航空发动机燃烧室简述
航空发动机燃烧室设计与优化研究
航空发动机燃烧室设计与优化研究航空运输业是现代交通运输系统中最重要的组成部分之一，而航空发动机则是航空运输的核心设备。
作为航空发动机的核心部件，燃烧室的设计和优化对于发动机的性能和可靠性具有至关重要的影响。
本文将从航空发动机燃烧室的结构和工作原理入手，探讨燃烧室设计和优化的相关研究内容。
一、航空发动机燃烧室结构和工作原理航空发动机燃烧室是燃料和空气在高温高压条件下混合燃烧的地方。
其主要结构由燃烧室本体、喷油器、点火器等组成。
燃烧室的工作原理是将经过压气机压缩后的空气漏进燃烧室内，与注入的燃料混合并点燃，所产生的高温气体通过燃气涡轮将机械能转化为动力，从而驱动飞机前进。
燃烧室设计和优化对于发动机性能和可靠性影响非常大。
优秀的燃烧室设计可以提高燃烧效率，降低排放，增强发动机动力性和可靠性。
在燃烧室的设计和优化中，研究人员通常需要考虑气体动力学、燃烧化学、热力学、材料科学等方面的因素。
二、燃烧室设计和优化的相关研究内容1.流场分析流场分析是燃烧室设计和优化的一个关键环节。
其主要任务是研究燃烧室内部气体的运动规律，如气流分布、涡流结构等。
燃烧室的进、出口以及喷油器的位置、数量和喷油角度等设计参数会对气流分布产生影响。
通过流场分析，可以优化各个参数，以获得最佳的气流分布效果。
2.燃烧化学分析在燃烧室内，燃料和空气混合后发生燃烧反应，生成高温高压的气体流。
这一过程涉及到燃烧化学，因此燃烧化学分析也是燃烧室设计和优化的重要研究内容之一。
燃烧化学分析的主要任务是研究燃料的燃烧机理和燃烧产物的组成以及其对发动机性能的影响。
通过燃烧化学分析，可以精确预测燃烧反应的产物和其排放产物，为排放控制和燃料选择提供理论基础。
3.热力学分析在燃烧室内，高温高压的气体流存在着很大的热应力，这会对燃烧室材料的选择和设计产生影响。
因此，热力学分析也是燃烧室设计和优化的一个重要环节。
热力学分析的主要任务是研究燃烧室内流体的热力学性质，如温度、压力、密度等变化规律。
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。
航空发动机主要部件介绍
航空发动机主要部件介绍
航空发动机是现代航空技术的核心，它的性能和可靠性直接影响着飞机的安全和航程。
航空发动机由许多部件组成，每个部件都有其独特的功能和作用。
本文将介绍航空发动机的主要部件。
1. 压气机
压气机是航空发动机的核心部件之一，它的作用是将空气压缩，提高空气的密度和压力，为燃烧提供充足的氧气。
压气机通常由多级叶轮和导叶组成，每级叶轮和导叶都有其独特的形状和角度，以达到最佳的压缩效果。
2. 燃烧室
燃烧室是航空发动机的另一个重要部件，它的作用是将压缩后的空气和燃料混合并点燃，产生高温高压的燃气，推动涡轮转动。
燃烧室通常由多个喷嘴和火焰筒组成，喷嘴用于喷射燃料，火焰筒则用于控制燃烧过程，以确保燃烧的稳定和高效。
3. 涡轮
涡轮是航空发动机的动力输出部件，它的作用是将燃气的能量转化为
机械能，推动飞机前进。
涡轮通常由多个叶片和转子组成，每个叶片
和转子都有其独特的形状和角度，以达到最佳的转动效果。
涡轮还可
以驱动压气机和燃油泵等其他部件。
4. 推力矢量控制系统
推力矢量控制系统是航空发动机的一项创新技术，它的作用是通过改
变喷口的方向和角度，调整发动机的推力方向和大小，以实现飞机的
姿态控制和机动性能提升。
推力矢量控制系统通常由多个喷口和控制
