航空发动机结构-第六章 燃烧室与加力燃烧室
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可接受的方案的一种工程实践。
这些要求包括燃烧效率、压力损失、气体排放物、烟雾、点火、重新起动、贫油熄火、燃烧室出口温度品质、结构耐久性和寿命期费用。
多年来，这些燃烧室设计要求一直是借助于基础分析和广泛的部件和台架试验，通过经验修正公式来解决的。
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。
航空发动机加力燃烧室技术及新颖结构方案
季鹤鸣,JIHe-ming(沈阳航空发动机研究所,辽宁,沈阳,110015)
投诉
航空发动机结构
燃烧过程
01
02
03
油气混合
燃油与压缩后的空气混合， 形成油气混合物。
燃烧反应
油气混合物在燃烧室内进 行燃烧反应，释放出大量 的热能和气体。
产生推力
燃烧产生的高温、高压气 体推动涡轮旋转，进而推 动飞机前进。
膨胀过程
燃气膨胀
01
燃烧后的高温、高压气体从燃烧室流出，进入涡轮后的扩压器。
降低压力
02
根据燃料类型，可分为燃油发动机和 燃气涡轮发动机。
根据用途，可分为民用发动机和军用 发动机。
根据工作原理，可分为活塞发动机和 喷气发动机。
02 发动机主要部件叶片对空气进 行压缩，为燃烧室提供高压空气。
压气机的效率直接影响到发动机的性 能和燃油消耗率，因此其设计和制造 要求非常高。
高强度材料
发动机中的转子、叶片等部 件需要承受高负荷，因此需 要使用高强度材料，如镍基 合金和钛合金等。
耐腐蚀材料
发动机在高温、高湿的环境 下工作，需要使用能够耐腐 蚀的材料，如不锈钢和镍基 合金等。
制造工艺流程
01
02
03
04
铸造工艺
用于制造发动机中的涡轮叶片 、导向叶片等部件，通过将熔 融金属倒入模具中冷却成型。
振动问题
如发动机振动过大，需要检查发动机的平衡性、轴承状况 、气动稳定性等，找出振动源并采取相应措施。
保养建议
严格按照制造商提供的维护手册进行保养
按照制造商提供的保养计划，定期进行保养和检查，不要错过任何重 要的维护项目。
使用高品质的油液和耗材
选择高品质的机油、燃油、滑油等油液和耗材，可以减少发动机的磨 损和故障风险。
压气机通常由多级转子组成，每一级 转子都有一定数量的叶片，通过旋转 将空气逐级压缩。
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。
常用航空发动机的结构与原理
常用航空发动机的结构与原理展开全文一、活塞式航空发动机为航空器提供飞行动力的往复式内燃机称为活塞式发动机。
发动机带动空气螺旋桨等推进器旋转产生推进力。
活塞式发动机由汽缸、活塞以及把活塞的往复运动转变为曲轴旋转运动的曲柄连杆机构等主要部分组成。
曲柄连接着螺旋桨，螺旋桨随着曲柄转动而转动，曲轴则支承在轴承上。
汽缸上装有进气门和排气门" 进气门是控制空气和汽油的混合气进入的零件，汽油燃烧完以后有排气门排出。
活塞式航空发动机是一种四冲程、电嘴点火的汽油发动机。
曲轴转动两圈，每个活塞在汽缸内往复运动4次，每次称1个冲程。
4个冲程依次为吸气、压缩、膨胀（作功）和排气，合起来形成1 个定容加热循环。
从1903年第一架飞机升空到第二次世界大战末期，所有飞机都用活塞式航空发动机作为动力装置。
20 世纪40年代中期，在军用飞机和大型民用机上，燃气涡轮发动机逐步取代了活塞式航空发动机，但小功率活塞式航空发动机比燃气涡轮发动机经济，在轻型低速飞机上仍得到应用。
