航空燃气涡轮发动机燃烧室结构特点及稳定燃烧条件分析

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航空燃气涡轮发动机燃烧室结构特点及稳定燃烧条件分析

燃烧室典型故障分析
喷嘴积碳原因：1.炭粒子附着在喷嘴端面 2.燃油总管或喷嘴内产生热氧化沉积物危害：喷油不均，燃油雾化质量不良。影响燃烧效率，热部件寿命

燃油流量分布不均原因：燃油过滤不良，使喷嘴堵塞危害：点火滞后，提前熄火燃油流量分布不均原因：火焰筒内壁、喷嘴喷口周围积碳，喷嘴喷孔与旋流器不同心危害：火焰筒局部过热，温度场变化，涡轮叶片局部超温

燃烧室结构及工作原理
气流速度大（150-200m/s）进气量大（油气比 1：45-1：130）

温度高（2000℃左右）
单管燃烧室
环管燃烧室
环形燃烧室
燃烧室稳定燃烧条件分析
点火可靠燃烧稳定燃烧完全总压损失小燃烧室尺寸要小出口温度场符合要求燃烧产物对大气污染要小寿命长

燃烧室维护建议
做好燃烧室部件日常维护加强燃烧室重点部位检查防止因燃烧室部件故障引起启动超温

The End
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Structure characteristics and stable combustion condition analysis of aero gas turbine engine combustion chamber
பைடு நூலகம்
Contents
燃烧室结构特点及工作原理稳定燃烧条件分析典型故障分析维护建议

燃气轮机结构-燃烧室

第三章燃气轮机3.1概述（1）燃烧室功用及重要性1.保证燃机在各种工况下，将燃料化学能转换为热能，加热压气机压缩的空气，用于涡轮膨胀做功。

2.燃烧室是燃机的主要部件之一，燃机的性能、可靠性、寿命皆与它有密切关系。

（2）燃烧室的工作条件①燃烧室在高温、大负荷下工作②燃烧室在变工况下工作③燃烧室在具有腐蚀性的环境下工作④燃烧室内的燃烧过程是一个极其复杂的物理化学过程⑤燃烧室中的燃烧在高速气流及贫油混合气情况下进行（“空气分股”、“减速扩压”、“反向回流”）（3）燃烧室的设计要求①不同工况下，燃烧室工作应稳定②燃烧要安全③燃烧室具有最小的流体阻力④燃烧室出口温度场应能满足涡轮的要求⑤在任何使用条件下，燃烧室都应该迅速、可靠地启动点火，且联焰性好⑥工作寿命长⑦燃烧室的尺寸和质量要小⑧排气污染应能满足国家标准要求⑨检视、装拆和维修应当方便3.2三种基本类型燃烧室的结构概述（1）分管燃烧室1.结构特点管形火焰筒的外围包有一个单独的壳体，构成一个分管，沿燃气轮机周围6-16个这样的分管，各分管用传焰管连通，以传播火焰和均衡压力。

2.优点：①装拆、维修、检修方便②因各个分管的工质流量不大，调试容易，实验结果比较接近实际情况3.缺点：①装拆、维修、检修方便②因各个分管的工质流量不大，调试容易，实验结果比较接近实际情况（2）环管燃烧室1 .结构特点：若干个火焰筒均匀排列安装在同一个壳体内，相邻火焰燃烧区之间用传焰管连通。

