3燃烧室-加力燃烧室

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(完整版)航空发动机试验测试技术

航空发动机试验测试技术航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。

在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。

试验测试技术是发展先进航空发动机的关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部件和整机性能的重要判定条件。

因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。

从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验，一般也将全台发动机的试验称为试车。

部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组件的强度、振动试验等。

整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试验等。

下面详细介绍几种试验。

1进气道试验研究飞行器进气道性能的风洞试验。

一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主要是验证和修改初步设计的进气道静特性。

然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。

进气道与发动机是共同工作的，在不同状态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。

实现相容目前主要依靠进气道与发动机联合试验。

2，压气机试验对压气机性能进行的试验。

压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出不足之处，便于修改、完善设计。

压气机试验可分为：(1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。

燃烧室

叶片式 WP5、WP6、WP7、JT3D 无叶片式 WJ6；J69
（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

V形稳定器，蒸发式稳定器又称值班火焰稳定器，是目前改善低温稳定燃烧和扩大稳定工作范围的有效措施
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。

加力燃烧室热射流点火的燃油自燃规律研究

ｓｙｓｔｅｍａｎｄｆｕｅｌｓｕｐｐｌｙｓｙｓｔｅｍｏｆａｅｒｏｅｎｇｉｎｅａｆｔｅｒｂｕｒｎｅｒ．
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｈｏｔ－ｊｅｔｉｇｎｉｔｉｏｎ；ａｕｔｏｉｇｎｉｔｉｏｎ；ｄｅｌａｙｔｉｍｅ；ｆａｔｅｒｂｕｒｎｅｒ；ａｅｒｏｅｎｇｌｎｅ
ＩｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｏｎＦｕｅｌＡｕｔｏｉｇｎｉｔｉｏｎＬａｗｏｆＨｏｔ－ｊｅｔＩｇｎｉｔｉｏｎｆｏｒＡｆｔｅｒｂｕｒｎｅｒ
ＸＵ）（ｉｎｇ — ｐｉｎｇ，ＺＨＡＮＧＸｉａｏ — ｃｈｕｎ，ＹＯＵＱｉｎｇ－ｊｉａｎｇ，ＧＡＯＪｉａ — ｃｈｕｎ
第４０卷第１期
２０１４年２月
航空发动机
Ａｅｒｏｅｎ
Ｆｅｂ．２０１４
加力燃烧室热射流点火的燃油自燃规律研究
徐兴平，张孝春，游庆江，高家春
（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳１１００１５）
为航空发动机加力燃烧室的热射流点火系统和供油系统等的设计提供初步试验依据。关键词：热射流点火；自燃；延迟时间；加力燃烧室；航空发动机
中图分类号：Ｖ２３３．３文献标识码：Ａｄｏｉ：１Ｏ．１３４７７￣．ｃｎｋｉ．ａｅｒｏｅｎｇｉｎｅ．２０１４．Ｏ１．００７

燃气轮机原理第四章燃烧室4-1&4-2&4-3

① 燃烧室进口气流速度很大，一般在 120~180m/s之间，相当于4倍12级台风的速度。在如此高的气流速度下，组织燃烧十分困难。高速气体在燃烧室内流动，还会造成很大的总压损失。必须采取措施降速，即使降速后的速度也还相当高，不采取其它措施，仍不能保证火焰稳定。
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。

加力燃烧室构件

加力燃烧室构件
航空工程术语
01 简介
03 基本构件
目录
02 加力燃烧室的作用 04 扩压器
目录
05 混合器
07 供油点火装置
06 火焰稳定器 08 加力燃烧室壳体
发动机在达到最大状态后继续增加推力，叫做发动机加力。飞机在起飞、爬升及军用飞机机动飞行时，需要更大的推力。发动机加力是短时间内增加推力的最好方法。最为广泛采用的加力方法是在涡轮和尾喷管之间安装加力燃烧室，进行复燃加力。在以往的超声速飞机上，加力燃烧室是发动机不可缺少的基本部件。
简介
WP6发动机的加力燃烧室由扩压器、预燃室、火焰稳定器、喷嘴和加力输油总管、加力燃烧室壳体等组成。
加力燃烧室的作用
加力燃烧室的功用是在保持发动机最大转速和涡轮前燃气温度不变的情况下，将燃油喷入涡轮后的燃气流中，利用燃气中剩余的氧气再次燃烧(在双涵道发动机中，还可从外涵道引入新鲜空气)，以进一步提高燃气温度，增大喷气速度，达到增加推力的目的。当使用加力时，为了保持涡轮前各部件的最大工作状态不变，就必须同时加大尾喷口的排气面积，以适应燃气比体积的增加。因此，凡是带有加力燃烧室的发动机都必须有面积可调节的尾喷口(管)配合工作。
供加力燃烧室的燃油管道及喷射装置应与火焰稳定器相适应，通常有如下三种安排方式:
燃油经穿过加力燃烧室壳体的燃油总管，进入处在燃气流中并与环形稳定器同心安装的环形输油管，从环形输油管上周向均布的喷嘴逆燃气流方向喷出；
燃油总管穿过扩压器外壳，经整流支板内腔引入内锥体内，并与位于锥体内的输油圈相联接。燃油经输油圈上的喷嘴向燃气流中喷出；
火焰稳定器
火焰稳定器的功用是使气流产生紊流，形成回流区，加速混气的形成和加强燃烧过程，稳定火焰和提高完全燃烧度。