二、燃气涡轮发动机由压气机、燃烧室和燃气涡轮组成的发动机称为燃气涡轮发动机。
它的优点是重量轻、体积小和运行平稳，广泛用作飞机和直升机的动力装置。
核心机：在燃气涡轮发动机中，由压气机、燃烧室和驱动压气机的燃气涡轮组成发动机的核心机。
空气在压气机中被压缩后，在燃烧室中与喷入的燃油混合燃烧，生成高温高压燃气驱动燃气涡轮作高速旋转，将燃气的部分能量转变为涡轮功。
涡轮带动压气机不断吸进空气并进行压缩，使核心机连续工作。
从燃气涡轮排出的燃气仍具有很高的压力和温度，经膨胀后释放出能量（称为可用能量）用于推进。
核心机不断输出具有一定可用能量的燃气，因此又称燃气发生器。
现代燃气涡轮发动机压气机的增压比（压气机出口空气总压与进口总压之比）范围为4-28，消耗功率可高达数十兆瓦（几万马力）。
燃气涡轮前的温度可达1200-1700K。
压气机分为离心式和轴流式两类，前者增压比低、直径大，仅用于小功率发动机；后者流量大、增压比高，应用广泛。
航空发动机原理与构造知识点总结
航空发动机原理1 概论航空动力装置的功能是为航空器提供动力，推进航空器前进，所以航空动力装置也称为航空推进系统。
它主要包括航空发动机，以及为保证其正常工作所必需的系统和附件，如燃油系统、滑油系统、起动系统和防火系统等，通常简称为航空发动机。
1.1航空燃气涡轮发动机的基本类型目前航空燃气涡轮发动机有五种基本类型：涡轮喷气发动机、涡轮螺桨发动机、涡轮风扇发动机、涡轮轴发动机和供垂直/短距离飞机用的发动机。
涡轮喷气发动机简称涡喷发动机（WP）。
从结构上讲，它由压气机、燃烧室、燃气涡轮和尾喷管四个主要部件组成（见图1-1），其特点是：涡轮只带动压气机压缩空气，发动机的全部推力来自高速喷出的燃起流所产生的反作用力。
涡轮喷气发动机经济性差高温、高速燃气由尾喷管排出，能量损失大，因此经济性差。
图1-1 涡轮喷气发动机涡轮螺桨发动机简称涡桨发动机（WJ）。
在这类发动机中，涡轮除带动压气机供给发动机所需的空气外，还带动螺桨，产生飞机前进的拉力。
由尾喷管喷出的燃起流所产生的推力只占飞机前进力的很少一部分（10％）。
从结构上讲，这类发动机还多一个部件——减速器。
涡轮风扇发动机简称涡扇发动机（WS），又称内外涵发动机。
它是介于涡喷和涡桨之间的一种发动机。
它由两个同心圆筒的内涵道和外涵道组成，在内涵道中装有涡喷发动机的部件——压气机、燃烧室和涡轮，在外涵道中装有由内涵转子带动的风扇（见图1-2）。
发动机的推力是内、外涵道气流反作用力的总和。
- 2 -外、内涵道空气流量之比称为流量比，又称涵道比。
涡扇发动机的优点是,推力大了,排出的能量小了,耗油率低。
图 1-2 涡轮风扇发动机若在涡桨发动机中，发动机输出轴不带动螺桨，而用来输出功率，例如带动直升机的旋翼、舰艇的推进器、或地面的发电机和油泵等，则这种燃气涡轮发动机称为涡轮轴发动机，简称涡轴发动机（WZ）。
1.2 航空燃气涡轮发动机性能指标涡轮发动机和涡扇发动机都是将燃气发生器的可用功用于增加流过发动机气流的动能并产生反作用推力。
(飞机)燃烧室
➢环管燃烧室
➢应用：用于轴流式压气机的发动机上 ➢优点：迎风面积小；出口燃气温度、压力比较均匀；火焰 筒可单独更换，检修容易。 ➢缺点：重量仍然较大，结构比较复杂，高空起动性能差。
➢环管燃烧室
➢环形燃烧室