系统组成，控制系统可以根据飞机的姿态和速度，自动调整喷口的方
向和角度，以达到最佳的控制效果。
总之，航空发动机的主要部件是相互协作的，每个部件都有其独特的
功能和作用，只有它们的协调配合，才能保证发动机的高效稳定运行，为飞机提供强大的动力支持。
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。
航空发动机的燃烧室设计与优化研究
航空发动机的燃烧室设计与优化研究航空发动机是现代航空技术中不可或缺的重要组成部分，是带动飞行器飞行的动力源。
而发动机的燃烧室则是航空发动机中实现燃烧过程的重要部件。
其设计和优化不仅关系到发动机的使用寿命和安全性，还需要满足能源效率和环保要求。
本文将从航空发动机燃烧室的组成结构、热力学等方面解析其设计与优化研究。
一、航空发动机燃烧室的组成结构航空发动机燃烧室主要由缸体、燃烧室内衬、燃烧室荷载结构、燃烧室防火罩等四部分构成。
这些部件的设计往往会影响到航空发动机燃烧室的压力、温度分布等重要参数。
其中，缸体作为燃烧室主体部件，通常由多个圆柱体组成。
燃烧室内衬则是缸体内部的内壁结构，是气体燃烧过程的直接场所。
燃烧室荷载结构主要保证航空发动机在高速飞行过程中不会因为物理扭曲而失去稳定性。
燃烧室防火罩则是燃烧室外部的保护层，可以防止燃烧室内部的高温气体对发动机的其它部件产生影响。
二、燃烧室设计中的热力学参数航空发动机燃烧室的设计和优化需要考虑多方面参数，其中热力学参数比较重要。
燃烧室内的气体温度、压力、质量流量等参数有着很强的相互作用和影响。
在燃烧室内，燃料与空气进行混合，燃料着火后的燃烧释放出大量热能。
排放废气的温度和压力对飞机的性能影响很大。
因此，需要在不影响发动机功率的同时，尽量保证废气排放温度的低温和压力的高增益。
三、燃烧室设计与优化的技术手段众所周知，现代航空工业的发展速度非常快，有着非常激烈的竞争，也需要先进的燃烧室设计与优化技术手段提升自身竞争力。
首先是模拟技术的应用。
燃烧室是一个非常复杂的体系，现代CFD技术可以帮助工程师更直观地理解燃气动力学过程，优化燃烧室流场，并预测燃烧室的热力学参数。
其次是燃烧室材料和制造工艺的提升。
如高温合金结构材料、先进的制造工艺在一定程度上可以弥补模拟技术的局限性。
再次是优化燃料配方和燃烧技术。
根据不同的使用条件，燃烧室可以使用不同的燃料，使用不同的燃烧技术，以增加燃烧室的效率，降低排放，提高能源利用。
航空发动机燃烧室设计
航空发动机燃烧室设计在航空发动机中，燃烧室是将燃料和氧气进行燃烧的地方。
其主要的任务是将燃料和氧气进行有效的混合，然后在可控的条件下进行燃烧。
燃烧室的设计需要考虑以下几个要素：燃料喷射、空气混合、点火和燃烧控制。
首先，燃料的喷射是燃烧室设计中的一个重要环节。
通过喷射燃料来实现燃烧过程。
喷射的方式可以有多种选择，例如，喷射器的数量和位置，喷嘴的形状和尺寸等。
喷射方式的选择应该能够确保燃料与空气混合良好，使得燃料能够完全燃烧，提供足够的热量。
其次，空气的混合是燃烧室设计的另一个关键因素。
燃料和空气的均匀混合能够保证燃烧过程的高效进行。
燃烧室设计应该确保燃料能够完全与空气混合，防止燃料局部燃烧，导致不均匀的燃烧过程和火焰失稳。
接下来是点火过程的控制。
点火是燃烧过程中的关键一步，它会引发燃料和空气的燃烧反应。
在燃烧室设计中，应该确保点火系统的可靠性和精确性，以保证点火的准确性和时间控制。
