加力燃烧室的工作原理共33页
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
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。
第四章 燃烧室的工作原理与结构分析
第二节 扩散燃烧型燃烧室的工作过程与结构
图 4-1 所示的就是一种扩散燃烧型的燃烧室。图 4-3 中则给出了与之相配的喷油嘴的结构图。 从图 4-1 中可以看出：由压气机送来的压缩空气，在逆流进入遮热筒与火焰管之间的环腔 7 时，因受火焰管结构形状的制约，将分流成为几个部分，逐渐流入火焰管，以适应空气流量与燃 料流量的比值总是要比理论燃烧条件下的配比关系大很多的特点。其中的一部分空气称为“一次 空气”，它分别由旋流器 15、端部配器盖板 14、过渡椎顶 13 上的切向孔，以及开在火焰管前段 的三排一次射流孔 11，进到火焰管前端的燃烧区 12 中去。在那儿，它与由燃烧喷嘴 1 喷射出来 的液体燃料或天然气，进行混合和燃烧，转化成为 1500-2000℃的高温燃气。这部分空气大约占 进入燃烧室的总空气量的 25%；另一部分空气称为“冷却空气”，它通过许多排开在火焰管壁面 上的冷却射流孔，逐渐进入火焰管的内壁部位，并沿着内壁的表面流动。这股空气可以在火焰管 的内壁附近形成一层温度较低的冷却空气膜，它具有冷却高温的火焰管壁、使其免遭火焰烧坏的 作用。此外，剩下来的那一部分空气则称为“二次空气”或“掺混空气”，它是由开在火焰管后段 的混合射流孔 10，射到由燃烧区流来的 1500-2000℃的高温燃气中去的，它具有掺冷高温燃气， 使其温度比较均匀地降低到透平前燃气初温设计值的作用。
68
惠州天然气发电有限公司产前培训专用教材
图 4-3 所示的是一种双燃料喷 嘴，它既能向燃烧室的火焰管头部 供给天然气，又能供给液体燃料。 为了增强液体燃料的燃烧速度，专 门 用高压 雾化空气来帮助液体燃 料雾化成为 100μm 左右的细雾 滴。这种细雾滴在进入高温的燃烧 区 后，就 会逐渐蒸发成为气相 燃 料，通过扩散和旋流的湍流的混合 作用，逐渐与燃烧区内的新鲜空气 掺混，在余气系数α =1 的空间范 围内起燃，形成一个温度高达理论 燃烧温度水平的火焰。这种燃料与 空气没有预先均匀混合，而是依靠 图 4-3 MS6001 系列燃气轮机上采用的分管型燃烧室的喷油嘴 扩散和湍流交换的作用，使她们彼 1-雾化空气进口 2-喷嘴本体 3-天然气进口 4-喷嘴的顶盖 此相互掺混，进而在α =1 的火焰 与空气选流器 5-天然气喷口 6-液体燃料喷嘴的组合件 上 面上进行燃烧的现象， 称之为 7-雾化空气切向槽 “扩散燃烧”。那时，燃烧速度主要取决于燃料与空气相互扩散和掺混的时间，而不是取决与它 们的化学反应所需要的时间。这种燃烧现象的一大特点是，火焰面上的α =1 ，其温度甚高，通 常为理论燃烧温度(它总是高于空气中的 N 与 O 起化学反应而生成 NO 时的起始温度 1650℃)。 因而按这种方式组织的燃烧过程必然会产生数量较多的“热 NO ”污染物。 为了解决这类燃烧过程中 NO 排放量超过环保要求的问题，可以采取三种措施，即：①在 高负荷条件下，向扩散燃烧的燃烧室中喷射一定数量的水或水蒸气，借以降低燃烧火焰的温度； ②在余热锅炉中安装所谓的选择性催化还原反应器(SCR)；③采用催化燃烧法。 众所周知：燃烧过程中产生的 NO 有燃料 NO 和热 NO 之分。前者取决于燃料中所含的氮 化合物的数量，燃烧过程中无法控制它的生成。热 NO 则是在燃烧过程的高温条件下，环境中所 含的 N 气与 O 气化合物而成的产物，它是按 Zeldovich 机理生成的。热 NO 的生成率与燃烧火 焰的温度成指数函数关系。在燃烧过程中生成的 NO 之总数 量则不仅是火焰温度的函数， 而且是可燃混合物在火焰温度条 件下逗留时间的线性函数。燃料已定时，燃烧火焰的温度则是 燃料/空气混合化学当量比的函数。图 4-4 中给出了 2 蒸馏油 与 590K 的空气混合燃烧时，燃烧火焰的温度 T 以及 NO 的 反应生成率 dC /dτ与燃烧/空气混合化学当量比的相互变化 关系。 由上图可知： NO 的最高生成率发生在燃烧/空气混合化 学当量比等于 1 的地方，那时，燃烧火焰的温度 T 为最高。 图 4-4 火焰温度 T 以及 因而，倘若能使燃料与较多的空气相混合，即：在比较稀释的 dC /dτ与燃料/空气混合 燃料浓度下进行低温的燃烧，那么，就能减少 NO 排放物的 化学当量的关系 生成。当然，向燃烧火焰区喷散水或水蒸气，以迫使降低燃烧 dC 为 NO 的浓度 火焰的温度，同样能够起到抑制生成 NO 的作用。
