓷材料——氧化铝陶瓷，用于航空发动机燃烧室内的热防护部件。它具有优异的耐高温性能和
热震稳定性，能够有效地隔离高温燃烧气体对结构的热辐射和热传导，从而增强燃烧室的耐温性和寿命。
二、多层燃烧室设计
在航空发动机燃烧室设计中，为了提高燃烧效率和减少燃烧室结构
的冷却负担，航空航天工程师引入了多层燃烧室设计。多层燃烧室分
为预混合层和燃烧层，有效提高了燃烧效率和稳定性。
预混合层主要负责将燃料和氧气进行混合，形成可燃气体，并控制
其混合比例和分布均匀性。燃烧层则是实际完成燃料燃烧过程的区域，通过合理的燃烧室结构设计，使燃烧气体能够充分燃烧，提高热能的
释放效率。
三、涡流燃烧室技术
为了进一步提高航空发动机的效能和可靠性，航空航天工程师对燃
烧室的内部流动进行了优化。涡流燃烧室技术应运而生，它通过设计
特殊的构型和导流板，能够使供给燃料和氧气的喷口内部产生旋涡流动，从而实现燃料和氧气的更好混合和燃烧。
航空发动机主燃烧室中的燃烧
25 /
航空发动机主燃烧室示意图
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
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 4） ，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。
燃烧效率随空气/燃油比变化
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
燃烧稳定性是指在宽广的工作范围内平稳 燃烧和火焰保持在燃着状态的能力。 就任 一具体燃烧室而言，都有空气/燃油比的 富油极限和贫油极限，超出这些极限火焰 就会熄灭。在发动机慢车状态下下滑或俯 冲期间极有可能出现熄火， 这时的空气流 量大而又只有很小的燃油流量，即很贫的 混合强度。典型的稳定性包线如图6所示。 由稳定包线规定的工作范围显然必须覆盖 燃烧室的空气/燃油比和质量流量变化范 围。 点火过程有贫油和富油极限，类似于 图 9中表示稳定性的极限。然而，点火包 线在稳定包线以内，因为在点火起动冷状 态下建立燃烧比发动机正常工作状态下燃 烧要困难得多。
航空航天工程师在航空器发动机燃烧与推力控制中的技术与应用
航空航天工程师在航空器发动机燃烧与推力
控制中的技术与应用
航空航天工程是现代科技领域中最具挑战性和复杂性的领域之一。在航空器的设计和制造中，航空航天工程师起着至关重要的作用。在航空器发动机的燃烧与推力控制方面，航空航天工程师运用各种技术与应用确保发动机的高效运行和飞行器的安全。
一、航空器发动机的基本原理与构造
航空器发动机是航空器中最关键的部件之一，负责提供飞行所需的推力。它的基本原理是将燃料与氧气混合燃烧产生高温高压气体，通过喷嘴喷出，产生反作用力推动飞行器前进。
通常情况下，航空器发动机包括气道系统、燃烧室和喷管等关键组成部分。气道系统负责引入气体和压缩空气，燃烧室是燃烧与推力生成的地方，喷管则用于将高速喷射的气体转化为推力。
二、航空航天工程师在燃烧与推力控制中的技术挑战
1. 燃烧效率提升
航空发动机的燃烧效率对飞行器性能至关重要。航空航天工程师通过燃烧室和喷嘴的设计优化，以及燃油喷射的精确控制，提高燃料的燃烧效率，减少能量损失。
2. 推力调节与平衡
航空发动机的推力调节与平衡是飞行控制的核心问题之一。航空航天工程师通过控制进气量、燃料供给和喷嘴形状等手段，实现航空器在不同飞行阶段的推力调整和平衡。
3. 安全与可靠性保障
航空器的安全与可靠性是航空航天工程师在推力控制中极为重视的方面。工程师通过精确的传感器和控制系统，监测和调整燃烧过程中的温度、压力和振动等参数，以确保发动机的安全运行。
三、航空航天工程师在航空器发动机燃烧与推力控制中的应用案例
1. 先进燃烧技术的发展
航空航天工程师通过先进燃烧技术的研发和应用，大幅提高了航空发动机的性能和效率。例如，喷气发动机的涡轮增压技术、喷油系统的精确控制以及燃烧室的湍流燃烧技术等，都是航空航天工程师在推力控制中的重要应用。
燃烧室
《 航空发动机结构与原理 》
NUM: 6
3)烧好 1>燃烧完全、效率高——增加火焰面积和 长度；降低流速； 改善局部混气比等； 2>出口要有一定的温度场——内外壁面温 度低，中心高——以适应涡轮的工作； 3>可见，关键部位在火焰筒掺合(或补燃) 段。 主燃烧室通常需要分股分区。 随着高压比、短燃烧室的出现，这种火焰 筒、分区现象已趋于不明显。
《 航空发动机结构与原理 》
NUM: 67
燃烧过程进行组织
《 航空发动机结构与原理 》
NUM: 65
非叶片式涡 流器是利用 气流经过非 流线通道后 产生低速回 流区
《 航空发动机结构与原理 》
NUM: 66
3.火焰筒进气冷却 ①组成：头部、筒体和燃气导管 ②头部作用:加速混合气的形成，保持稳定的火源 ③火焰筒体的作用：主燃烧区，加快油气混合气的燃 烧过程，保证完全燃烧，大约20~30%的空气从这里进 入火焰筒，前半部分进入的空气助燃，后半部分进入 的空气补燃。 筒体进气口和冷却气膜孔有不同的形式。
《 航空发动机结构与原理 》
NUM: 14
• 原理： – 空气分股、反向回流、非均匀混合气
《 航空发动机结构与原理 》
