加力燃烧室热射流点火的燃油自燃规律研究
第八章加力燃烧室PPT课件
为了保持发动机的主要工作参数不变，在开动加力 时，必须同时扩大尾喷口面积，根据流量公式，可 推出加力与未加力时的面积比：
F5 T4* *
F5
T4*
加力面积比亦与加温比的平方根成正比，加力面积 比是由自动调节系统随机控制，一般尾喷口形式如 下：
典型的加力喷管设备
典型的带加力燃烧室的涡轮风扇发动机
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，其上开有许多1~3mm的小孔，前段主要起防 振作用，后段起隔热作用。
防振隔热屏一般做成纵向或横向波纹形。 一方面使压力波发生漫反射，大大减弱反射压力波的能 量并改变其相位； 另一方面因小孔两侧存在压差，气柱既可进入冷却通道， 也可反向流入燃烧室，使振荡能量变为气流动能而被吸收； 带小孔的波纹板受热后变形，可以减少防振隔热屏的热 应力。
1、加力比
R
.
mg
w6 g
w6 c 2gkgkg1RgT5*[1(P P50*)kkgg1]
R
.
m g
w6 g
w6 c 2gkgkg1RgT5*[1(P P50 *)kkgg1]
.
.
近似认为： mg mg
则：
R
w6 w6
T5* T5*
*
2、耗油率比
*
C
Ma C
3、加力时发动机尾喷口面积的变化
蒸发式稳定器的优点是：
(1) 扩大了贫油状态的点火和稳定工作范围，并能提高 燃烧效率，特别是在来流温度低，流速高时，其优 越性十分突出。
(2)可以在很小的加力比下实现软点火（软点火的概念 是缓慢增加加力比，壁面突然加力引起风扇或压气 机间喘振，涡扇发动机对此要求特别严格）
（b）气动火焰稳定
内燃机燃烧过程的研究和分析
内燃机燃烧过程的研究和分析内燃机是现代交通工具与机器设备的重要动力来源。
它以内燃机燃烧产生高温高压气体驱动活塞运动，从而达到机械能转换的效果。
内燃机的核心就是燃烧室，燃烧室的燃烧过程的效率决定了内燃机的动力性能和能源利用效率。
因此，内燃机燃烧过程的研究和分析对于提高内燃机的性能有重要意义。
一、内燃机燃烧过程的基本原理内燃机的燃烧过程是一个复杂的动力学过程，其基本原理包括燃烧室内的燃油与氧气的混合、着火、火焰传播和喷油分布等。
首先，燃油和空气的混合是内燃机燃烧过程的基本步骤。
内燃机中的燃油包括汽油、柴油、天然气等燃料，而要达到高效的燃烧过程，燃油和空气的混合度必须适当，按照理想的化学计量比进行混合。
其次，燃油和空气混合后，需要达到一定的温度和压力才能点火着火，着火条件一般是良好的混合、足够的温度和压力、以及合适的着火能源，着火点是燃油空气混合物的其中一处点火。
这时，能量在着火点周围形成火焰核心，并以扩散的方式向燃烧室内蔓延。
火焰传播过程主要包括火焰传播速度和燃烧效率。
燃烧室内的燃料与空气的混合度、温度和压力是影响火焰传播速度和燃烧效率的重要因素。
在燃烧室内，火焰一般是在活塞顶部形成，向活塞底部蔓延，热能在火焰前沿产生，火焰扩大即为燃烧。
燃烧效率可以通过CO和NOx生成的量来表征，这两种物质是燃烧过程中污染物的主要来源。
最后，喷油分布是内燃机燃烧过程的关键因素之一，燃烧需要合理的喷油、喷油位置以及燃油量。
在实际应用中，如何合理控制喷油过程是内燃机燃烧过程的核心问题之一。
二、内燃机燃烧过程的研究方法内燃机燃烧过程的研究方法主要包括数值模拟和实验研究两部分。