燃烧室的基本原理及结构
02:50:49
燃气收集器
❖在分管型和环管型燃烧室中，需要用燃 气收集器（又称燃气过渡段）把火焰简 出口的圆形截面过渡并转变为透平喷嘴 前的扇形截面。
62
02:50:49
燃气收集器 ❖为了提高燃气收集器的工作可靠性，在
型面变化剧烈的地方，可以局部地开启
一些冷却小孔，使壁面获得冷却保护，
并适当减弱一些这个部位的刚度，以消 除一部分内应力。
02:50:49
燃烧室的结构和型式
3、火焰筒
39
02:50:49
燃烧室的结构和型式
4、旋流器
旋流器位于火焰筒的头部，大多为环状围绕燃料喷 嘴安装，可多个使用，也可以多个并列或同心组合应用， 以改善燃烧过程或缩短火焰长度。旋流器可使一次空气 沿火焰筒内壁作螺旋状的旋转运动，有的旋流器能把一 部分空气射入雾化油锥内，可以减少积炭。
14
02:50:48
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
15
02:50:48
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
16
02:50:48
7
02:50:48
对燃烧室的基本要求
❖ 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。
8
02:50:48
对燃烧室的基本要求
❖ 燃烧完全
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。
汽车发动机中的燃烧室工作原理
汽车发动机中的燃烧室⼯作原理汽车发动机中的燃烧室⼯作原理汽车发动机中的燃烧室⾥，装有⽕花塞，产⽣电⽕花，点燃可燃混合⽓。
在⽕花塞两电极之间，加上直流电压后，可燃混合⽓会产⽣电离。
当电压升⾼到⼀定值时，⽕花塞两级⽓体间隙被击穿，产⽣电⽕花，此时活塞处于压缩⾏程的上⽌点附近，从⽽使⽓体燃烧产⽣巨⼤的压⼒推动活塞向下运动。
点⽕系的作⽤：将电池或发动机的低电压变成⾼电压（20～30kv）在按照发动机各⽓缸的⼯作次序，点燃⽓缸中的可燃混合⽓。
第⼀节概述⼀、点⽕系发展历史⼗九世纪⼋⼗年代，出现磁电机为电源的点⽕系⼆⼗世纪初，出现传统点⽕系，即以蓄电池和发电机为电源的点⽕系⼆⼗世纪六⼗年代，出现电⼦点⽕系⼆⼗世纪七⼗年代初出现⽆触点的电⼦点⽕系。
⽬前，使⽤⼴泛⼆⼗世纪七⼗年代末开始使⽤微机控制点⽕时刻的电⼦控制系统。
⽬前，最先进的：⽆分电器的电⼦点⽕系⼆、点⽕系的分类电机式：应⽤在摩托车及⼤型拖拉机上（1）按点⽕电源分：蓄电池式：应⽤⼴泛电感储能式：应⽤⼴泛（2）按存储能量的⽅式分类：电容储能式：赛车（3）按点⽕信号产⽣的⽅式分类磁感应式（电⼦点⽕系）霍⽿效应式光电式电磁振荡式三、汽车发动机对点⽕系的要求（1）迅速产⽣⾜以击穿⽕花塞间隙的⾼电压⽕花塞两电极之间的距离↑影响⽕花塞击穿电压⽓缸压⼒↓击穿电压↓的因素⽓缸中空⽓的温度↑（2）电⽕花应具备⾜够⾼的能量点⽕能量不⾜时，会使发动机启动困难，发动机的动⼒性下降，油耗和排污增加，甚⾄于发动机不能⼯作。
起动时，通常电⽕花⾄少应具有0.1焦⽿的能量，发动机正常⼯作时，电⽕花只要有0.01～0.05焦⽿的能量就可以点燃混合⽓。
（3）点⽕时刻应适应发动机的⼯况点⽕时刻由点⽕提前⾓表⽰。
当发动机的转速或负载发⽣变化时，可以通过点⽕提前机构进⾏⾃动调节。
转速↑点⽕提前⾓↑，负载↓第⼆节传统点⽕系的⼯作原理及个主要元件1传统点⽕系的组成传统点⽕系的组成由电源（蓄电池）、发电机（图中未画出）、点⽕开关、点⽕线圈、断电器、配电器、电容器、⽕花塞、⾼压导线、阻尼电阻等组成。
燃烧室的基本原理及结构
二次空气
03:50:58
21
燃烧区中气流流动过程的组织
3、“火焰稳定器” — 旋流器