➢这种燃烧室有一个火焰筒， 其形状完全是环形的，装在 内外机匣之间。 ➢由四个同心圆筒组成 ➢最内、最外的两个圆筒为 燃烧室的内、外壳体 ➢中间两个圆筒为火焰筒 ➢在火焰筒的头部装有一圈 旋流器和喷油嘴
➢燃烧室的设计要求
✓排气污染少 航发动机的污染表现为： 1）由于燃烧组织的不完善，特别是在富油时，排放大量 的CO直接造成对人类健康的危害。 2）局部富油时因缺氧，形成大量的微细碳粒，形成可见 黑烟雾，造成污染。 3）由于燃烧时温度较高，特别是在地面起飞状况时，容 易形成Nox类物质，对人类及其他生物危害也很大。 4）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。
➢燃烧室的设计要求
✓压力损失小 压力损失主要包括气流流动过程中由于摩擦、掺混、突
扩等造成的流阻损失，以及燃烧加热引起的热阻损失。这 些损失会使总压下降，影响发动机的推力和经济性。
根据造成损失的来源大致可分为四部分： 1)扩压器中由于扩压作用的流体损失。 2)火焰筒进气损失。从压气机经过增压的气流，以不同方 式不同功用分几股进入火焰筒。这些气流进气时大致都经 过摩擦、冲击、转弯及突扩等引起损失，特别是旋流器及 众多小孔引起的损失较为突出。
➢燃烧室的设计要求
✓寿命长 航燃烧室内火焰温度很高，火焰筒壁面经常受着高温燃气的 侵蚀。由于气流和火焰的紊流脉动，使火焰筒承受这交变的 高温燃气引起的热应力。
火焰筒经常产生裂纹、烧蚀、掉块、变形等故障。现代航 空发动机的燃烧室内，火焰筒都是用高性能的耐热钢板制成 的。为了防止过热、烧蚀和延长寿命，火焰筒壁面都采用了 有效的冷却措施，以保证在较长的寿命期内安全可靠地工作。
航空发动机加力燃烧室设计
航空发动机加力燃烧室设计一、引言航空发动机是现代飞行器的核心部件，其性能直接关系到飞行器的安全性和经济性。
燃烧室作为航空发动机的核心部件之一，其设计对于发动机的性能具有重要影响。
本文将从航空发动机加力燃烧室设计方面进行探讨。
二、航空发动机加力燃烧室的概念及作用1. 航空发动机加力燃烧室的概念航空发动机加力燃烧室是指在正常工作状态下，通过增大进气量或提高进气压力等手段，使得在相同时间内喷油量增大，从而提高推力和功率输出的一种设计方案。
2. 航空发动机加力燃烧室的作用航空发动机加力燃烧室可以提高飞行器在特定工况下的推力和功率输出，从而满足特定飞行任务需求。
同时，在实际使用中，由于气象条件、高度等因素的影响，需要通过调整进气量或进气压力等手段来保证飞行器在不同工况下具有稳定的推力和功率输出。
三、航空发动机加力燃烧室设计的要求1. 稳定性要求航空发动机加力燃烧室在工作过程中需要保持稳定的运行状态，避免出现过度喷油、爆震等不稳定现象。
因此，在设计过程中需要考虑燃料喷射方式、火焰传播速度等因素，确保燃烧室具有良好的稳定性。
2. 燃烧效率要求航空发动机加力燃烧室需要在相同时间内喷油量增大，从而提高推力和功率输出。
但是，过度喷油会导致能量损失增大、排放物增多等问题。
因此，在设计过程中需要考虑如何提高燃料利用率，减少能量损失和排放物产生。
3. 耐久性要求航空发动机加力燃烧室需要在高温高压环境下长期运行，因此需要具有良好的耐久性。
在设计过程中需要考虑材料选择、冷却方式等因素，确保燃烧室具有足够的耐久性。
4. 安全性要求航空发动机加力燃烧室需要具有良好的安全性，避免出现爆炸、火灾等安全事故。
在设计过程中需要考虑如何防止燃气泄漏、如何排放废气等问题，确保燃烧室具有足够的安全性。