同时，燃烧室的设计应该减少点火引起的振动和冲击，以提高发动机的可靠性和寿命。
最后，燃烧控制也是燃烧室设计中的一个重要环节。
燃烧的控制是指燃烧室中的压力、温度、速度等参数的控制。
燃烧室的设计应该考虑如何实现燃烧的稳定和高效。
通过精确控制燃烧室的几何形状、燃料喷射和点火过程，可以实现燃烧过程的优化。
航空发动机燃烧室设计的过程可以归纳为以下几个步骤。
首先，根据发动机性能和要求确定燃烧室的设计参数，例如燃料喷射方式、喷嘴尺寸等。
然后，基于这些参数进行初步的几何设计，包括燃烧室的形状和尺寸。
接下来，通过数值模拟和实验验证燃烧室设计的性能和效果。
最后，根据模拟和实验的结果进行优化设计，并进一步验证和评估。
综上所述，航空发动机燃烧室设计是一个综合考虑燃料喷射、空气混合、点火和燃烧控制等因素的复杂工程问题。
通过合理设计燃烧室，可以提高发动机的性能和效率，从而满足航空工程的要求。
将来，随着材料和工艺技术的不断发展，燃烧室设计将会更加高效、可靠和环保。
航空发动机构造第3章燃烧室
3.2.1 分管燃烧室
分管燃烧室的组成是在内、外壳体之间有6-16 个单管燃烧室，每个单管燃烧室有它自己单独的火 焰筒和外套，火焰筒前安装有旋流器，喷油嘴，通 常在两个单管燃烧室上装有点火装置，各个单管燃 烧室之间有联焰管相连。
分管燃烧室的优缺点
优点：试验和修正比较容易，不需要庞大的试验设备；维 护、检查和更换也比较方便，不需要分解整台发动机；从发 动机总体结构安排上，与离心压气机的配合比较协调。因而， 在早期发动机上，分管燃烧室得到广泛采用。
斯 贝 发 动 机 的 联 管 燃 烧 室
3.2.3 环形燃烧室
环形燃烧室的结构特点是在燃烧室内、外壳体之间的环形 腔内安装了一个共同的火焰筒内外壁构成的环形燃烧区和掺混 区。
根据气体在燃烧室内流动的情况，环形燃烧室可分为直流 环形燃烧室、回流环形燃烧室和折流环形燃烧室三种。
环形燃烧室由四个同心圆筒组成，最内、最外的两个圆筒 为燃烧室的内、外壳体，中间两个圆筒为火焰筒，在火焰筒的 头部装有一圈旋流器和喷油嘴。
第3章 燃烧室
第3.1节 概述 第3.2节 燃烧室的基本结构形式 第3.3节 燃烧室的构造 第3.4节 燃烧室基本构件的结构
第3.1节 概述
功用：燃烧室位于压气机和涡轮之间，其功用是使高压空气与燃 油混合、燃烧，将化学能转变为热能，形成高温高压的燃气。
重要性：燃烧室是发动机的重要部件之一，发动机的可靠性、经 济性和寿命在很大程度上取决于燃烧室的可靠性和燃烧有效程度。
型式：
根据扩压器内气流通道型面的不同，目前常见的扩压器有以 下三种形式：
➢一级扩压式 ➢二级扩压式 ➢突然扩张式
一、 一级扩压式的扩压器
一级扩压的扩压器，气流通道横截面积按一定的规律变化， 使压力较均匀地增加。
航空发动机燃烧室的现状和发展
航空发动机燃烧室的现状和发展田明（航空工程系飞动1601 学号：1240801160145）摘要：燃烧室（又称主燃烧室）是用来将燃油中的化学能转变为热能，将压气机增压后的高压空气加热到涡轮前允许的温度。
燃烧室是航空发动机三大核心部件之一，其性能直接影响整个发动机性能。
本文将介绍航空发动机燃烧室发展的现状和未来，涵盖对燃烧室的设计要求、一些先进的创新燃烧室、燃烧室的一些技术特点和先进的低污染燃烧技术以及对与未来航空发动机燃烧室方面的展望。
关键词：航空发动机；燃烧室；主动燃烧控制；氢燃烧；低污染燃烧技术0 引言现代航空发动机燃烧室建立在高性能、高可靠性、宽稳定工作范围的设计基础上。