第四章燃烧室与尾喷管

第4章燃烧室、加力燃烧室和尾喷管Burner and Nozzle第4.1节燃烧的基本知识Basic Knowledge of Burn在空气流中连续不断的喷入燃油，形成火焰，稳定燃烧，必须满足以下两个条件：一、油气比在一定的范围内才能进行燃烧目前航空燃气轮机一般都使用航空煤油作为燃料。

航空煤油在燃烧前由喷咀在高压下将煤油喷成雾状，在空气中蒸发，与空气混合。

煤油与空气的混合比例(油气比)是一个重要的参数。

对一定量的空气来说，喷入的燃油量在燃烧后正好将空气中的氧气完全用完称为理论所需燃油量，实际喷入燃油量与理论所需燃油量之比称为燃料系数用β表示。

对一定量的燃油来说，将燃油完全烧完所需的空气量称为理论所需空气量，实际空气量与理论所需空气量之比称为空气系数或称为余气系数，以α表示。

β<1或α>1表示喷入空气的燃油较少，燃烧后不足以将空气中的氧气燃烧完，这种情况称为贫油；β>1或α<1则表示喷入空气的燃油太多，将空气中的氧气烧完后还有剩余的燃油，这种情况称为富油。

在一定的贫油或富油的范围内(油气比范围内)才能进行燃烧，过于贫油或富油是无法进行燃烧化学反应的。

可以进行燃烧的油气比范围与油气混合后的混气压力和温度有极大的关系。

二、火焰周围气流速度必须低于火焰传播速度β=1的均匀混气在常温常压下火焰的传播速度远低于1m/s，在紊流的气流中，火焰传播速度有所提高，能达到每秒数米或十多米，这与气流的紊流度有很大的关系。

要使火焰能稳定燃烧，它周围的气流速度必须低于火焰传播速度。

第4.2节主燃烧室Burner主燃烧室是航空燃气轮机的主要部件之一，它介于压气机与涡轮之间，压气机出口的气流进入燃烧室，在其中喷入燃油进行燃烧，成为高温燃气进入涡轮。

然而，压气机出口的气流速度一般在150m/s左右，在这样高速的气流里是无法稳定火焰进行燃烧的。

此外，受涡轮材料耐热性的限制，燃烧室出口的燃气温度一般在1200～1700K范围内，相当于燃料系数β大约在0.25～0.4范围内。

第6章加力燃烧室

蒸发式稳定器
沙丘驻涡稳定器
流动阻力下降，涡流内燃烧的贫油熄火极限扩展了4~5倍，点火风速提高了将近一倍。
气动式稳定器

通过专用管道自压气机抽泣，经喷嘴将高压空气喷进加力燃烧室，与主气流相遇形成非流线型的气柱，借此气柱稳定火焰。优点：根据不同的工作状态控制供气量，可形成合适的气柱来稳定火焰，并有利于消除震荡燃烧，避免了机械式稳定器在加力燃烧室不工作时所造成的气流压力损失。缺点：减少发动机推力
一种低涵道比的空气混合器—— 漏斗式
6.3 加力燃烧室的基本构件
3、火焰稳定器

功用：

使气流产生紊流，形成回流区，加速混合器的形成和加强燃烧过程，稳定火焰和提高完全燃烧度。
机械式火焰稳定器 V形稳定器：环形－WP6、WP7 径向式－WP7乙，混合加力的涡扇，涡喷蒸发式稳定器：WS9，Spey MK202
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
冷气流外涵道空气流燃油喷管操纵套管
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，对机舱进行冷却。