四、航空发动机加力燃烧室设计的关键技术1. 喷油系统设计喷油系统是航空发动机加力燃烧室中最关键的部件之一，其设计直接影响到喷油量和喷油方式。
在设计过程中需要考虑如何提高喷油精度、如何控制喷油量等问题。
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。
航空发动机原理与构造-精选文档
起动系统的工作 1、地面起动 2、冷开车 3、油封冷开车 4、空中开车
六、压缩器与涡轮的共同工作
稳定工作状态下压缩器与涡轮 的共同工作 1、发动机稳定工作条件 2、用压缩器通用特性曲线研究压缩器 与涡轮的共同工作
六、压缩器与涡轮的共同工作
过渡工作状态下压缩器与涡轮 的共同工作 1、如何使加速时间短 影响加速时间的因素 怎样增大剩余功率 2、减速状态下压缩器与涡轮的共同工作
航空发动机原理与构造
飞机工艺教研室
主要内容
主要机件 滑油系统 燃料系统 工作状态操纵系统 起动系统 压缩机与涡轮的共同工作 涡论喷气发动机的特性 发动机的发展 发动机自动调节概述 发动机自动调节元件分析 发动机自动调节系统分析 喷嘴理论
一、主要机件
3、主燃料系统
供油量调节部分 用来调节发动机各种工作状态下的供油 量，保证发动机在各种条件下都能正常 工作。 包括：低压转子转速调节器、液压延迟 器、油量调节器、升压限制器和 启动供油调节装置等。
3、主燃料系统
放油活门和放气活门
4、加力燃料系统
加力供油部分 加力供油量调节部分 高压转子最大转速限制器 放气活门
概述 滑油系统的功用是将足够数量和适当 黏度的清洁滑油连续不断地喷到轴承和传 动齿轮的齿合处进行润滑和散热。
主要附件 滑油系统的维护
1、概述
组成 进油泵、滑油滤、主回油泵、油气分 离器、离心通风器和燃料滑油附件（包 括滑油箱、滑油散热器和燃料滤）等。 工作路线 滑油循环使用。 供油、回油、通气、放油。 主要数据
2、压缩器
压缩器是用来压缩进入发动机的空 气提高空气的压力，供给燃烧室以大量 高压空气的机件。压缩器提高空气压力 的目的是为燃气在发动机内部膨胀创造 有利条件。
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3. 燃烧室部件
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主要内容
第一章 航空发动机燃烧室概述（ 3学时） 第二章 航空发动机中的燃烧（3学时） 第三章 燃烧原理基础（3学时） 第四章 着火与熄火（3学时） 第五章 火焰传播与火焰稳定（3学时）
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2. 燃烧室的基本性能要求
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8-9km，采取补氧等措施后可达12-13km。提高 点火高度，也是目前研究的重要课题。 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）
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飞机
发动机
服役时间
特点
1G 2G 3G
F-86, Mig-15 F4, F404, Mig 21/23
Ends of 40’s
Turbojet
西工大航空发动机课后答案
第一章第一章 概论思考题1、 航空燃气涡轮发动机有哪些基本类型航空燃气涡轮发动机有哪些基本类型？？指出他们的共同点指出他们的共同点、、区别和应用区别和应用。
