第6章 加力燃烧室
燃烧室
（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
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。
加力燃烧室拆装实训报告
一、实习目的本次加力燃烧室拆装实训旨在通过实际操作，加深对航空发动机加力燃烧室结构、工作原理的理解，提高动手实践能力，培养严谨的工作态度和团队协作精神。
通过本次实训，我将巩固和加强对发动机构造的认识，学习加力燃烧室的拆装步骤和注意事项，为今后从事航空发动机维护工作打下坚实基础。
二、实习时间与地点实习时间：2023年X月X日至2023年X月X日实习地点：XX航空发动机维修培训中心三、实习内容1. 加力燃烧室简介加力燃烧室是航空发动机的重要组成部分，位于涡轮和喷管之间。
其主要功能是提高喷管前燃气温度，使喷气速度增加，从而增大推力。
加力燃烧室通常由燃烧室壳体、火焰筒、喷管、燃烧器等组成。
2. 拆装步骤（1）准备工具：扳手、螺丝刀、锤子、清洁布等。
（2）拆装顺序：① 断开加力燃烧室与涡轮的连接：先松开涡轮与加力燃烧室连接的螺栓，然后使用扳手将其断开。
② 断开加力燃烧室与喷管的连接：松开喷管与加力燃烧室连接的螺栓，将其断开。
③ 拆卸火焰筒：先松开火焰筒上的螺栓，然后将其拆卸下来。
④ 拆卸燃烧器：松开燃烧器上的螺栓，将其拆卸下来。
⑤ 检查各部件：对拆卸下来的部件进行检查，确保无损坏。
⑥ 清洁各部件：使用清洁布擦拭各部件，确保无油污、灰尘等杂质。
⑦ 重新组装：按照拆卸的相反顺序，将各部件重新组装。
3. 注意事项（1）拆装过程中，注意保护好各部件，避免损坏。
（2）拆卸螺栓时，注意用力均匀，避免因用力过大而损坏螺栓。
（3）检查各部件时，注意观察是否有裂纹、磨损等异常情况。
（4）重新组装时，确保各部件安装到位，螺栓拧紧。
四、实习心得1. 通过本次实训，我对加力燃烧室的结构和工作原理有了更深入的了解，为今后从事航空发动机维护工作打下了坚实基础。
2. 实践过程中，我学会了如何正确使用工具，提高了动手能力。
3. 在拆装过程中，我明白了严谨的工作态度和团队协作精神的重要性。
4. 通过与同学们的交流与合作，我学会了如何与他人沟通、协作，共同完成任务。
航概课后题
5，飞机结构中翼梁、翼肋、椼条、蒙皮分别起什么作用？答：翼梁：最强有力的纵向构件，它承受大部分弯矩和剪力，在机翼根部与机身用固定连接头连接。
翼肋：是横向受力骨架，用来支撑蒙皮，维持机翼的剖面形状。
椼条：主要用于支撑蒙皮，提高蒙皮的承载能力，将蒙皮的气动力传递给翼肋。
蒙皮：主要功用是承受局部气动载荷，形成和维持机翼的气动外形，同时参与承受机翼的剪力/弯矩和扭矩。
4，叙述气压式空速表的测量原理：答：空速管的正前端开有总压孔，在稍后面垂直侧壁方向开有一圈静压孔，空速管正对气流时，前端气流形成驻点，速度为零，根据伯努利方程，这点的气压为总压；侧壁的静压孔因其与气流方向垂直，感受到的压力与气流速度无关，因此它感受的是大气静压。
其中表壳内开口膜盒外接的是空速管的静压孔，开口膜盒内接空速管的总压孔。
因此开口膜盒感受的是总压与静压的差，即动压。
由伯努利方程可知，动压P=½pv²，这样我们就可以间接得到速度值。
17，惯性导航系统的导航原理是什么？答：惯性导航需要测量飞行器的加速度，由运动学可知v=at，当初速度为0时，位移与匀加速度的关系为s=½at²,通过加速度计测量加速度，然后对时间积分，就可得到速度和位移。
因为速度是矢量，有方向性，若以起始点为原点，则可以得到当时相对于原点的位置。
、4，为什么螺桨式飞机不适于高速飞行？高速飞行时，活塞式发动机为什么要被空气喷气发动机所代替？答：随着飞机飞行速度的提高，尤其是发展到要突破“声障”这个重要关口时，活塞式发动机就无能为力了。
这是因为要进一步增大活塞式发动机的功率以克服剧增的激波阻力，就必须增加气缸的数目或加大气缸的容积，这就必然会导致发动机重量和体积的急速增加，这是飞机无法承受的。
另外，随着飞机飞行速度的提高，螺旋桨的效率会大大降低。
因为当飞机以接近声速飞行时，螺旋桨桨叶叶尖上的速度会很大，以至于超过声速，甚至大部分桨叶处于超声速范围内，这样就产生了激波和激波阻力。
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
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。
航空航天概论思考题
第一章 思考题1.什么是航空？什么是航天？航空与航天有何联系？2.飞行器是如何分类的？3.航空器是怎样分类的？各类航空器又如何细分？4.航天器是怎样分类的？各类航天器又如何细分？5.火箭和导弹有哪些相同和不同之处？6.要使飞机能够成功飞行，必须解决什么问题？7.战斗机是如何分代的？各代战斗机的典型技术特征是什么？8.直升机主要以什么技术标准进行分代？9.载人航天的工具或方式有哪几种？它们之间有什么区别？10.巡航导弹和弹道导弹有什么不同？11.航空航天在国防和国民经济中占有什么样的地位？发挥什么样的作用？12.新中国成立以来，我国的航空工业取得了哪些重大成就？13.什么是“两弹一星”？14.我国的运载火箭共有几个系列？多少个型号？各自有什么用途？15.熟悉航空器、航天器、火箭和导弹发展史上的第一次和重大历史事件发生的时间和地点。
16.通过阅读教材中的航天航天技术现状和未来的发展趋势，谈谈你对未来我国航空航天技术发展途径的看法。
第二章 思考题1.大气分几层？各层有什么特点？2.什么是国际标准大气？3.大气的状态参数有哪些？4.什么是大气的粘性？5.何谓声速和马赫数？6.什么是飞机相对运动原理？7.什么是流体的连续性定理和伯努利方程？它们所代表的物理意义是什么？8.低俗气流和超声速气流的流动特点有何不同？9.拉瓦尔喷管中的气流流动特点是什么？10.平板上的空气动力是怎样产生的？11.什么是翼型？什么是迎角？12.升力是怎样产生的？它和迎角有何关系？13.影响升力的因素有哪些？14.简述飞机增升装置的种类和增升原理。
15.飞机在飞行过程中会产生哪些阻力？试说明低速飞机各种阻力的影响因素及减阻措施。
