第6章-加力燃烧室.幻灯片课件
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On the evening of July 24, 2021
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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
加力燃烧室原理
Rg T4*
[1
(
P0 P4*
)
kg 1 k g
]
.
.
近似认为： mg mg
则：
R
w5 w5
T4* T4*
*
2、耗油率比
*
C
Ma C
3、加力时发动机尾喷口面积的变化
F5 T4* *
F5
T4*
第二节 加力燃烧室主要部件和工作原理
于组织燃烧 ➢ 加力室中没有转动部件，温度无须过多限制 ➢ 工作状态的变化不悬殊，不会出现过渡状态下的极
度贫油和富油
2、性能要求
➢ 减小流体阻力 ➢ 提高燃烧效率，降低发动机的单位耗油率 ➢ 出口温度场尽可能均匀，以减少推力损失 ➢ 防止振荡燃烧 ➢ 点火和燃烧稳定性好
二、加力燃烧室工作时对发动机性能的影响
A0 D02
单锥稳定器的最佳堵塞比：
opt
1 33.3% 3
（b）V形槽单环稳定器
Ds h
4
D02
4Ds
h D02
opt
1 2
50%
hopt
opt D0 2
4Ds
D02 8Ds
2、常见的稳定器
蒸发式稳定器
气动火焰稳定
沙丘稳定器
第三节 振荡燃烧
一、振荡燃烧的特点和类型
加力式主要部件：扩压器、供油装置、点火器、 火焰稳定器、防震（隔热）屏和加力室筒体等。
一、扩压器(混合器) 二、供油装置
三、点火及点火装置
（a）预燃室点火
（b）热射流点火
（c）催化点火 （d） 高能电嘴电火花点火
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。
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。
加力燃烧室的工作原理 ppt课件
7
燃烧室熄火特性
熄火特性：在混合气初温、初压一定时，稳定燃 烧范围随燃烧室进口气流速度的变化 关系。
b f (c3)
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8
燃烧室熄火特性
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9
燃烧室熄火特性
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10
燃烧室的流阻特性
燃烧室的流阻特性：指在燃烧室中因流动及燃烧
过程所带来的压力损失对燃
烧室性能的影响规律。 造成燃烧室总压损失的主要原因：
燃烧室的使用特性
2、发动机工作时，易导致燃烧室熄火的条件 (1)高空猛收油门或收油门断加力时，易造成贫油熄火；
(2)高空小速度飞行，操纵飞机的动作过猛，易造成富油 熄火；
(3)当压气机或超声速进气道发动机发生失速、喘振等不 稳定现象时，易造成富油熄火；
(4)当飞机发射武器或编队飞行时，混合气含氧量较少，
1+L0
(α－1) L0
b bL0
h4*a h3*a Hf
H4 H0
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4
燃烧室效率特性
2、典型的燃烧效率特性
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5
燃烧室效率特性
(1)α < α最佳
ut↓ →部分燃料来不及燃烧→ ηb ↓
α ↓↓ →燃烧速度 ↓，发热量↓，燃油蒸发吸热，头部燃 烧区温度↓→燃烧速度↓↓→ ηb ↓↓
(2)α > α最佳
α 过量空气供入,冲淡混合气，补燃作用差→ ηb ↓。 α 过分贫油，雾化质量↓，燃烧速度↓，ηb ↓↓ 。
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6
燃烧室效率特性