由于发动机的发展要求不断提高推重比，因此，它必须在更高压比和燃烧室进、出口温度下工作，同时期望高功率下热力循环更有效，这将使未来的发动机工作循环不可避免的产生较高的NOx 和烟排放，因此，低污染设计就成为燃烧室性能的关键指标之一。
[1]本文主要论述现代军用发动机燃烧室和新型燃烧室，并简明论述传统燃烧室的重要改进和设计思想、方法的变化，提出研发的主要框架。
1 现代燃烧室的技术特点燃烧室是由进气装置（阔压器）、壳体、火焰筒、喷嘴和点火器等基本构件组成，根据主要构件结构形式的不同，燃烧室有分管（单管）环管和环形三种基本类型。
燃烧室的工作条件十分恶劣，而燃烧室的零组件主要是薄壁件，工作时常出现翘曲、变形、裂纹、积碳、过热、烧穿等故障。
[2]为此，燃烧室的设计应满足以下要求：（1）在地面和空气的各种气象条件和飞行条件下，启动点过迅速可靠。
（2）在飞行包线内，在发动机一切正常工作状态下，燃烧室应保证混合气稳定的燃烧，具有高的完全燃烧系数和低的压力损失系数。
（3）保证混合气在尽可能短的范围内完全地燃烧，燃气的火舌要短，特别是不能有余焰流出燃烧室，还应减少排气污染物的产生。
（4）出口的燃气温度场沿圆周要均匀，沿叶片应保证按涡轮要求的规律分布。
航空发动机结构教材第5章
第5章燃烧室5.1 燃烧室概述5.2 燃烧室的基本类型5.3 燃烧室基本结构5.4 排气污染及减少污染的措施5.5 燃烧室主要使用材料5.1 燃烧室概述燃烧室，又称主燃烧室，用来将燃油中的化学能转变为燃气的热能，将压气机增压后的高压燃气加热到涡轮前允许的温度，以便进入涡轮和尾喷管内膨胀做功的部件。
燃烧室的工作要求发动机的可靠性、经济性、寿命很大程度上取决于燃烧室的可靠性和有效燃烧程度，对燃烧室的要求如下：1.在地面和空中的各种气象条件下和起飞条件下，起动点火迅速可靠；2.在发动机正常工作时，燃烧室应保证混合油气的稳定燃烧，并具有较高的完全燃烧系数和底的压力损失系数3.保证混合气流在尽可能小的范围内完全燃烧，燃气的火舌要短，不能有余焰流出燃烧室4.出口的温度场尽量分布均匀，沿叶高方向能保证涡轮要求的分布规律5.燃烧室的零部件及其连接处有足够的强度和刚性，以及良好的冷却，以减小热应力6.燃烧室的外廓尺寸要小，轴向尺寸要短，重量轻，结构简单，有良好的使用性能，使用期限长。
燃烧室的故障燃烧室工作环境恶劣，燃烧过程是在高速气流（流速约为50----100m/s）中进行，其零部件在高温、高负荷下工作，承受着气体力以及惯性力产生的静载荷，受到热应力和热腐蚀的作用。
燃烧室的零部件主要为薄壁件，容易出现翘曲、变形、裂纹、积炭、过热、烧穿的故障，具体故障划分为：1. 受高温热应力引起的故障；2. 机械振动引起的故障；3. 积炭和热腐蚀引起的故障；4. 燃烧过程组织不善引起的故障燃烧室稳定工作的措施为达到燃烧目的，燃烧室基本都采用了扩压减速、空气分股、反向回流等基本措施, 燃烧室都是由进口扩压装置、壳体、火焰筒、喷嘴、点火器。
在燃烧室进气条件非常恶劣的情况下，燃烧室局部区会造成低流速和略微富油的环境，需利用引入二股气流进行补燃和降温，保证燃烧稳定；5.2 燃烧室的基本类型根据燃烧室中构件的不同，分为：分管（单管）燃烧室、环管燃烧室、环形燃烧室三种类型一、分管（单管）燃烧室由若干个单管燃烧室组成，每个单管燃烧室有一个管形火焰筒和外壁构成，沿发动机周向均匀分布，各单管之间使用连焰管连接，传播火焰、均衡压力。
飞机发动机原理与结构—燃烧室