区别区别：：涡轮喷气发动机：在单个流道内靠发动机喷出的高速燃气产生反作用推力的燃气涡轮发动机，涡轮出口燃气在喷管中膨胀，使燃气可用能量转变为高速喷流的动能而产生反作用力。
主要应用：军用、民用、特别是超声速飞机，目前大多被涡扇发动机取代。
涡轮风扇发动机：与涡喷发动机相比多了压气机前风扇、外涵道结构。
空气进入发动机后分别通过内外涵道。
推力由内外涵道两部分的气体动能产生。
主要应用：中、大涵道比发动机多用于亚声速客机和运输机，小涵道比发动机多用于战斗机和超声速飞行器上。
涡轮螺旋桨发动机：靠动力涡轮把燃气能量转化为轴功率，带动螺旋浆工作，主要应用于速度小于800km/h 的中小型运输机、通用客机。
涡轮轴发动机：原理与结构基本与涡轮螺旋桨发动机一样，只是燃气发生器出口燃气所含能量全被自由涡轮吸收，驱动轴转动。
其主要用途是直升机。
螺旋桨风扇发动机：可看做带高速先进螺旋桨的涡轮螺旋桨发动机，又可看做除去外涵道的大涵道比涡扇发动机，兼具耗油率低和飞行速度高的优点。
目前尚未进入实际应用阶段。
共同点共同点：：组成部分：进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管。
工作过程：吸气进气、压缩、燃烧后膨胀和排气。
核心及部分：压气机、燃烧室、涡轮。
2、 涡轮喷气涡轮喷气、、涡轮风扇涡轮风扇、、军用涡扇分别是何年代问世的?涡轮喷气 ：二十世纪三十年代末。
涡轮风扇 ：二十世纪六十年代初 。
军用涡扇 ：二十世纪六十年代中期。
3、 简述涡轮风扇发动机的基本类型简述涡轮风扇发动机的基本类型。
按用途可分为军用涡扇发动机和民用涡扇发动机，按是否有加力燃烧室分为带加力的涡扇发动机和不带加力的涡扇发动机，带加力的用于军用超音速飞行，不带加力的用于民用，按涵道比大小可分为小涵道比、中涵道比、大涵道比涡扇发动机。
第6章 加力燃烧室
特点：带有加力燃烧室的发动机必须有面积可调的尾喷
管配合工作！
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。
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。
6.4 加力燃烧室的预燃系统
功用：
在发动机起动加力燃烧室时，迅速可靠安全地点燃加力燃烧 室的油气混合物
6.3 加力燃烧室的基本构件
基本构件：
扩压器，火焰稳定器，输油圈，燃油圈 及燃油喷嘴，点火装置，加力燃烧室壳体， 混合器（双涵道发动机）
催化剂 点火器座
火焰稳定器 燃油供应
扩压器
主燃油 总管
火焰稳定器 输油总管
火焰稳定器 （蒸发槽）
喷口作动筒 隔热屏 可调喷口
（连锁鱼鳞片）
6.3 加力燃烧室的基本构件
1、扩压器
功用：
降低进入加力燃烧室的气流速度，为稳定燃烧创造条件
进口速度：350～450m/s 出口速度：120～180m/s
扩压比：n<2时 扩张角è＝12～18度
n>2时 扩张角è＝20～25度 è>25度时 最好采用等压梯度变化的扩压器
混合导气管
整流支板
壳体
6.3 加力燃烧室的基本构件
发动机机型培训大纲(CFM56-3)
航空发动机 机型培训大纲CFM 56-3第一章 绪论（理论授课4学时）在课程的开始用一节课时间介绍本课程及教材的特点和学习方法，以提高学生的学习兴趣和学习效率。