1. 数值模拟数值模拟是内燃机燃烧过程分析的主要方法之一。
数值模拟可以通过对内燃机燃烧室进行数值分析来实现。
目前研究燃烧过程的数值模拟方法很多，包括有限元法、有限体积法、有限差分法以及Monte Carlo法等，这些方法都可以基于不同的燃烧机理进行模拟和分析。
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，
QVf =
3600W f H uη c P3 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 ) ；
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。
§13-1 航空发动机主燃烧室
一、引 言
燃烧室 （图 13.1） 的作用就是将燃油喷嘴供应的大量燃油和压气机供应的大体积空气一 起燃烧，释放热量，让空气膨胀和加速，以便在所有状态下供给涡轮所需的燃气流。这一任 务必须以最小的压力损失来实现，并且在有限的可用空间里释放出最大的热量。
233
图 13.6 多个单管燃烧室图
图 13.7 环管形燃烧室
图 13.8 环形燃烧室
与环管燃烧系统比较，与之相当的环形燃烧室的壁面积少得多，因而，防止火焰筒壁烧 穿所要求的冷却空气量大约也少 15%。冷却空气量的这一减少提高了燃烧效率，因此，实 际上消除了未燃烧的燃油， 并将一氧化碳氧化成无毒的二氧化碳， 从而减少了对空气的污染。 将空气雾化喷嘴引入这种类型的燃烧室大大改善了燃油为燃烧所做的准备， 因空气会进 入靠近喷嘴处的燃油喷雾中，而这些喷雾都是过度富油的。这大大减轻了初始碳粒的形成。 4、折流式环形燃烧室 折流式环形燃烧室的火焰筒由内、外壁组成。对小型燃气涡轮发动机．因其流量小，转 速高， 可以采用离心式压气机和燃油从发动机轴内腔经甩油盘离心甩出的供油方式。 为了充 分利用空间尺寸，缩短转子支点的距离，所以常采用折流式环形燃烧室。美国 J69 发动机采 用了折流式环形燃烧室。 5、回流式环形燃烧室 回流式环形燃烧室的火焰筒由内、 外壁和环形圆顶组成。 这种燃烧室也用在带有离心式 压气机的燃气涡轮发动机中。 从压气机出来的气体， 在组织燃烧和与燃气掺合的过程中要经 过两次折转再流入涡轮部件。燃烧室的燃油是由在环形圆顶部的喷嘴提供。
加力燃烧室热射流点火的燃油自燃规律研究
Ｋ ｅ ｙ ｗ ｏ ｒ ｄ ｓ ： ｈ ｏ ｔ － ｊ ｅ ｔ ｉ ｇ ｎ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ； ａ ｕ ｔ ｏ ｉ ｇ ｎ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ； ｄ ｅ ｌ ａ ｙ ｔ ｉ ｍｅ ； ｆ ａ ｔ ｅ ｒ ｂ ｕ ｒ ｎ ｅ ｒ ； ａ ｅ ｒ ｏ ｅ ｎ ｇ ｌ ｎ ｅ
Ｉ ｎ ｖ ｅ ｓ ｔ ｉ ｇ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｎ Ｆ ｕ ｅ ｌ Ａ ｕ ｔ ｏ ｉ ｇ ｎ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｌ ａ ｗ ｏ ｆ Ｈ ｏ ｔ － ｊ ｅ ｔ Ｉ ｇ ｎ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ｆ ｏ ｒ Ａ ｆ ｔ ｅ ｒ ｂ ｕ ｒ ｎ ｅ ｒ