NUM: 15
第二节 燃烧室的基本类型
《 航空发动机结构与原理 》
NUM: 16
环形燃烧室的基本类型
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《 航空发动机结构与原理 》
NUM: 14
6计算流体力学的应用： ①深入研究叶尖气流的复杂流动和换热过程 ②动态分析涡轮导向器与涡轮叶片的相互作用 ③计算叶片表面的M数分布
研究叶片表面的M书分布随时间的变化规律，有 助于研究提高涡轮叶片耐久性的相关措施
《 航空发动机结构与原理 》
NUM: 15
6.3高效涡轮冷却技术
《 航空发动机结构与原理 》
NUM: 1
常规燃烧室见5-1
图5-2：有两个燃烧区，分别为一贫油一富油区， 目的为了提高燃烧效率。适当增加空气流量。
图5-3：在小载荷状态启用预燃级喷嘴喷油以提高 燃油雾化质量。增大发动机工作稳定性。
图5-4：更好的控制主燃烧室燃油的雾化质量，改 善燃烧室的工作稳定性和出口场温度。
《 航空发动机结构与原理 》
NUM: 25
第七章 矢量推进技术 矢量：有方向有大小的量。 标量：只有大小，无方向的控制
《 航空发动机结构与原理 》
源自文库NUM: 26
p ①膨胀比的概念： 喷 *
p进*
p入
式中： 进 尾喷管进口处总压
p入 所在高度大气压力
膨胀比：代表燃气在进入尾喷管时压力势能的大小， 或者说表示进入尾喷管燃气膨胀能力的大小。
《 航空发动机结构与原理 》
NUM: 19
1，技术分析
发动机转子重量占发动机重量的25%左右，轮盘是 主体，若能够减轻叶片的重量，和叶片与轮盘连接 部分的重量，就可以大大减轻涡轮轮盘的重量，从 而减轻转子部分重量。
《 航空发动机结构与原理 》
NUM: 20
2，采用叶片粘接新技术减轻涡轮转子重量 放弃传统的多齿连接方式，采用合金粘接技术，
《 航空发动机结构与原理 》
NUM: 4
（3）燃烧效率
图5-10
多旋流器燃烧室增大了当量功率，增宽了油气比的工 作范围，具有平稳的燃烧效率
图5-11
表明：采用多旋流燃烧室对于不同的状态，开启不同 的燃烧室与功率的关系。
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5.2新型的燃烧室结构设计
5.2.1 陶瓷基复合发汗冷却火焰筒 试验证明，该火焰筒能在2000K的平均温度下进 行工作，并且具备一定的发展潜力 5.2.2 碳化硅复合材料火焰筒 允许火焰筒工作温度高达1480℃ 5.2.3 富贫快速掺混燃烧室 如图所示，此种发动机在很高的工作温度水平 上，剧本高的热容强度和低的燃烧室环面温度 系数，发动机具备很好的耐热性
第五章 燃烧室设计新技术
目前航空发动机要求燃烧室在非常宽的工作 条件下具有良好的性能，并且具有良好的燃烧效 率和低的冒烟值。
燃烧室喷嘴在小流量的条件下雾化质量直接 影响高空飞行的工作稳定性，燃烧室出口温度的 均匀直接影响到发动机工作的安全性和使用寿命。
故提高燃油喷嘴雾化质量，改善满负荷工作 状态时燃烧室的出口温度是新型燃烧室设计的重 点。
1，提高单位流量空冷效率
前面讲了，发动机涡轮工作温度1900K以上，仅 靠材料本身的耐高温性是难以满足要求的，因此必 须对涡轮进行空冷。
而依靠空气冷却的效果十分有限，因此提高单 位流量的空气冷却效果势在必行，下面介绍三种方 案：
①强制冷却涡轮冷却空气
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②综合利用冷却空气的热能，引出高压压气机空 气冷却后流入涡轮冷却后做功
③进一步改善叶片冷却气流的流路，提高冷却效 果。
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2，提高涡轮叶片的冷却效率
第三代发动机涡轮采用耐高温合金
第四代则必须采用单晶合金
此两种涡轮叶片内部空心结构难于加工，即内部 空气流路因铸造工艺技术过于复杂、精细，很难实 现。使得三维仿真模拟涡轮内部温度场难以进行。
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3，旋涡式加力燃烧室
采用独特的火焰稳定技术，可以缩短加力燃烧室的 长度，降低重量，提高工作稳定性
4，等离子点火器
①现役的点火器有哪些？
②作用：可以在较高的气流速度下增加燃烧室的工 作稳定性
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第六章 先进高功率涡轮及转子技术
图6-9
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3，碳化硅-碳复合材料涡轮导向器 特点：重量轻，成本低，耐高温等性能 4，整体式陶瓷材料涡轮叶片 特点：减轻了涡轮叶片的重量，而且可以承 受较高的燃气温度
5，碳基复合材料的涡轮部件 详见P92
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6，陶瓷基复合材料的涡轮过渡机匣 特点：大幅度减轻机匣重量和冷却空气的流量 7，钼基和铌基合金材料研究 估计性能可以满足第三阶段目标所需高温叶片设计 需求