航空发动机试验测试技术

在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。

因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。

从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验，一般也将全台发动机的试验称为试车。

整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试验等。

下面详细介绍几种试验。

1进气道试验研究飞行器进气道性能的风洞试验。

一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主要是验证和修改初步设计的进气道静特性。

然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。

进气道与发动机是共同工作的，在不同状态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。

实现相容目前主要依靠进气道与发动机联合试验。

2，压气机试验对压气机性能进行的试验。

压气机试验可分为：(1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。

历史遗憾!1980年代中国没能引进四种外国发动机

历史遗憾！1980年代中国没能引进四种外国发动机美国普惠公司研制的PW1120-发动机超7当初的设计考虑就是为了弥补歼7的不足，满足巴基斯坦对先进战斗机的需要。

为了适应这一需要，美英发动机生产商也拿出了各自的方案。

但对于“佩刀”Ⅱ及后来由歼7的机头进气改用两侧进气的超7来说，前文所述的涡喷7乙发动机推力已经不能满足要求。

事实上，当时中国另一种机头进气改两侧进气的战斗机歼8Ⅱ也已经更换了发动机，由涡喷7甲改为涡喷13A II。

但就其性能水平而言，涡喷13的推力还远远不能满足超7的需要，巴基斯坦显然也不会对其产生兴趣。

而80年代正是中国和西方关系最好的蜜月期，超7选用西方动力也成为中巴两国的不二选择。

1987年初，美国普拉特·惠特尼公司的国际项目主任斯蒂芬·哈金斯率团到北京参加座谈会，提出了三个方案供中巴选择：PW1120 这是一种连续放气式涡喷发动机，是F100涡扇发动机的改型。

普·惠公司当时研制PWll20，主要是考虑与F404和RB199发动机的推力增大型竞争下一代战斗机的动力，因此为了减小研制风险，选用了F100的核心机进行研制，两者有60%的部件可以通用。

以色列首先于1981年决定采用PW1120作为其新型“狮”(Lavi)单发战斗机的动力装置，取代曾考虑过的F404发动机(事实上，F404也是超7考虑的第二种动力)。

理由是PWll20的推力比F404大1800公斤，有利于提高“狮”的作战性能；另外考虑到通用性问题，以色列已经采购配装F100的F-15和F-16战斗机，所以选择PWll20作为“狮”的动力是最明智的决定。

除此以外，当时的F4战斗机也考虑后继型号选用PWll20。

F-4的标准动力装置是50年代研制的J79发动机，虽然其性能很好，而且配装了多种战斗机和攻击机，但确实已经老迈，无法满足20世纪末的空战需求。

PW1120恰恰能弥补J79在推力上的不足，满足F-4的增推需求。

航空发动机原理与构造-精选文档

动系统
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。

涡轮喷气发动机

涡轮喷气发动机（Turbojet）（简称涡喷发动机）是一种涡轮发动机。

特点是完全依赖燃气流产生推力。

通常用作高速飞机的动力。

油耗比涡轮风扇发动机高。

涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1944年末的战斗。

相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，但是需要较高品质的材料这在1945年左右是不存在的。

当今的涡喷发动机均为轴流式。

一个典型的轴流式涡轮喷气发动机图解（浅蓝色箭头为气流流向）图片注释：1 -吸入，2 -低压压缩，3 -高压压缩，4 -燃烧，5 -排气，6 -热区域，7 -涡轮机,8 -燃烧室，9 -冷区域，10 - 进气口目录一个典型的轴流式涡轮喷气发动机图解（浅蓝色箭头为气流流向）低压压缩，3 -高压压缩，4 -燃烧,5 -排气,6 -冷区域，10 - 进气口1.1进气道1.2压气机1.3燃烧室与涡轮1.4喷管及加力燃烧室2使用情况3基本参数结构图片注释：1 -吸入,2 -热区域，7 -涡轮机，8 -燃烧室，9 - 1结构离心式涡轮喷气发动机的原理示意图图片注释：顺时针依次为：离心叶轮（压缩机），轴，涡轮机，喷嘴，燃烧室轴流式涡轮喷气发动机的原理示意图图片注释：顺时针依次为：压缩机，涡轮机，喷嘴，轴，燃烧室进气道轴流式涡喷发动机的主要结构如图，空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机（compressor ）。

进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。

在超音速飞行时，机头与进气道口都会产生激波（shockwave ），空气经过激波压力会升高，因此进气道能起一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。