Ｘ Ｕ） （ ｉ ｎ ｇ — ｐ ｉ ｎ ｇ ， Ｚ ＨＡ ＮＧ Ｘｉ ａ ｏ — ｃ ｈ ｕ ｎ ， Ｙ ＯＵ Ｑｉ ｎ ｇ － ｊ ｉ ａ ｎ ｇ ， Ｇ Ａ Ｏ Ｊ ｉ ａ — ｃ ｈ ｕ ｎ
第４ ０卷 第 １ 期
２ ０ １ ４年 ２ 月
航 空 发 动 机
Ａｅ ｒ ｏ ｅ ｎ
Ｆ ｅ ｂ ． ２ ０ １ ４
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 １ １ ０ ０ １ ５ ）
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 ： Ｖ ２ ３ ３ ． ３ 文献标识码 ： Ａ ｄ ｏ ｉ ： １ Ｏ ． １ ３ ４ ７ ７ ￣． ｃ ｎ ｋ ｉ ． ａ ｅ ｒ ｏ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ． ２ ０ １ ４ ． Ｏ １ ． ０ ０ ７
航空发动机的燃烧室流动与燃烧特性优化
航空发动机的燃烧室流动与燃烧特性优化航空发动机作为一种重要的动力装置，在航空航天领域起着至关重要的作用。
而燃烧室作为航空发动机的核心部件，其流动和燃烧特性的优化对于提高发动机的性能和效率具有重要意义。
本文将探讨航空发动机的燃烧室流动与燃烧特性的优化方法和技术。
一、航空发动机燃烧室流动特性的研究与分析燃烧室内气体的流动特性对于燃烧效率和发动机性能的影响不可忽视。
燃烧室内流动的不稳定性和不均匀性会导致燃烧的不完全和功率损失。
因此，研究和分析燃烧室的流动特性对于优化燃烧室设计具有重要意义。
在流动特性的研究中，可以采用数值模拟方法，如计算流体力学（CFD）模拟，来模拟和预测燃烧室内的流动情况。
通过建立准确的数学模型，可以分析燃烧室内的湍流和速度分布等参数，以及分析燃烧室内的湍流能量传递和燃料混合情况。
这有助于了解燃烧室内的流动特性，并根据分析结果对燃烧室进行优化设计。
另外，通过实验手段，如高速摄影和颗粒图像测速（PIV）等技术，也可以对燃烧室的流动特性进行直接观测和测量。
通过实验数据的分析和处理，可以获取燃烧室内的流场信息，揭示流动特性的规律，指导优化燃烧室结构。
二、航空发动机燃烧特性的研究与优化航空发动机的燃烧特性对于其性能和效率具有直接影响。
燃烧效率的提高和污染物的减排是航空发动机燃烧特性优化的主要目标。
在燃烧特性的研究中，首先需要研究燃料在燃烧室内的混合过程。
合理的燃料混合可以提高燃烧效率和燃烧稳定性。
通过数值模拟和实验手段，可以研究燃料在燃烧室内的分布和混合情况，以及燃烧室内的温度和压力分布等参数。
这有助于找出燃料混合的不足之处，并提出相应的优化措施。
其次，燃烧室内的燃烧过程也需要研究和优化。
燃料的燃烧速度、燃烧温度和燃烧稳定性等参数对于燃烧效率和污染物排放有重要影响。
通过数值模拟和实验手段，可以研究燃料的燃烧机理和燃烧过程中的各种化学反应，以及燃烧产物的生成和分布情况。
这有助于优化燃烧室的设计和调整燃烧参数，提高燃烧效率和减少污染物排放。
5章12点燃式内燃机燃烧分析
稀燃技术的难点
（1）燃烧缓慢，燃烧持续期长
（2）循环变动大 （3）HC排放增加（氧化催化转换器）