(3)p3 ↓
p3 ↓ → m a↓ → m f ↓(α一定) →雾化质量→ηb↓
(4) T3↑ 混合气形成快，ut ↑ → ηb ↑。
燃烧室ppt课件
14.7公斤空气／公斤燃油
余气系数α的物理意义
表示贫油和富油的程度
α＜１时为富油，α＞１时为贫油
燃烧室内的余气系数
一般为3.5－4.5 为了保证对燃烧最有利，在燃烧室的燃烧区和点火区, 余
气系数总是接近于1
油气比f与余气系数α之间的关系
2、燃烧要稳定
点燃后, 在规定的全部飞行高度和速度范围内都能保证稳定 燃烧而不被吹熄
组成余气系数合适的混合气
促使燃油迅速汽化
燃油汽化的快慢取决于燃油雾化的质量和燃油周围的温度
燃油的雾化是通过喷油嘴实现的
目前燃气涡轮喷气发动机通常使用喷油嘴有离心式喷油嘴，蒸 发管式喷油嘴和气动式喷油嘴。
离心式喷油嘴
内装有一个旋流器,燃油从切向孔进入旋流室内, 在旋流室内作急速 的旋转运动
火焰筒
是一个在侧壁面上开有多排直径大小不同形状各异的孔及缝的 薄壁金属结构
燃烧在其内部进行,保证燃烧充分, 掺混均匀并使壁面得到冷却
连焰管 喷油嘴
供油, 并使燃油雾化或汽化, 以提高火焰传播速度, 利于稳定燃 烧
旋流器 点火装置
产生高能火花,点燃燃油
图5-6 典型的单管燃烧室
便于检查更换
较便于检查更换
不便于检查更换
火焰筒结构简单
火焰筒结构较复杂
火焰筒结构简单
环形面积利用率低
环形面积利用率较高
环形面积利用率高
迎风面积大、重量大 迎风面积较大、重量较大 迎风面积小、重量轻
点火性能较差
点火性能较差
点火性能好
总压损失大
总压损失较大
总压损失较小
出口温度分布不均匀
出口温度分布较均匀
余气系数α的物理意义
表示贫油和富油的程度
α＜１时为富油，α＞１时为贫油
燃烧室内的余气系数
一般为3.5－4.5 为了保证对燃烧最有利，在燃烧室的燃烧区和点火区, 余
气系数总是接近于1
油气比f与余气系数α之间的关系
2、燃烧要稳定
点燃后, 在规定的全部飞行高度和速度范围内都能保证稳定 燃烧而不被吹熄
组成余气系数合适的混合气
促使燃油迅速汽化
燃油汽化的快慢取决于燃油雾化的质量和燃油周围的温度
燃油的雾化是通过喷油嘴实现的
目前燃气涡轮喷气发动机通常使用喷油嘴有离心式喷油嘴，蒸 发管式喷油嘴和气动式喷油嘴。
离心式喷油嘴
内装有一个旋流器,燃油从切向孔进入旋流室内, 在旋流室内作急速 的旋转运动
火焰筒
是一个在侧壁面上开有多排直径大小不同形状各异的孔及缝的 薄壁金属结构
燃烧在其内部进行,保证燃烧充分, 掺混均匀并使壁面得到冷却
连焰管 喷油嘴
供油, 并使燃油雾化或汽化, 以提高火焰传播速度, 利于稳定燃 烧
旋流器 点火装置
产生高能火花,点燃燃油
图5-6 典型的单管燃烧室
便于检查更换
较便于检查更换
不便于检查更换
火焰筒结构简单
火焰筒结构较复杂
火焰筒结构简单
环形面积利用率低
环形面积利用率较高
环形面积利用率高
迎风面积大、重量大 迎风面积较大、重量较大 迎风面积小、重量轻
点火性能较差
点火性能较差
点火性能好
总压损失大
总压损失较大
总压损失较小
出口温度分布不均匀
出口温度分布较均匀
燃气轮机-燃烧室 ppt课件
燃烧产物。
最关键部分： 火焰管
长期高温下工作， 必须进行冷却
ppt课件
4
二次空气的作用
大部分用来冷却火焰管外壁和燃烧室外壳，一部分 冷却火焰管内壁；
一部分经混合器5进入混合区与燃气混合掺冷，把温 度降低到给定的燃气温度；
补燃作用。
85%~70%
15%~30%
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5
结构不太复杂。
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2．双轴方案
2.1 分轴方案
压气机与高压涡轮共轴
(C-HT)和燃烧室一起
组成燃气发生器； 低压涡轮与负荷共轴
(LT-L)。
宜用于变速负荷。
ppt课件
38
2.2 平行双轴方案
高压压气机由高压涡轮 带动（HC-HT）；
低压压气机由低压涡轮 带动（LC-LT）。
负荷的带动有两种形式： HT-L或LT-L