燃烧室的总压恢复系数是：燃烧室出口处的总压与燃烧室进口处的总压之比 ，对于燃气 涡轮喷气发动机，燃烧室的总压恢复系数一般在 0.92～0.96 范围内。
6. 尺寸小，重量轻
温度场要求：
（1）火焰除点火过程的短暂时间外，不得伸出燃烧室； （2）在燃烧室出口环形通道上，温度分布尽可能均匀，在整个出口环腔内最高温度与 平 均温度之差不得超过 100－120℃； （3）沿叶高（径向上）靠近涡轮叶片叶尖和叶根处的温度应低一些，而在距叶尖大约 三分之一处温度最高。
5.总压损失小
2. 燃烧室熄火
预防：
• 在飞机起飞、进近、着陆阶段，为了防止燃烧室熄火，确保飞行安全，需要接通发 动机 点火电门加强发动机点火;
• 飞行中，在复杂的气象条件下（如颠簸气流、严重积冰区、大雨 等），也需接通 发动机点火电门，实施点火，同时还需要维持发动机一定的转速，以提高稳定的燃 烧范围。
• 发动机的维护工作中，应加强对压气机防喘系统的检查和维护，使之处于良好的状 态， 防止因防喘系统有故障而发生喘振，导致燃烧室熄火停车；
f qmf qm
余气系数 α α=燃烧时实际空气量/理论所需空气量 燃料系数 β β=实际供油量/ 将空气中氧气完全燃烧完理论所需供油量
• α>1或β<1 贫油燃烧 • α<1或β>1 富油燃烧 • α=1或β=1 完全燃烧
• 油气比f要在一定的贫油或富油范围内才能燃烧，过于贫油或富油不可以； • 目前航空发动机燃烧室里的余气系数一般为2.53.5，但在中心燃烧区接近于1。
1. 燃烧室的工作过程和基本组件
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。
第一章航空发动机燃烧室概述2010.04.03
Tt 4 max Tt 4 OTDF Tt 4 Tt 3
2）燃烧室出口径向温度分布系数RTDF
Tt 4 r max Tt 4 RTDF Tt 4 Tt 3
15/34
出口温度场分布要求：
（1）火焰除点火过程的短暂时间外，不 得伸出燃烧室； （2）沿涡轮进口环形通道的圆周方向， 温度尽可能均匀，要求OTDF＜0.2， RTDF=0.08-0.12。在整个出口环腔内最 高温度Tt4max与平均温度Tt4之差不得超 过100-120 ℃。 （3）沿叶高（径向）温度分布应符合中 间高两端低的要求-----等强度原则。
3 3
2 qma RT3 p34 b 2 2 Am p3
qma T3 p R b ( ) p 2 Am p3
34 3
41/37
☆ 主燃烧室熄火特性 ◇余气系数过大引起熄火称为贫油熄火， ◇余气系数过小引起熄火称为富油熄火， ◇余气系数在两者之间，燃烧室才能稳定燃烧。 ◇ 燃烧室进口空气流速c3越大，燃烧稳定工作的范 围越小 ◇ 进口空气流速越大就要求余气系数更接近最佳的 余气系数值 ◇ 进口空气流速过小，使空气流量太小，喷油量太 少，雾化质量差，也不能保持稳定燃烧。
16/34
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6. 尺寸小重量轻（燃烧室容热强度、火焰筒容热强度）
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。因此，为了获得要求的高功率，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R-R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。因此，该燃烧室每秒释放将近112208kJ的热量。 定义：单位压力下，每单位燃烧室容积内， 每小时燃烧燃料所释放出的热量。