（ 4 ）汽车的操纵性能下降（负荷控制敏 感度下降） （ 5 ）排气后处理困难（特别是富氧条件 下NOx的还原）
（1）缸内气流的循环变动影响（强弱变化大） （2）混合气成分，特别是点火瞬间火花塞附近混合气的 成分（不均匀）
3. 燃烧稳定性 （燃烧的循环变动）
5）降低措施（加大并稳定缸内气流；提高燃烧速度）
（1）多点点火；
（2）增加进气涡流 → 增加燃烧速率； （3）提高转速，湍流增加； （4）采用理论空燃比或φa=0.8~0.9 →易燃，燃烧速度高 （5）采用燃油电控喷射技术（特别是多点燃油喷射）可 改善各循环混合气的均匀性； （6）采用快燃、速燃技术，提高火焰传播速率； （7）加大点火能量、大火花塞间隙。
2）急燃期（2~3）
结束点定义法：
（1）最高压力点； （2）最高温度点； （3）放热率骤然下降点。 最高压力点3点对动力性、 经济性影响很大。可用点 火提前角调整。 火焰传播速率、火化塞位 置、燃烧室形式等将影响 dp/dφ。 dp/dφ将影响工作粗暴程度、 振动、噪声水平。
3）后燃期（3~4烧完，熄火）
二、研究阶段与研究重点
化油器（实现油气混合）~1980年
如何保证各种工况的可靠工作，保证要求混合（喉口气流控制混合与空燃比） 问题：喷油点离气缸远，工况变动时，喷油滞后；各缸不均匀 同时喷射（喷油时刻对燃烧有影响）顺序喷射进气门背低压（0.3~0.4MPa） 闭阀喷射（利用废气倒灌雾化；启动和暖机时效果差）进气阀开启时喷射（油 滴直径小于15μm，较高喷射压力、短射程）。启动和暖机时的性能、排放问题。 问题：炭烟、NOx处理；匹配、组织困难。美国市场无，份额小 具有直喷的优势，泵气损失由可变气门机构降低，避免了扩散燃烧对炭烟、 NOx排放的后处理难题，对油品的含硫量要求不高，控制精确。
双燃料发动机燃烧放热规律分析及燃烧特性研究_尧命发(精)
文章编号:1000-0909(200204-0312-********双燃料发动机燃烧放热规律分析及燃烧特性研究尧命发1,段家修1,覃军2,许斯都1,付晓光1(1.天津大学内燃机燃烧学国家重点实验室,天津300072;2.广西玉柴机器股份有限公司,广西玉林537000摘要:从热力学和内燃机燃烧的基本理论入手,推导了计算分析双燃料发动机缸内工质成分和热力学参数的计算关系式以及求解双燃料发动机燃烧放热规律的微分方程式,基于面向对象技术开发了双燃料发动机燃烧放热规律计算软件。
研究结果表明:用传统柴油机分析方法计算双燃料发动机的放热率峰值偏小,所计算的缸内工质平均温度偏高,新模型计算的结果与实际情况更为吻合。
该分析软件可以适用于多种燃料发动机,是内燃机燃烧放热规律的通用计算软件。
双燃料发动机燃烧特性研究表明:双燃料发动机初始放热率比纯柴油大,若着火始点在上止点后,双燃料缸内最大爆发压力比纯柴油低,否则比纯柴油高;控制双燃料发动机着火始点是控制缸内最大爆发压力和NO x排放的关键,双燃料发动机着火始点应在上止点后,可以使发动机爆发压力和NO x排放比纯柴油低。
关键词:双燃料;燃烧;放热规律;燃烧特性中图分类号:T K432文献标识码:A引言随着内燃机排放法规的日益严格和石油资源危机日益加剧,柴油-气体燃料双燃料发动机应用越来越广泛,柴油机双燃料发动机具有高效率、低排放的优势,但其燃烧特性与纯柴油不同,其燃烧过程是引燃柴油的喷雾扩散燃烧和缸内均质混合气的快速火焰传播过程共同作用。