3燃烧室-加力燃烧室解析

调节环向前移动时，迫使调节片收拢，喷口直径变小；调节环向后移动时，在燃油压力作用下，调节片张开，喷口
直径变大。
可调喷口喷口动作筒有三个，后端用带有球面衬套的销子与调节环连接，前端通过支架固定在承力环上。每个支架带有两个支柱，用来固定承力环。同步活门能保证三个喷口动作筒活塞杆的运动速度协调
振荡燃烧是加力燃烧室筒体内燃烧时气柱的脉动现象，
其脉动频率可以从数赫到数千赫，其压力脉动的幅度也可以有很大的差别。
若振荡频率为数百赫以下的中频或低频振荡时，其压力
脉动幅度一般较大，不仅造成强烈的轰鸣声，而且会造成发动机零件损坏，甚至造成加力燃烧室熄火和发动机停车。
基本部件防振隔热屏：安装在加力筒体内用以隔热并防止振荡燃烧的多孔薄板筒体称为防振隔热屏。防振隔热屏通常由一段或多段筒体组成，也有用全长防振隔热屏的，前段主要起防振作用，
保证分布较为均匀。
基本部件
点火及点火装置：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混气点燃，然后再将火焰传播到整个室内空间。要求加力点火迅速可靠，点火范围宽广。
目前使用的加力点火方法主要有：
①预燃室点火：本身就是一个小型的燃烧室，一般用电
火花直接点火，当预燃室点
着后，即喷出一股热量较大的火舌，再点燃加力燃烧室。
基本部件
点火及点火装置： ②热射流点火：在加力供油的同时，在主燃室中部适当位
置定量挤入一股燃油，这股燃油被高温热燃气点燃成为一
股强有力的属两态燃烧的火舌。这股火舌穿过涡轮，在涡轮后再喷一股燃油接力，于是这股强大的瞬时火焰就能把加力燃烧室点燃。
基本部件点火及点火装置： ③催化点火：一种新的点火技术，它是将涡轮燃气流过一个文氏管，并在文氏管喉部喷注燃油，经扩张段掺混

航空发动机结构-第六章-燃烧室与加力燃烧室

第一节燃烧室概述
❖ 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；
双层浮壁式（V2500）
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：
❖ 2.6 火焰筒冷却方法
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
❖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
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
❖ 5.7 点火器
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

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。

西北工业大学燃烧学思考题 Microsoft Office Word 2007 文档 (自动保存的)

第一章绪论1、燃烧有哪几类分类方法，分别是什么？(1)按化学反应传播的特性和方式：强烈热分解，爆震，缓燃(2)按照燃料的种类：气体燃料燃烧，液体燃料燃烧（燃烧前雾化，蒸发,混合），固体燃料燃烧(3)按照有无火焰：有火焰燃烧，无火焰燃烧(4)按照燃料和氧化剂是否预先混合以及流场形态分类：层流预混火焰，层流扩散火焰，湍流预混火焰，湍流扩散火焰，预混-扩散复合层流火焰（煤气灶）。

2、什么叫燃烧？燃烧的现象是什么?燃烧是指可燃物和助燃剂之间发生快速强烈的化学反应。

现象有发光，发热等。

3、燃烧学研究方法实验分析，数值模拟，理论总结，诊断技术第二章燃烧学的热力学与化学动力学基础1、什么叫化学恰当反应？所有参加化学反应的反应物都按照化学方程式给定的比例进行完全燃烧的反应。

2、反应分子数和反应级数的异同。

（1）概念不同：反应级数数是反应浓度对化学反应速率影响的总的结果，由化学动力学实验测得。

化学反应分子数是指基元反应发生反应所需要的最小分子数。

（2）用途不同：反应级数用来区分化学反应类型，反应分子数用来解释化学反应机理。

（3）简单反应的级数常与反应式中作用无的分子数相同。

（4）化学反应级数可以是正整数，分数，零和负数。

零表示化学反应速度与浓度无关。

负数表示该反应物浓度增加化学反应速率下降。

但化学反应分子数一定是正整数。

可以有零级化学反应，但不可能有零分子反应。

3、阿累尼乌斯定律及其适用范围。

阿累尼乌斯定律是化学反应速率常数与温度的经验公式。

表达式为：exp(/)b a u k AT E R T =-适用范围：（1）适用于简单反应以及有有明确级数的化学反应（2）阿累尼乌斯公式是由实验得出的，它的适用温度范围比较窄。

在低温范围内拟合的阿累尼乌斯经验公式可能完全不适用于高温情况下的实验数据。

4、分析影响化学反应的各种因素。

(1)温度阿累尼乌斯定律，温度影响化学反应速率常数，温度升高反应速度加快。

(2)催化剂催化剂是指能够改变化学反应速率，而本身在化学反应前后组成，数量和化学性质均没有发生变化的物质。

第十三章航空发动机中的燃烧

QV =
3600W f H uη c
P3 tVc
式中 W f ， H u ，η c ， P3t ，Vc 分别为燃料流量，燃料低热值，燃烧效率，燃烧室进口总压及燃烧室体积。也可以按火焰筒体积 V f 定义容热强度，3 tV f
3
一般，主燃烧室的 QV = (750 − 908)kJ /( m ⋅ h ⋅ Pa ) ；火焰筒的 QVf = (1234 − 2073) kJ /( m ⋅ h ⋅ Pa ) ；
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。
第十三章航空发动机中的燃烧
目前飞机的发动机一般均采用航空燃气轮机。主燃烧室是它的三大核心部件之一。对于军用发动机还设有加力燃烧室。它们工作的优劣直接影响发动机的性能。本章将介绍航空发动机主燃烧室和加力燃烧室的结构、工作原理及性能。