3、功率平衡
平行双轴机组
机械联系的各部件的驱动力矩，应等
于总的阻力矩（包括压气机耗功），
即每根轴上的功率应平衡。
单轴机组：
压气机内功率
NLT=NLC/m1+Ne NHT=NHC/m2
涡 轮内功率
或
NT=NC+Nm+Ne NT=NC/m+Ne
分轴机组：
机组附件消耗和 机械损失功率
机械效率
要求燃烧室在燃气轮机的一切工况下均能稳定燃烧，不发 生灭火现象以及强烈的火焰脉动现象。
保证（1）火焰不被高速气流吹灭(火焰稳定器)；
（2）不发生熄火。
富油
熄火
熄火极限—指一定的油气比范围（fmin ~ fmax）
其差值越大，稳定性越好。
汽车发动机原理与汽车理论基本第六章PPT课件
c) 针阀升1程0
2.供油规律与喷油规律：
• 供油速率：单位凸轮轴转角（或单位时间） 由喷油泵供入高压油路中的燃油量；
• 喷油速率：单位凸轮轴转角（或单位时间） 由喷油器喷入燃烧室内的燃油量；
• 供油规律：供油速率随凸轮轴转角（或时 间）的变化关系。
• 喷油规律：喷油速率随凸轮轴转角（或时 间）的变化关系。
流速等条件合适处，多点同 时着火，随着着火区域的扩
展，缸内压力和温度升高， 并脱离压缩线。
21
影响着火落后期长短 的主要因素是燃烧室内 工质的状态：
• 喷油时缸内的温度和 压力越高，则着火延迟 期越短。
•柴油的自燃性较好（十 六值较高），着火延迟 期较短。
•其次因素是燃烧室的形 图5-14 温度与压力对着火落后期的影响 状和壁温等。
压力升高率应限制在一定的范围之内， 柴 油 机 的 压 力 升 高 率 一 般 应 不 大 于 0.4~0.5 MPa／(º)曲轴。与汽油机相比，柴油机的压 力升高率较大。
24
控制压力升高率的措施 减小在着火延迟期内的可燃混合气的量 ① 缩短着火落后期的时间； ② 减少着火落后期内喷入的燃油或可 能形成可燃混合气的燃油
9
•喷射延迟阶段I：
从喷油泵柱塞顶封闭进
回油孔的理论供油始点
到喷油器针阀开始升起
喷
(喷油始点)为止。
射 •主喷射阶段Ⅱ ：
过 从喷油始点到喷油器端
程
压力开始急剧下降为止。
•喷油结束阶段Ⅲ ：
从喷油器端压力开始急 剧下降针阀完全落座 (喷 油终点)为止。
a) 喷油泵端压力
图5-7喷射过程 b) 喷油器端压力
合气。 2 压缩自燃。
• 柴油机的燃烧过程可分为四个阶段： 1 火落后期(又称为滞燃期)； 2 速燃期； 3 缓燃期； 4 补燃期 。
无人机动力系统课件PPT可编辑全文
燃油动力系统
第3章 无人机动力系统
5.涡轮螺旋桨发动机涡轮螺旋桨发动机是一种主要由螺旋桨提供拉力和燃气提供少量推力的燃气涡轮发动机。这种发动机在涡喷发动机组成部分的基础上，增加了螺旋桨及其减速器等部件。作为飞机的动力装置，涡桨发动机主要由螺旋桨产生拉力，而燃气产生的推力很小。涡轮螺旋桨发动机与活塞式航空发动机相比，具有功率重量比大、震动小、耗油率低、高空性能好的优点;与涡喷、涡扇发动机相比也有耗油率低的优点。受螺旋桨不适合高速飞行的限制，涡桨发动机不宜用作高速飞机的动力装置。
燃油动力系统
第3章 无人机动力系统
2.燃气涡轮发动机(4) 涡轮 涡轮的主要作用是将燃烧室流出的高温、高压燃气的大部分能量转化为机械能，使涡轮功率，由涡轮轴输出。(5)尾喷管尾喷管是发动机的排气系统，它一般由中介管和喷口组成。如果发动机装在飞机中部或较长的发动机短舱内，为了将燃气引出机外，在中介管和喷口之间，需要有一个延伸管，其主要作用是将由涡轮流出的、仍有一定能量的燃气膨胀加速，以较大的速度排出发动机，用以产生推力。
电池动力系统
第3章 无人机动力系统
1.螺旋桨桨的材质主要分为塑料桨、碳纤桨、木桨。（1）塑胶桨塑胶桨缺点是桨身软、大载重、高速、大拉力时会轻微变形，产生颤振。
电池动力系统
第3章 无人机动力系统
1.螺旋桨桨的材质主要分为塑料桨、碳纤桨、木桨。（2）碳纤桨优点是硬度高、刚度高、不变形、效率高、颤振小。缺点是价格高、极脆、碰到硬物易受损。（3）木桨优点是振动小、无颤振、价格平衡。缺点是效率比APC和碳桨低。如右图所示。
燃油动力系统
第3章 无人机动力系统