示功图测试分析是研究内燃机工作过程的重要工具,它可以揭示发动机燃烧的内在规律和特点,为开发高效清洁发动机提供有效的分析手段,被广泛应用于研究和产品开发过程中。
迄今为止,还没有针对双燃料发动机示功图的分析手段,大都采用柴油机的分析方法。
实践证明,这种分析方法和实际双燃料发动机有较大差别。
传统的计算分析方法,如描述缸内工质内能的Just经验公式用于描述双燃料发动机燃烧过程将会导致较大的误差。
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。
汽车发动机燃烧问题研究
汽车发动机燃烧问题研究一、引言汽车发动机是汽车的核心部件，其燃烧问题直接关系到汽车的性能和经济性。
因此，研究汽车发动机燃烧问题对于提高汽车的性能和节能减排具有重要意义。
二、汽车发动机燃烧问题的背景1. 汽车发动机燃烧过程的基本原理汽车发动机的燃烧过程是指燃油在氧气的作用下发生火焰传播，释放能量驱动汽车运行的过程。
这一过程主要由激发、固有燃烧和末次燃烧三个阶段组成。
2. 汽车发动机燃烧问题的挑战在汽车发动机燃烧过程中，存在多种燃烧问题，如点燃延迟、异燃、爆震、积炭等。
这些问题会导致发动机不稳定、动力下降、燃油浪费及排放物增加等现象。
因此，解决这些问题对于提高汽车发动机的燃烧效率和环境友好性至关重要。
三、汽车发动机燃烧问题的研究方向1. 燃烧控制技术燃烧控制技术是解决汽车发动机燃烧问题的关键。
通过优化喷油、点火、混合气调控等技术，可以实现更高效的燃烧过程，提高发动机功率和燃油利用率。
2. 燃料燃烧特性研究研究不同燃料的燃烧特性，如点燃延迟、燃速等参数，可以为选择合适的燃料和调整燃料配比提供科学依据，实现更高效、环保的燃烧过程。
3. 排放控制技术汽车发动机的燃烧过程直接影响尾气的排放。
因此，发展先进的尾气处理技术，如催化转化、颗粒捕集等，可以有效降低有害气体和颗粒物的排放，保护环境和人民的健康。
四、汽车发动机燃烧问题的研究方法1. 实验研究方法通过在发动机实验台上进行燃烧过程的测试与分析，可以获取发动机燃烧过程的关键参数，如燃烧温度、压力变化等，从而研究燃烧问题的产生原因和解决方案。
2. 数值模拟方法利用计算流体力学（CFD）等数值模拟方法，可以模拟发动机燃烧过程中的流动、燃烧和传热等物理现象，研究不同燃烧问题的发生机理和影响因素。
3. 优化设计方法通过优化发动机的结构参数和控制策略，可以提高燃烧过程的效率和稳定性，从而解决燃烧问题。
优化设计方法可以采用基于数值模拟的优化算法，或者通过试验和实际运行数据的分析得出合理的改进方案。
燃烧室原理rss4燃烧室的点火及火焰稳定
1.一维管流的火焰稳定条件：
一维管流的火焰 稳定条件：混气 速度等于火焰传 播速度
2、任意方向火焰稳定条件a−aFra bibliotek为火焰锋面
法向稳定条件－余弦定律：
u = vn = v cos θ
切向稳定条件： 有一个稳定的点火源。 锥形火焰稳定条件：1、余弦定律；2、稳定的点火源。
气流流速增大
2
最小点火能量和混气的流速、温度、压力、导热系 数、浓度、燃料性质、雾化、蒸发掺混及电极间的距离等 因素有关
3、点火性能准则
点火性能准则参数： I = f [
E i0 . 25 A m P 21 . 5 T 21 . 5 m a ( ∆ P ft / q m ) 0 . 5
.