第一章航空发动机燃烧室概述
第一章航空发动机燃烧室概述航空发动机燃烧室是航空发动机中一个至关重要的组件，其主要功能是将燃料和氧气混合并点燃，产生高温高压气体以提供动力驱动发动机运转。
在燃烧室内，燃料和氧气混合物在高温高压条件下燃烧，释放出巨大的能量。
这些能量会转化为高温高压气体，通过喷嘴喷出，推动涡轮叶片旋转，进一步驱动发动机的转子部分。
燃烧室的设计和性能对于航空发动机的整体性能至关重要。
一个优秀的燃烧室应当能够实现高效的燃烧，产生最大的推力，并且具有良好的耐久性和可靠性。
燃烧室的设计涉及到多个方面的考虑，包括燃烧室形状、燃料喷射和点火系统、冷却方法、喷嘴设计等。
首先，燃烧室的形状对于燃烧效率和喷嘴出口速度有着重要影响。
常见的燃烧室形状有圆筒形和环形燃烧室。
圆筒形燃烧室具有简单的结构，易于制造，但燃烧效率相对较低。
环形燃烧室则能够更好地扩大喷嘴出口速度，提高推力。
其次，燃料喷射和点火系统的设计对于燃烧室的性能和稳定性至关重要。
燃料喷射系统需要确保燃料均匀地喷入燃烧室，并与空气充分混合。
喷射角度、喷嘴口径和布置都会影响喷射效果。
而点火系统则需要确保燃料可靠地点燃，点火的时机和稳定性对于燃烧效率和推力输出也有重要影响。
另外，燃烧室还需要采取有效的冷却措施，以保证燃烧室内部能够承受高温高压的工作环境。
常用的冷却方法包括内壁冷却、外壁冷却和衬套式冷却。
内壁冷却通常通过将一部分空气引入燃烧室内壁冷却腔进行冷却。
外壁冷却则是通过在燃烧室外壁设置冷却排管，从而将热量传导到发动机外部。
衬套式冷却是在燃烧室墙壁上加装陶瓷衬套，起到隔热的作用。
最后，喷嘴的设计对于燃烧室推力输出和燃烧效率也有重要影响。
喷嘴的形状和大小会影响喷射速度和喷射方向。
常见的喷嘴形状有圆形喷嘴、方形喷嘴和扇形喷嘴等。
总的来说，航空发动机燃烧室是发动机中非常重要的一个组件，它直接影响着发动机的性能和可靠性。
一个优秀的燃烧室应当能够实现高效的燃烧、产生巨大的推力，并具有良好的耐久性和可靠性。
06第六讲 航空发动机核心机——燃烧室
为保证燃料完全燃烧， 所供应的空气量，
余气系数
空气 流量
称为实际空气量
•
单位质量的燃料完全
L L0
ma
•
mf L0
燃烧所需的空气量， 称为理论空气量
成都航空职业技术学院
燃油
流量
3
航空发动机原理和结构
油气比
指在燃烧过程中实际供给的燃料质量流
量和空气质量流量之比。
•
f
mf
•
ma
油气比
成都航空职业技术学院
成都航空职业技术学院பைடு நூலகம்
27
航空发动机原理和结构
成都航空职业技术学院
28
航空发动机原理和结构
优点：
➢燃烧好，总压损失小； ➢燃烧室出口流场和温度场分布均匀； ➢燃烧室结构简单，重量轻，耐用性好； ➢冷却用气量少； ➢燃烧室轴向尺寸短，有利于减小转子跨度和 降低发动机总体质量。
成都航空职业技术学院
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缺点：
➢环形截面积利用率低，因而燃烧室内气流平均速 度大，这对于稳定燃烧是不利的，总压损失也大；
➢在高空依靠传焰管传递起动火焰，起动性能差；
➢火焰筒表面积和燃烧室之比较大，用于冷却的空 气流量大；