6.涡轮轴发动机 涡轴发动机是利用燃气通过动力涡轮输出功率的一种燃气涡轮发动机，已是现代直升机的主要动力装置。涡轴发动机的组成部分和工作原理与涡桨发动机相同，只是核心机出口后，燃气的可用能量几乎全部转变成动力涡轮的轴功率，用以通过减速器带动直升机的旋翼和尾桨，因而燃气不提供推力。动力涡轮的输出轴可以由发动机前部伸出，也可以由后部伸出。涡轴发动机不能用于其他航空器涡轴发动机，与活塞式发动机相比较，具有功率大、功率重量比大、体积较小的优点。因此涡轴直升机装载量、航程、升限、速度都比活塞式直升机大，经济性也更好。此外，由于涡轴发动机的运动部件较少，工作又是连续进行，所以振动也比活塞式发动机小:其缺点是构造较复杂，而且制造困难，成本也高。减速器系统又大大增加了重量。
第3章 无人机动力系统
5.涡轮螺旋桨发动机涡轮螺旋桨发动机是一种主要由螺旋桨提供拉力和燃气提供少量推力的燃气涡轮发动机。这种发动机在涡喷发动机组成部分的基础上，增加了螺旋桨及其减速器等部件。作为飞机的动力装置，涡桨发动机主要由螺旋桨产生拉力，而燃气产生的推力很小。涡轮螺旋桨发动机与活塞式航空发动机相比，具有功率重量比大、震动小、耗油率低、高空性能好的优点;与涡喷、涡扇发动机相比也有耗油率低的优点。受螺旋桨不适合高速飞行的限制，涡桨发动机不宜用作高速飞机的动力装置。
燃油动力系统
第3章 无人机动力系统
2.燃气涡轮发动机(4) 涡轮 涡轮的主要作用是将燃烧室流出的高温、高压燃气的大部分能量转化为机械能，使涡轮功率，由涡轮轴输出。(5)尾喷管尾喷管是发动机的排气系统，它一般由中介管和喷口组成。如果发动机装在飞机中部或较长的发动机短舱内，为了将燃气引出机外，在中介管和喷口之间，需要有一个延伸管，其主要作用是将由涡轮流出的、仍有一定能量的燃气膨胀加速，以较大的速度排出发动机，用以产生推力。
电池动力系统
第3章 无人机动力系统
1.螺旋桨桨的材质主要分为塑料桨、碳纤桨、木桨。（1）塑胶桨塑胶桨缺点是桨身软、大载重、高速、大拉力时会轻微变形，产生颤振。
电池动力系统
第3章 无人机动力系统
1.螺旋桨桨的材质主要分为塑料桨、碳纤桨、木桨。（2）碳纤桨优点是硬度高、刚度高、不变形、效率高、颤振小。缺点是价格高、极脆、碰到硬物易受损。（3）木桨优点是振动小、无颤振、价格平衡。缺点是效率比APC和碳桨低。如右图所示。
燃油动力系统
第3章 无人机动力系统
6.涡轮轴发动机 涡轴发动机是利用燃气通过动力涡轮输出功率的一种燃气涡轮发动机，已是现代直升机的主要动力装置。涡轴发动机的组成部分和工作原理与涡桨发动机相同，只是核心机出口后，燃气的可用能量几乎全部转变成动力涡轮的轴功率，用以通过减速器带动直升机的旋翼和尾桨，因而燃气不提供推力。动力涡轮的输出轴可以由发动机前部伸出，也可以由后部伸出。涡轴发动机不能用于其他航空器涡轴发动机，与活塞式发动机相比较，具有功率大、功率重量比大、体积较小的优点。因此涡轴直升机装载量、航程、升限、速度都比活塞式直升机大，经济性也更好。此外，由于涡轴发动机的运动部件较少，工作又是连续进行，所以振动也比活塞式发动机小:其缺点是构造较复杂，而且制造困难，成本也高。减速器系统又大大增加了重量。
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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。
外涵道空气流
燃油
冷气流
➢ 缺点：减少发动机推力
6.3 加力燃烧室的基本构件
4、供油点火装置
（1）供油系统 ✓ 总管穿过壳体，与环形稳定器同心安装——WP7 ✓ 总管穿过壳体，经支板进入内锥，与环形输油圈相连——
WP6 ✓ 总管在壳体外，与喷油杆(嘴)相连——J57-13，壳体密封 （2）输油圈：分压分圈供油
作用：满足不同加力状态下的供油需求 （3）加力喷嘴：离心式——WP6、WP7
➢ 组成： 外壁、整流锥、整流支板 和隔热罩等。
预燃室
整流支板
壳体
火焰稳定器
整流锥
喷嘴
后燃油总 管
隔热罩
6.3 加力燃烧室的基本构件
2、混合器
➢ 功用：