本章重点介绍以下三个方面的内容：（1）航空发动机的基本类型及其各自的特点；（2）航空发动机的发展历史以及当前世界的主要先进军用和民用航空发动机；（3）航空发动机结构设计的基本要求。
1．1 引言 Δ必讲1．2 航空发动机的基本类型 *必讲1．3 航空发动机的发展简史 *必讲1．4 航空发动机结构的基本设计要求*必讲第二章 发动机受力分析（课堂理论授课6学时）本章讨论航空发动机受力分析问题，介绍载荷及载荷谱在航空发动机结构设计中的作用；航空发动机零部件上的载荷类型、方向与传递性；航空发动机气体力的计算方法与气体力的轴向分力分布特点；机动飞行时引起的惯性力和力矩以及发动机的外部作用力问题。
本章的重点是：航空发动机气体力的轴向分力分布特点及发动机卸荷；航空发动机载荷的传递性。
2．1 载荷、载荷谱及其在结构设计中的作用 Δ必讲以典型航空发动机飞行载荷谱为例讲授载荷及载荷谱的含义及其在发动机结构的强度与寿命设计中的作用。
2．2 作用在各零部件上负荷 *必讲介绍作用在发动机上负荷的类型、负荷的方向和负荷的传递性，以及研究负荷传递性的在发动机结构分析中的重要作用。
2．3 气体力计算 *必讲讲授直管通道、叶栅通道和涡轮转子气体力的计算方法、气体力轴向分力方向的判断。
以典型发动机的气体轴力分布为例子，引出压气机转子卸荷的含义、方法以及注意事项。
2．4 机动飞行时的惯性力与惯性力矩 *必讲讲授陀螺力矩、飞行过载系数的概念；发动机机动飞行时引起的陀螺力矩和方向的判断、陀螺力矩的危害和对转转子发动机陀螺力矩的特点。
2．5 航空发动机的外部作用力问题 Δ选讲讲授航空发动机结构设计中载荷的分类；外部作用力的概念及其在机匣、主轴等零件结构设计中的重要性和确定发动机外部作用力的难点。
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第三节 燃烧室故障
1.结构故障产生的原因
结构故障 - 性能故障
2. 设计中采取的措施
局部减弱--开槽 - 槽端钻孔 留有膨胀余地 - 有相对移动的位置 采用涂层
CFM56-3火燃筒的安装
第四节 材料和涂层
4.1 材料:
不锈钢、结构钢 镍基高温合金钢
4.2 涂层：
高温珐琅涂层(釉面)--防热涂层 热扩散涂层---Cr和Al涂层 热喷涂涂层--等离子喷涂 烘烤涂层----利用烘烤工艺
气动式扰流器
第二节 基本构件及结构
2.3 喷咀 离心喷咀 气动喷咀 蒸发喷咀 甩油 盘
第二节 基本构件及结构
离心喷嘴
离心喷嘴
气动喷嘴
蒸发式喷嘴
蒸发喷咀
第二节 基本构件及结构
2.4 点火器
直接点火装置 间接点火装置。
2.5 联焰管
作用：联燃，均压。
WP7点火器
第二节 基本构件及结构
2.6 火焰筒冷却方 法
2 特点
工作条件恶劣、局部过热、热腐蚀和热疲劳； 承受气体压力、轴向力、惯性力和气流脉动交变 力； 燃烧室后面有高速旋转的涡轮；
第一节 燃烧室概述
3 要求
1.各种条件下稳定燃烧不脉动、不息火； 2.具有高的完全燃烧度和最小的散热损失； 3.具有大的容热强度；(物理意义？) 4.出口流场符合要求； 5.流体阻力小；(总压恢复系数) 6.结构简单，维修方便，寿命长； 7.启动性能好，高空再起动性能好；
离心式喷咀 直流式或射流 式喷咀 针塞式喷咀 F100 分区分压供油
预燃室 热射流式 直接点火式 催化点火式 点火检查器
5.8 壳体、防振屏、隔热屏
请同学们看书自学
АЛ-31Ф矢量喷口
F119发动机矢量喷口试验
JSF（X35）矢量喷口飞行试验