➢燃烧室出口温度场不均匀，承受载荷依靠内壳体， 钢度差，燃烧室较重
成都航空职业技术学院
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航空发动机原理和结构
3. 火焰筒刚性差； 4. 装拆维修困难。35
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燃烧室由：
燃烧室基本构件
扩压器、壳 体、火焰筒、 燃油喷嘴和 点火器等基 本构件组成
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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
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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。
航空发动机燃烧系统概述-1
航空发动机燃烧系统概述-1燃烧室的任务是将燃油喷嘴供应的大量燃油和压气机供应的大体积的空气一起燃烧，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均匀加热的平稳燃气流。
这一任务必须以最小的压力损失来完成，并且在有限的可用空间里释放出最大的热量。
加到空气中的燃油量将取决于所要求的温升。
然而，最高温度限制到2000K．这是由制造涡轮转子叶片和导向器的材料决定的。
压缩过程所做的功已经将空气加热到700℃，使燃烧过程产生的温升要求为1300K。
由于涡轮要求的燃气温度随发动机推力变化，所以，燃烧室也必须能够在范围宽广的发动机工作状态下保持稳定而有效的燃烧。
燃气涡轮机燃烧系统原理十分复杂，涉及流体力学，燃烧以及机械整体性设计。
多年来燃烧系统的发展多依靠大量实验。
由于循环温度十分高，燃烧系统的机械整体性故障尤为突出。
现在目前PW1100G的燃烧室耐久性差问题，已经波及数十个用户的机队，造成某航空公司整体更换LEAP发动机。
燃烧系统的几个重要指标之间相互矛盾，比如提高燃烧室进气流量和降低燃烧室内部流速之间的矛盾。
高效燃烧与减少燃烧室压力损失的矛盾等。
这些矛盾只能以某种折中托妥协达到两全。
现代燃烧室的主要目标是提高燃烧效率的同时减少排放。
这是因为现代高增压比，高涡轮进口温度发动机会导致氮氧化物的急剧升高。
因为排放问题，催生了现代燃烧室采用贫油预混方式，点火之前与大量空气进行混合，贫油造成火焰不能稳定传播，且冷却问题尤为突出。
产生了新的火焰不稳定，熄火，气动或声学振动等问题。
从发动机压气机来的空气以高达500英尺／秒的速度进入燃烧室。
但是，因为这一速度太高，不适于燃烧，燃烧室必须做的第一件事是使空气扩压，即使之减速并提高其静压。
因为在正常混合比下燃烧着的煤油速度只是几英尺／秒，所以，任何燃油的火焰，即使在扩压的空气流中，那里现有大约80英尺／秒的速度，也会被吹走。
因此，必须在燃烧室中创造出一个低轴向速度的区域，以使火焰在发动机工作状态的整个范围内都一直在烧着。
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aero-engine combustion
单管 燃烧室
传焰管
环管形燃烧室
回流环形燃烧室
波音737—环形燃烧室
西安西艾航空发动机部件公司