混合加力涡扇发动机中，将涡扇发动机外涵道空气平稳引入、 内涵道，保证两股气流混合后压力、温度和速度比较均匀。
➢ 类型
（1）漏斗形混合器 （2）环形混合器 （3）菊花槽形混合器
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。
➢ 类型
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
6.4 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
➢ 类型 1、预燃室点火系统
固定在扩压气段整流锥内，由内外椎体，内外壁，点火 电嘴，导流板和火焰喷口等组成 2、火舌点火系统（射流） 将附加的燃油喷入主燃室的某个火焰筒内 3、催化点火系统
利用铂能吸附氧气和氢气的特性，使点火用的混合器借 铂铑丝网的催化作用，在较低温度下点燃。
电火花点火
6.4加力燃烧室主要零件常用材料
外壳：耐热不锈钢或钛合金 内锥体、整流支板、预燃室：GH30、GH39 未来的材料：
高温 陶瓷合金
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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
6.3 加力燃烧室的基本构件
喷嘴
1、扩压器
进行冷却。
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
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。
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。
外涵道空气流
燃油
冷气流
➢ 缺点：减少发动机推力
6.3 加力燃烧室的基本构件
4、供油点火装置
（1）供油系统 ✓ 总管穿过壳体，与环形稳定器同心安装——WP7 ✓ 总管穿过壳体，经支板进入内锥，与环形输油圈相连——
WP6 ✓ 总管在壳体外，与喷油杆(嘴)相连——J57-13，壳体密封 （2）输油圈：分压分圈供油
作用：满足不同加力状态下的供油需求 （3）加力喷嘴：离心式——WP6、WP7
➢ 组成： 外壁、整流锥、整流支板 和隔热罩等。
预燃室
整流支板
壳体
火焰稳定器
整流锥
喷嘴
后燃油总 管
隔热罩
6.3 加力燃烧室的基本构件
2、混合器
➢ 功用：
混合加力涡扇发动机中，将涡扇发动机外涵道空气平稳引入、 内涵道，保证两股气流混合后压力、温度和速度比较均匀。
➢ 类型
（1）漏斗形混合器 （2）环形混合器 （3）菊花槽形混合器
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。
➢ 类型
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
6.4 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
➢ 类型 1、预燃室点火系统
固定在扩压气段整流锥内，由内外椎体，内外壁，点火 电嘴，导流板和火焰喷口等组成 2、火舌点火系统（射流） 将附加的燃油喷入主燃室的某个火焰筒内 3、催化点火系统
利用铂能吸附氧气和氢气的特性，使点火用的混合器借 铂铑丝网的催化作用，在较低温度下点燃。
电火花点火
6.4加力燃烧室主要零件常用材料
外壳：耐热不锈钢或钛合金 内锥体、整流支板、预燃室：GH30、GH39 未来的材料：
高温 陶瓷合金
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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
6.3 加力燃烧室的基本构件
喷嘴
1、扩压器
进行冷却。
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
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。