1.环形稳定器 WP7甲 2.径向稳定器 WP7乙 3.沙丘稳定器 WP7B 4.蒸发式稳定器 MK202 5.气动式稳定器 法国“阿塔”
MK202 蒸发式稳定器
火焰稳定器
沙丘驻涡火燃稳定器
在研的新型加力燃烧室
旋涡加力燃烧室 独特的火燃稳定技术 减小加力燃烧室长度
加力燃烧室其他部件
5.6 供油系统 5.7 点火器
发动机氮化物排放标准
第一节 燃烧室概述
4 基本类型
单管式 环管式 全环形
折流式 回流式 分阶燃烧室 双环腔环形
第一节 燃烧室概述
单管式燃烧室
第一节 燃烧室概述
环管式燃烧室
火焰筒独立 燃烧室机匣为整体
第一节 燃烧室概述
折流式燃烧室 气流在燃烧 室中的流动 变向 用于小流量 发动机
第一节 燃烧室概述
第一节 燃烧室概述
第二节 基本构件及结构
2.1 扩压器 一级扩压的扩压器 二级扩压的扩压器 突扩式扩压器 叶栅式扩压器
F100突扩式扩压器
PW4000扩压器
内、外机匣连同带叶栅的扩散器整体铸出
第二节 基本构件及结构
2.2 涡流器 涡流器分类：
叶片式 非叶片式涡流器
作用：
涡流器形成火焰筒头 部的气流打旋构成低 速回流区
第五节
加力燃烧室
军用涡喷、涡扇发动机
5.1Байду номын сангаас概述
加力的作用和方法
在最大状态下况下短期增加推力。 喷水加力：压气机、燃烧室、进气道。 加力燃烧室：
燃气中有剩余氧气；流速350-400米/秒； 温度900--1000K； 总压变化很大。
特点：
增加推力；耗油率增；喷口需要调节。
5.2 加力燃烧室的组成
第四讲 燃烧室和加力燃烧室
主要内容
第一节 燃烧室概述 第二节 基本构件及结构 第三节 燃烧室故障 第四节 材料和涂层 第五节 加力燃烧室
第一节 燃烧室概述
1 组成与工作原理
扩压器 火焰筒 外壳 内壳 涡流器 喷咀 点火器
第一节 燃烧室概述
原理： 空气分股、反向回流、非均匀混合气
第一节 燃烧室概述
回流式燃烧室 气流在燃烧室中的 流动反向 用于小流量发动机
第一节 燃烧室概述
双环腔燃烧室
Double Annule Combuster
第一节 燃烧室概述
分级燃烧室
Staged Combuster
第一节 燃烧室概述
燃烧室设计要求
买得起，泼辣，重量轻，性能好 增强在小空间内油气掺混； 改善低状态下的稳定性 高状态下的高温耐久性 采用先进的涡流器技术
漏斗形混合器
混合效果好，压力损失大，重量大，结构复杂。 MK202
环形混合器
压力损失小，重量轻，结构简单， 但出口流场随飞行状态变化大要求良好的燃油调 节系统。F100
5.4 双涵道发动机的混合器
菊花形混合器
利用波形菊花槽来增加内外函气流的混合。F101、 F404
5.5 火焰稳定器
作用：形成挡风墙并组织回流区。 形式：一般采用V型: 环形、径向。
气膜冷却
气膜冷却
气膜冷却
气膜冷却
第二节 基本构件及结构
现代燃烧室火焰筒加工：
由滚轧出的环形段焊接 (EBW) 而成 焊缝位于冷却孔附近的冷区 采用Hastelloy X 镍基高温合金 与燃气接触的表面用等离子喷涂一层隔热涂层 头部用Inconel 625 镍基合金铸出
双层浮壁式（V2500）
扩压器、喷油装置、火稳定器、点火装置、防振屏、 冷却屏、尾喷口。
M-88-2
5.1 概述
5.3 扩压器
设计要求
要求损失小，尽力使流速降低。 等外径、内外均扩、等压力梯度、全长 内锥。 由外壳、内锥和支板组成，均为板料加 工焊接。
WP-7 加力燃烧室
АЛ-31Ф加力燃烧室
5.4 双涵道发动机的混合器