]
I值高，点火性能好
I = f[
气流流速减小
二、回流区流谱和稳定火焰工作原理
1、回流区的建立
加力燃烧室
（1）扰流器的作用 （2）离心喷嘴刚喷出的油膜 （3）油膜破裂后的散射
主燃烧室
2、回流区流谱 、
四心、 四心、四区
上涡心、下涡心、前死心、后死心 顺流区、逆流区、前死区、后死区
3、回流区火焰稳定原理
三、常见稳定火焰的方法
E i0 . 25 P
0 .5
T
2 .5 0 .5
C m ( ∆ P ft / q m )
]
p ↑ T ↑ Ei ↑
I ↑ 对点火有利
流速增加，对点火不利
三、点火系统和电嘴
1、电火花点火 2、炽热点火 3、火焰点火 4、自燃燃料点火 常用电嘴：火花电嘴、电蚀电嘴、沿面电嘴、半导体电嘴
§4-2 火焰稳定
§4 燃烧室的点火及火焰稳定
燃烧室的燃烧特性与性能优化研究
燃烧室的燃烧特性与性能优化研究燃烧室作为内燃机中的重要组成部分，对内燃发动机的运行性能和排放特性都有着至关重要的影响。
本文将对燃烧室的燃烧特性进行研究，并探讨如何优化其性能。
一、燃烧室的燃烧特性燃烧室的燃烧特性主要包括燃烧速率、燃烧稳定性和燃烧效率等方面。
燃烧速率是指燃料在燃烧室中的燃烧速度，它直接影响到发动机的功率输出。
燃烧稳定性是指燃烧过程的稳定性能，它对于发动机的可靠性和工作状态的稳定性有着重要的影响。
燃烧效率则是指燃料在燃烧室中的利用率，它直接关系到发动机的能源利用效率和排放特性。
二、燃烧室性能的优化方法为了提高燃烧室的性能，可以采取一系列的优化措施。
首先，可以通过改变燃烧室的形状和尺寸来调整燃烧室的空气流动和燃烧过程。
例如，采用缩窄喷孔和加大喷射角度可以增加燃料的细化和混合效果，提高燃烧速率和稳定性。
其次，可以选择合适的燃料和空气混合方式，通过调整燃料喷射的时间、位置和量来改善燃烧效率。
此外，还可以利用喷油嘴和点火系统等先进技术来实现更精准的燃烧控制，提高燃烧的质量和效率。
三、燃烧室性能优化的实践案例燃烧室性能优化的研究已经在实践中取得了一些突破。
比如，在某款汽车发动机的燃烧室设计上，通过优化燃烧室的结构和空气流动路径，成功提高了燃烧效率和功率输出。
另外，通过改进喷油嘴和点火系统，实现了更精准的燃烧控制，提高了燃烧的稳定性和可靠性。
这些案例表明，燃烧室性能优化是提高内燃发动机整体性能的重要途径。
四、燃烧室性能优化的挑战与发展趋势虽然燃烧室性能优化取得了一些成果，但仍然存在一些挑战。
首先，燃烧室优化需要兼顾多个性能指标的要求，需要在功率、经济性和排放等方面进行平衡。
其次，燃烧室的优化需要综合考虑燃料的特性、空气动力学和热学等因素，需要进行多学科的研究和协同创新。
未来，燃烧室优化可能会借助计算流体力学和机器学习等技术手段来实现更精确的模拟和优化。
另外，还可以进一步研究传热和传质等过程，探索更高效的燃烧方式和燃料利用技术，以实现低排放和高效能的内燃发动机。
3燃烧室-加力燃烧室解析
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
火箭发动机的燃烧特性分析与优化设计
火箭发动机的燃烧特性分析与优化设计火箭发动机是现代航天领域中的重要组成部分，其燃烧特性的分析与优化设计对提高火箭发射能力、降低成本和提高可靠性具有重要意义。
本文将从火箭发动机的燃烧特性分析入手，探讨其优化设计的相关内容。
一、火箭发动机的燃烧特性分析1. 燃烧反应火箭发动机的燃烧行为是燃料和氧化剂在燃烧室中的化学反应过程。
常见的火箭燃料包括液体燃料和固体燃料，液体燃料主要以液氧和煤油为代表，固体燃料主要以聚合物和铝粉为代表。
在燃烧过程中，燃料和氧化剂发生氧化还原反应，产生大量热能和气体。
2. 燃烧室结构与燃烧过程火箭发动机的燃烧室是燃烧反应发生的场所，其结构对燃烧过程有着重要影响。
常见的燃烧室结构包括碗形、锥形和喷嘴状等。
燃料和氧化剂在燃烧室中混合、燃烧、喷射，产生高温高压的燃气。
燃烧室内的气体流动以及燃料和氧化剂的喷射速度对于火箭发动机的性能有着重要影响。
3. 推力与效率火箭发动机的推力与热力学效应紧密相关。
推力是火箭发动机产生的作用力，其大小取决于燃料燃烧产生的高温高压气体的喷射速度和喷射量。