16.为了保证风洞试验结果尽可能与飞行实际情况相符，必须保证飞机和模型之间的哪几个相似？17.什么是雷诺数？18.风洞试验有何作用？19.什么是激波？超声速气流流过正激波时，流动参数有哪些变化？20.什么是正激波和斜激波？二者在流动上有何区别？21.什么是临界马赫数？22.什么是局部激波？23.飞机的动态布局式有哪些？24.机翼的几何参数有哪些？25.试简述超声速飞机的外形特点？如何减小超声速飞机的激波阻力？26.试简述后掠机翼、三角形机翼、小展弦比机翼、变后掠机翼、边条机翼、“鸭”式布局和无尾式布局等飞机各有什么特点？27.低速飞机和超声速飞机在外型上有何区别？28.什么是超声速飞机的声爆和热障？如何消除热障？29.飞机的飞行性能包括哪些指标？30.什么是最小平飞速度？什么是最大平飞速度？什么是巡航速度？31.什么是静升限？32.衡量飞机起飞着陆性能的指标有哪些？如何提高飞机的起飞着陆性能？33.什么是飞机的机动性？什么是飞机的过载？34.什么是飞机的稳定性？飞机包括哪几个方向上的稳定性？35.影响飞机纵向稳定性的因素有哪些？影响飞机横向稳定性的因素有哪些？影响飞机方向稳定性的因素有哪些？36.什么是飞机的操纵性？驾驶员是如何操纵飞机的俯仰、偏航和滚转运动的？37.直升机有何特点？38.试说明直升机旋翼的工作原理。
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。
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
波瓣形混合器加力燃烧室冷态流场特性研究
力场等流场特性参数。研究结果表明：内外涵气流在进入波瓣形混合器后，能够得到充分的混合，温度分布逐渐均
匀；在火焰稳定器的后部形成低速区，有利于火焰的生成和传播;在加力燃烧室内部，沿气体流动方向压力分布逐渐
趋于一致。通过对该型加力燃烧室进行数值模拟，熟悉了其内部流场分布，明确了其冷态工作特性。
关键词:加力燃烧室；数值模拟；波瓣形混合器；冷态流场
Vol. 61 No. 2
工程与试验 ENGINEERING & TEST
Jun. 2021
波瓣形混合器加力燃烧室冷态流场特性研究
魏旭星，黄元,王定奇 （中国飞行试验研究院发动机所，陕西 西安710089）
摘 要：利用数值模拟技术，对带有波瓣形混合器的加力燃烧室进行冷态数值模拟研究，得到温度场、速度场以及压
根据本研究的需求，绘制了相应的三维模型。其中，波 瓣形混合器如图3所示，波瓣数目为24个。火焰稳定器如 图4所示,其结构主要为三圈环形火焰稳定器，中圈环形稳 定器为主稳定器，大圈稳定器、小圈稳定器与中圈稳定器采 用错位布置，以减少当地阻塞比和流体损失。三圈环形稳定 器分别通过12个传焰槽相连通，从而改善火焰在径向的传 播。加力燃烧室的三维数模如图5所示，主要由波瓣形混合 器、中心锥、环形稳定器以及外筒体等组成，根据内流场模拟 的需要对实际结构进行了相应简化。
3结果分析
3.1加力燃烧室温度场 图6为加力燃烧室各表面温度分布，和内涵气流直接接
触的各个表面，其温度均较高,而和外涵气流直接接触的各 个表面，温度相应较低。从图7所示的中心截面温度分布可 以看出，外涵低温气流在经过波瓣混合器后,其温度逐渐上 升。这说明，随着气流的流动，内外涵气流有了较好的掺混, 温度分布变得越来越均匀。
Velocity
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。
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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
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
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。
催化剂点火
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
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
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。
第6章 加力燃烧室
6.1概述 6.2加力燃烧室的工作特点和构造要求 6.3加力燃烧室的基本构件 6.4加力燃烧室主要零件常用材料
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ 6.1概述
加力：发动机在达到最大状态后继续增加推力 起飞、爬升、军用飞机机动飞行。 加力燃烧室的功用 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（双涵道发动机中，还可从外涵道引入新鲜空气），进 一步提高燃气温度，增大喷气速度，达到增加推力的目的。
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
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
喷嘴
1、扩压器
火焰稳定器
组成： 外壁、整流锥、整流支板 和隔热罩等。
预燃室
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
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 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
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
类型
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
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。
涡喷6的预燃室点火
热射流点火