03:50:58
22
燃烧区中气流流动过程的组织
4、经火焰筒上孔、缝的气流流动
03:50:58
23
燃烧区中气流流动过程的组织
4、经火焰筒上孔、缝的气流流动
03:50:58
38
燃烧室的结构和型式
3、火焰筒
03:50:58
39
燃烧室的结构和型式
4、旋流器
旋流器位于火焰筒的头部，大多为环状围绕燃料喷嘴 安装，可多个使用，也可以多个并列或同心组合应用， 以改善燃烧过程或缩短火焰长度。旋流器可使一次空气 沿火焰筒内壁作螺旋状的旋转运动，有的旋流器能把一 部分空气射入雾化油锥内，可以减少积炭。
35
燃烧室的结构和型式
2、扩压器
扩压器是由燃烧室内、外壳和火焰街头 部构成的一个扩压通道，用它来降低速度， 提高压力，保证燃烧的顺利进行和减少压力 损失ρ通常，在扩压器中需把压气机的出口 流速降低3～5倍。
03:50:58
36
燃烧室的结构和型式
2、扩压器
扩压器是由燃烧室内、外壳和火焰街头
部构成的一个扩压通道，用它来降低速度， 提高压力，保证燃烧的顺利进行和减少压力 损失ρ通常，在扩压器中需把压气机的出口 流速降低3～5倍。
03:50:58
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 体表面放电，点燃燃料空气混 合物。
03:50:58
56
点火装置
电站燃气轮机常用的点火器
航空发动机燃烧室工作原理
航空发动机燃烧室工作原理宝子们！今天咱们来唠唠航空发动机燃烧室那点事儿。
这航空发动机的燃烧室啊，就像是航空发动机的“小心脏”里最火热的部分，可神奇啦。
你想啊，飞机要飞起来，得有巨大的能量推动它。
这能量从哪儿来呢？很大一部分就来自燃烧室。
燃烧室的任务呢，就是把燃料和空气搅和在一起，然后点把火，让它们轰轰烈烈地燃烧起来，释放出超级多的能量。
那燃料是怎么进到燃烧室的呢？就像我们给小炉灶添柴火一样，航空发动机有专门的供油系统把燃料小心翼翼地送进来。
这燃料可不是随随便便就进来晃悠的哦，它得按照精确的量来。
太多了呢，可能就会燃烧不完全，产生黑烟，还浪费燃料；太少了呢，那产生的能量就不够飞机撒欢儿飞啦。
再说说空气，空气可是个超级重要的小伙伴。
它就像一群热情的小助手，呼呼地涌进燃烧室。
这空气的进入量也有大学问。
要是空气不够，燃料就不能充分燃烧，就像你想烤个香喷喷的红薯，结果火不够旺，红薯烤得半熟不熟的，多闹心呀。
而且啊，空气进入燃烧室的时候，还不是乱哄哄地挤进去的，它得有一定的速度和方向，这样才能和燃料配合得完美无缺。
当燃料和空气在燃烧室里相遇的时候，就像是一场超级盛大的派对开始啦。
不过这个派对有点特别，它得点上火才能嗨起来。
这点火的过程也不简单呢。
有专门的点火装置，就像咱们打火机一样，只不过这个“打火机”可高级多了，它要在合适的时机，精准地把火点燃。
一旦点着了，哇塞，那场面可壮观了。
燃料和空气就开始疯狂地反应，释放出大量的热能。
这燃烧产生的热能可不得了，它会让燃烧室内的温度急剧升高，压力也蹭蹭地往上冒。
就像一个小火炉瞬间变成了一个超级大火炉。
这些高温高压的气体可不会闲着，它们就像一群被激发了斗志的小战士，迫不及待地要冲出去，去推动发动机的其他部件，比如说涡轮。
你看啊，燃烧室里的这些气体冲向涡轮的时候，就像是一群大力士在推一个巨大的风车。
涡轮被推动之后呢，就开始带动发动机的其他部分运转起来，最后让飞机的螺旋桨或者喷气口有力量去工作。
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
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。
燃烧室的基本原理及结构
物理化学过程。
02:18:49
6
对燃烧室的基本要求
点火可靠,燃烧稳定
要求启动时能迅速、可靠地点火燃烧， 并在整个启动、升温过程中不出现熄火、 超温和火焰过长等现象。未装点火器的 火焰筒，也能借助联焰管迅速、可靠地 联焰，保证启动百分之百的成功。点火 可靠，燃烧稳定，不发生大幅度脉动。
02:18:49
9
对燃烧室的基本要求
压力损失小
工质流过燃烧室时，由于扩压、摩擦、 分流、掺混、倒流、热交换等，气体 的总压必然下降。流体阻力的大小与 燃烧室的结构和加热程度有关。