效率则是火箭发动机将化学能转化为动力能的能力，其计算通常采用比推力和比冲等参数。
通过分析火箭发动机的推力与效率，可以评估其燃烧特性的优劣，并为优化设计提供依据。
二、火箭发动机的优化设计1. 燃烧室结构优化燃烧室结构的优化对于提高火箭发动机的性能具有重要作用。
通过优化燃烧室的形状、尺寸和内部结构等参数，可以改善燃料和氧化剂的混合、燃烧和喷射过程，提高燃烧效率和推力输出。
优化设计可以采用数值模拟和实验方法相结合的方式，通过计算流体力学和热力学等方面的分析，确定最佳的燃烧室结构。
2. 燃料和氧化剂的选择与配比燃料和氧化剂的选择与配比对于火箭发动机的燃烧特性具有重要影响。
合适的燃料和氧化剂选择可以提高燃烧效率，增加推力输出。
同时，合理的配比可以保证燃烧反应的平稳进行，并降低燃烧室的温度和压力等不利因素。
优化设计可以通过对不同燃料和氧化剂的物理化学性质进行综合评估，确定最佳的配比。
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。
航发原理-第三章加力燃烧室
END
2
1. 加力燃烧室的工作特点 2. 加力燃烧室的工作过程 3. 振荡燃烧
一、加力燃烧室工作特点
1.
二、加力燃烧室的基本性能要求
(1) 点火可靠； (2) 燃烧效率高，保证完全燃烧所需的加力燃烧室的长 度，以提高燃烧效率； (3) 总压损失小，通过减小流体阻力来提高总压恢复系 数； (4) 出口温度场尽可能均匀，以减少推力损失； (5) 采用防振屏来防止振荡燃烧； (6) 燃烧稳定性好。
加力燃烧室简图
(3) 稳定器后是两相燃烧，火焰稳定边界宽。
1
三、点火及点火装置
(1) 特点：
① 有利 －气流温度高； ② 不利 － 气流速度大、压力低、氧气少；
6.3 振荡燃烧
一、振荡燃烧的特点和类型
(1) 振荡燃烧是加力燃烧室筒体内燃烧时气柱的脉动现 象，其频率范围相当宽； (2) 基本类型：
① 纵向振荡； ② 横向振荡； ③ 径向振荡
(2) 基本要求：
① 点火迅速可靠； ② 点火范围宽广；
(3) 点火方法：预燃室点火、热射流点火、催化点火和电 嘴直接点火。
二、消除或减弱振荡燃烧的措施
(1) 减弱原始的压力脉动； (2) 改善火焰稳定器的设计； (3) 设置阻尼装置； (4器迎风面积 As = 燃烧室横截面积 A0
本次课的主要内容
第三章 加力燃烧室
王云《航空发动机原理》第4章
6.1加力燃烧室的工作特点
加力燃烧室和主燃烧室工作参数和性能对比表（地面台架数据）
参数或性能 进口气流总压/MPa 进口气流总压/ 进口气流总温/K 进口气流总温/K 气流速度/(m/s)：扩压段进口 气流速度/(m/s) 燃烧段进口 燃烧室出口 气流含氧量 油气比范围 （余气系数范围） 出口气流总温/K 出口气流总温/K 出口温度分布 燃烧效率 冷态阻力系数（按最大截面） 总压恢复系数 主燃烧室 0.80~2.50 500~800 120~180 30~50 160~200 21% 0.002~0.03 33~2.2 1150~1700 周向分布尽可能均匀 径向分布有特殊要求 0.95~0.999 20~30 0.90~0.96 加力燃烧室 0.20~0.30 950~1000 350~450 120~180 250~400 14%~17% 0.002~0.07 33~1 1800~2000 周、径向分布尽可能均匀 0.85~0.92 3~4 0.85~0.90
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0引言
热射流点火是加力燃烧室的1种点火方式。
其基
本原理是在主燃烧室的后部，利用1个直流喷嘴喷入1股定量燃油，燃油穿过涡轮的同时，进行雾化蒸发与周围燃气掺混，并点燃成火炬。
热射流点火方式在国外的航空发动机上已经成功应用了很长时间，点火稳定而且成功率高，但是在国内还是1种新的点火方式。
关于热射流点火方式的深入研究文献极少，有必要对其展开基础性理论和应用研究。
此外，随着加力式涡扇发动机的发展，涡轮后温度不断提高，已经接近甚至超过1300K ，在这样的高温气流中喷油，喷嘴口处燃油极有可能“自燃”，可能影响油珠在气流中的