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5.2.4 瓦片式内壁燃烧室
可以是合金也可以是陶瓷，主要优点是受热件 不承力，并与气膜冷却相结合使用，可大大提 高燃烧室的工作寿命和可靠性
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5.3 复合材料和新型冷却技术的应用研究
5.3.1柔性金属 / 陶瓷壁火焰筒 结构如图5-16所示，设计工作温度可达1922K 目前采用气膜发动机工作温度在1650K，而此种发动 机设计工作温度在1900K左右。 图5-17给出了采用此种CMC发动机后空气流量比一般 的气膜冷却空气流量可减少80%
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2，现代计算流体力学的应用
由于计算机的发展技术，软件和硬件的不断提高，使 得三维流体力学计算程序的开发在近几年中已到达实 用阶段
采用三维流体力学计算程序可以：
提高单级涡轮做功能力
减少二次流损失，提高涡轮效率
了解涡轮表面的温度场分布，指导涡轮冷却空气通道 的设计
将叶片和盘连接起来。 图见6-7 效果见4-3 系数有所降低
3，叶片的粘接技术简介（略）
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6-5损伤容限设计技术
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6.6高性能涡轮部件的最新研究成果
1，钛合金基复合材料低压涡轮轴 此种轴与第三代合金涡轮轴比，可以减重30%，刚性 提高40%，且寿命可靠性均有所提高 2，低惯性，双结构涡轮盘
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四图的优缺点见表5-1
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5.1.2 试验结果分析
（1）燃烧室出口温度场 对比分析5-5、5-6、5-7（a、b） 哪种燃烧室温度分布均匀？ （2）燃烧室的冒烟特性 图5-9给出了扇形试验件的冒险特性试验结果，表 明：新设计的多旋流器燃烧室比现役短燃烧室油气 比高很多。
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1，二元矢量喷管的特点 ①改善大迎角和低动压飞行时飞机动性和操纵性 ②降低飞机阻力 ③提高纵向灵活性 ④提高隐身能力 ⑤缩短起降距离
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3，PH公式的二元拉法尔喷管 详见图7-1，偏转时有很高的喷管推力系数
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因此美国提出了通过两个半片涡轮黏贴成一个 涡轮叶片 6-6
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6-4 粘接技术和涡轮叶片连接
由第四章内容知道：涡轮转速的提高，涡轮盘承 受的离心力和自身的重量将增加，使得轮盘中心孔减 小，无法设计双转子发动机。
因此不减轻叶片重量，无法提高转速，难以设计 高功率的涡轮转子。
1，先进高功率涡轮的技术特点
①要求：单级涡轮比功率在目前使用的先进发动机 单级涡轮基础上做功量提高14%，效率提高2.5% 以上
②主要特点：
1>在较高的温度环境下工作
2>提高转子转速，增大涡轮叶片进出口气流的速 度，加大速度三角形的扭速。
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3>仔细设计涡轮叶片的形状 4>使用最好的材料加工涡轮叶片和涡轮盘 5>采用精密冷却技术
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5.3.2 多孔层板冷却火焰筒
如图5-18所示 当冷却空气流过空层内部时，带走了火焰筒壁面 热量和内部热量，对火焰筒筒体冷却效果提高
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5.4 燃烧室相关其他技术
1，多层燃油喷嘴 图5-19，采用多层喷嘴，多个喷射点，大大改善 了燃烧的掺混程度。 2，新型的三通道扩压器设计（图5-20） ①扩压器作用？ ②采用钛铝合金整体三通道扩压器可以降低成本， 改善燃烧室进口气流速度分布，并可以缩短燃烧 室的长度。
与发动机的工作状态，飞机的飞行速度、高 度有关系。
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②落压比： 落 p进* p出
p 式中： 出 燃气流出尾喷口的静压
落压比：燃气通过尾喷管的实际膨胀程度，表示 尾喷管工作性能好坏的参数
显然：①喷 落 完全膨胀
② 若不等，则不完全膨胀，即尾喷管排气 速度到不到设计值，排气损失增加
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