燃烧室的压力损失系数
02:18:49
10
对燃烧室的基本要求
燃烧室出口温度场符合透平要求
温度沿叶片高度的分布，应能保证在最 小的叶片重量下，与应力沿叶片高度分 布相适应。
一次空气 ≈ 25% 压气机送来的空气 冷却空气
二次空气
02:18:49
21
燃烧区中气流流动过程的组织
3、“火焰稳定器” — 旋流器
02:18:49
22
燃烧区中气流流动过程的组织
4、经火焰筒上孔、缝的气流流动
02:18:49
23
燃烧区中气流流动过程的组织
4、经火焰筒上孔、缝的气流流动
02:18:49
火焰波峰所占的空间范围，即所谓第二区段。 在这里，燃料与空气的混合物在火焰波峰范围 内发生化学反应作用而逐渐完成燃烧过程。这 时，燃料的浓度迅速下降，而燃料和空气混合 物的温度将逐渐升高到最高值。这个区段又称 为燃烧反应区。
02:18:49
发动机原理(第三章加力)
q
0
q
0 . af
W
af
q
0
q
af
2
W q
th . af
1
q q
2
0
0
2. 理想循环
加力使循环功增加, 排气 速度增加推力增加； 加力使循环热效率下降, 耗油率加大, 经济性 变差。 3600 ( q q )
sfc
af
mf
mf . af
F
af
加力温度越高，循环功 越大，推力越大，循 环热效率越低，耗油率越高。 原因：加热在低压条件下进行。 一定加力温度下，涡轮前温度越高，加力推力 越大，加力耗油率越低。主燃烧室多加热有利 于性能提高。
数
4. 调节规律和特性 n= 常数 T* = 常数 qmf n= 常 qmf.af T*
nnd
转速 调节器
qmf
发
n
动 机
= 常数
T* T*d T3*和Taf*将随飞 行马赫数增加而 增大。
T*
调节器
qmf.af
T*
速度特性
在任何飞行速度下， 加力推力比大于1； 加力使推力达最大所 对应的马赫数更高； 加力温度越高，特点 越显著； 加力使经济性变差， 但随飞行速度提高， 差距减小。
1. 加力工作原理
因涡轮后无高速旋 转件, 冷却问题比较 好解决, 再次喷油燃 烧使气流温度Taf*达 2000 ~ 2100K 涡轮出口温度T4* 800 ~ 1100K af 加力加热比 F 加力比 af=2~2.5， 推力增加40~50%
V 9 af
2 C p T a f [1 (
第三章 小结
共同工作线的物理意义及用途 共同工作点的移动对进气道工作状态的影响 发动机典型工作状态 三个特性（转速、速度、高度）的定义、图形及性能 变化主要原因 提高加速性的意义及影响加速性的因素 双轴发动机的防喘机理 复燃加力增加推力的工作原理、经济性变化。 复燃加力发动机尾喷管临界截面积必须可调
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。
4燃烧室与加力燃烧室
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
8 /56
2006年4月
航空燃气涡轮发动机结构设计
第一节 燃烧室概述
单管式燃烧室
2006年4月 航空燃气涡轮发动机结构设计 9 /56
CFM56-3火燃筒的安装
2006年4月
航空燃气涡轮发动机结构设计
36 /56
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
2006年4月 航空燃气涡轮发动机结构设计 37 /56
特点：
增加推力；耗油率增；喷口需要调节。
2006年4月 航空燃气涡轮发动机结构设计 39 /56
5.2 加力燃烧室的组成
扩压器、喷油装置、火稳定器、点火装置、 防振屏、冷却屏、尾喷口。
2006年4月
航空燃气涡轮发动机结构设计
M-88-2
40 /56
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。
航空燃气涡轮发动机结构设计
51 /56
加力燃烧室其他部件
5.6 供油系统 5.7 点火器
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
2006年4月
预燃室 热射流式 直接点火式 催化点火式 点火检查器