穿透深度，从而影响油珠蒸发率和燃油浓度分布，甚至会灼伤火焰稳定器。
Colket 和Spadaccini 的研究表明，涡轮出口温度达到1300K 后，燃油自燃时间少于1ms [1]。
如果按此自燃时间指导加力燃烧室设计，传统的设计理念将很大程度上失去指导意义。
因此为掌握燃油“自燃”规律，避免“自燃”的不利影响，已经成为新型加力燃烧室设计必须解决的问题。
本文通过模拟试验开展燃油在高温高速气流中着火的研究，给出燃油在高温高速气流中自燃延迟时间与燃气流动速度、燃气温度、喷油量等的关系，为航空发动机加力燃烧室的热射流点火系统和供油系统设计等提供初步的试验依据。
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）
摘要：为了分析燃油在高温高速气流中自燃延迟时间与燃气流动速度、燃气温度、喷油量等的关系，通过模拟试验，开展了热射流点火的燃油在高温高速气流中自燃规律的研究，经分析得出：气流温度对自燃有明显影响，在模拟的范围内存在1个自燃温度临界点（1160K ）;气流温度、气流压力的升高使自燃延迟距离和延迟时间减小；气流速度的增大使自燃延迟距离增加。
研究结果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：A
doi ：10.13477/ki.aeroengine.2014.01.007
Investigation on Fuel Autoignition Law of Hot-jet Ignition for Afterburner
XU Xing-ping,ZHANG Xiao-chun,YOU Qing-jiang,GAO Jia-chun (AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China )
Abstract:In order to analyze the relation of autoignition delay time of fuel and gas velocity,temperature and injection quantity at high temperature and high speed airflow,the fuel autoignition law of hot-jet ignition was investigated by simulation test.The temperature of airflow has obvious influence on autoignition by analysis.There is a critical point (1160K)of autoignition temperature at simulation range.The rising of airflow temperature and pressure would decrease the distance and time of autoignition delay.The rising of airflow velocity would increase the distance of autoignition delay.The research results provide initial experimental reference for design of hot-jet ignition
system and fuel supply system of aeroengine afterburner.
Key words:hot-jet ignition;autoignition;delay time;afterburner;aeroengine
航空发动机
Aeroengine
第40卷第1期2014年2月
Vol.40No.1Feb.2014
收稿日期：2012-10-08基金项目：航空动力基础研究项目资助
作者简介：徐兴平（1981），男，工程师，从事加力燃烧室设计工作；E-mail:xuxingping4023@ 。
XU Xingping,ZHANG
of for ，2014，40（1）：39-41,74.。