西艾公司是西安航空动力 股份有限公司、意大利艾 维欧股份公司、艾维欧 （北京）航空航天动力技 术公司投资成立，致力于 研发制造和装配民用航空 发动机燃烧室，船用、工 业用燃气轮机燃烧室等产 品。 2011年9月26日开业
折流燃烧室 使燃气折流 适应甩油盘 甩出燃油的 方向， 以 提高燃油雾 化质量及燃 烧室工作效 率
• 图为国产祸轴8发动机的燃烧室 Nhomakorabea力燃烧室
单环腔燃烧室
点火激励器
点火线
点火嘴
双环腔燃烧室
GE90
TAPS技术燃烧室
GEnx发动机
常见燃烧室故障
• 高温热应力引起的故障：多见于 火焰筒头部、筒身、燃气导管及后 安装边。 • 机械震动引起的故障：多见于联 焰管上，如联焰管锁扣裂纹、火焰 筒进气孔镶套松动、喷嘴头部螺帽 松动，从而导致火焰拖长，烧伤、 烧毁导向叶片、工作叶片及尾喷管。 • 积炭和热腐蚀引起的故障：破坏 喷嘴燃油出口的结构形状，使燃油 雾化受阻，火焰拖长，从而烧坏叶 片、喷管。 • 燃烧过程组织不善引起的故障： 导致燃油与空气不匹配或者其分布 不均，引起燃烧室出口温度场及全 台发动机的燃气温度场不均匀，使 发动机的总体性能受影响。
• 罗罗公司采用LDM技术发展的低污染燃烧室，是单环腔分级燃烧室， 其NOx污染排放比CAEP/6标准降低了50％，将用于新一代发动机遄 达1000。
燃烧室中气流流动形式
直流式：气流在燃烧室中沿轴向流动。多数发动机 采用这种燃烧室。 折流式：气流由压气机流出后，折成两路流入火焰 筒。一般与甩油盘配合使用。 回流式：压气机出口的空气由燃烧室的后端流入火 焰筒头部。燃烧的燃气则向前形成回流。 后两种形式气流流动损失大，但能缩短发动机的长 度，一般用于采用离心式压气机的发动机中。
F119
EJ200
M88-2
航空发动机燃烧室发展新方向——低碳排放
• GE公司的TAPS2和TAPS3、罗罗公司的“精益”燃烧、普惠公司的 TALON-X以及斯奈克玛公司的“清洁”燃烧室。 • GE公司采用贫油直接混合燃烧（LDM）燃烧技术为其GEnx发动机研 制的双环预旋低污染燃烧室已经进入整机验证阶段，即将取证，在台 架全环试验验证中，NOx污染排放比CAEP/6排放标准降低了32％。 • 普惠公司继续采用“富油-快速掺混-贫油”（RQL）低污染燃烧技术， 提出的降低NOx污染排放的低污染燃烧室称为TALON X，依然采用普 惠公司发展的空气雾化喷嘴，燃烧室为单环腔。
目前国外已研制出推重比 10一级的发动机，例如 美国的F119、欧洲的 EJ200和法国的M88-2。 F119和M88-2都采用了 带气动雾化喷嘴的燃烧室， 燃烧室出口温度分别为 1977K和1850K，EJ200 的燃烧室继承了RB199的 经验，带有蒸发管式喷嘴， 燃烧室出口温度为1803K。
WS-15 太行发动机
航空发动机燃烧室的发展 趋势
1. 燃烧室的类型由单管燃烧室发展到环管燃烧室， 然后再发展到短环形燃烧室； 2. 燃烧室进口压力及进气温度不断提高； 3. 出口平均温度由1150K增加到现在的1900K； 4. 燃烧室长度不断减小。在相似的起飞状态空气 流量下比较燃烧室的长度，缩短到 300-500mm。 但今后长度缩短的趋势在减小。 5. 对燃烧室多方面的严格要求。在早期，进气压 力和温度较低，效率是最突出的问题。随着压气 机压比及巡航速度提高，进气压力和温度也提高， 冷却及燃烧室出口温度分布质量问题突出。随后 要求高推重比，希望燃烧室长度短。现在又强调 增加燃烧室温升和延长寿命。