2.优点：①适合与轴流式压气机配合，布局紧凑、尺寸小、刚性小；②气流转弯小，流体阻力小，热散失亦小；③调试比较容易，加工制造的工作量比分管小。

3.缺点：①燃烧室出口温度场沿周向不够均匀；②燃烧室的流体损失较大；③耗费的材料、工时较多；④质量较重。

（3）环形燃烧室1.结构特点：内、外壳体与环管燃烧室类似，但火焰筒却有很大差别。

在内外壳体之间的环形腔中，布置了一个呈环形的火焰筒，即火焰筒内外壁构成环形主燃区。

航空燃气涡轮发动机概述

航空燃气涡轮发动机概述航空燃气涡轮发动机是现代航空工业中最重要的动力装置之一、它具有高效率、高功率密度和高可靠性等优点，被广泛应用于各类飞机中。

本文将概述航空燃气涡轮发动机的工作原理、结构组成、分类、性能指标以及未来发展方向等内容。

航空燃气涡轮发动机的工作原理基于燃烧室内的燃气推动涡轮。

它由压气机、燃烧室和涡轮组成。

首先，压气机将空气压缩，提高其温度和压力。

然后，压缩空气进入燃烧室，与燃料混合并燃烧，产生高温高压的燃气。

最后，高压燃气通过涡轮使其旋转，产生推力，并从尾喷管排出。

可见，航空燃气涡轮发动机的工作原理是通过涡轮驱动压气机，提供压缩空气并将其推向尾喷管。

航空燃气涡轮发动机的结构组成包括压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管和附属系统等。

压气机主要通过叶片的旋转将空气压缩，提高其温度和压力。

燃烧室用于将燃料与压缩空气混合并燃烧，产生高温高压的燃气。

涡轮通过燃气的膨胀驱动压气机，使其继续工作，并产生推力。

尾喷管用于将高压燃气排出，并产生反作用力。

附属系统包括供油系统、冷却系统和控制系统等，用于保证发动机的正常运行。

航空燃气涡轮发动机可以根据压气机的工作循环分类为单转子和双转子发动机。

单转子发动机只有一个压气机和一个涡轮，如连杆式发动机。

双转子发动机具有两个对称的压气机和涡轮，如军用飞机上常用的分段式发动机。

根据尾喷管的形式，航空燃气涡轮发动机还可分为直喷式和径向喷管式。

航空燃气涡轮发动机的性能指标主要包括推力、燃油消耗率、比功率、绕程推力比和起动性能等。

推力是发动机提供的推动力量，决定飞机的加速能力和最大速度。

燃油消耗率是单位推力下消耗的燃油量，直接影响飞机的航程和经济性。

比功率是单位发动机质量下产生的推力，用于衡量发动机的功率密度。

绕程推力比是发动机在巡航状态下产生的推力与起飞推力的比值，用于衡量发动机的高空巡航性能。

起动性能包括发动机的起动时间和起动能力，在冷启动和热启动时对飞机的起飞和复飞具有重要影响。

航空发动机燃烧室调研报告

航空发动机燃烧室调研报告一、航空发动机的分类有两种基本类型的燃烧室：单管燃烧室和全环燃烧室，环管燃烧室是介于单管燃烧室和环形燃烧室中间的一种，它将多个筒状燃烧室安装在一个共同的环形机匣内。

二、航空发动机结构见图燃气涡轮发动机的涡轮是利用高压气体膨胀做功带动压气机器其他发动机附件的（包括增压泵、发电机、螺旋桨等），位置又在燃烧室的后面，燃烧室前面的是压气机。

涡轮前燃气温度一般不超过1200摄氏度，现代的单晶涡轮叶片使用高强度的合金制成的。

图中站位6就是涡轮。

关于材料：镍基高温合金是以镍为基体(含量一般大于50%) 在650～1000℃范围内具有较高的强度和良好的抗氧化、抗燃气腐蚀能力的高温合金。

在镍基铸造高温合金中发展出了定向结晶涡轮叶片和单晶涡轮叶片。

定向结晶叶片消除了对空洞和裂纹敏感的横向晶界，使全部晶界平行于应力轴方向，从而改善了合金的使用性能。

单晶叶片消除了全部晶界，不必加入晶界强化元素，使合金的初熔温度相对升高，从而提高了合金的高温强度，并进一步改善了合金的综合性能。

航空燃气轮机燃烧室的主要组成部分有：扩压器（Diffuser），机匣（Case），帽罩（Cowl），油喷嘴（Fuel Nozzle），旋流器（Swirler），头部端壁（Dome），火焰筒（Liner）。

火焰筒上开有各种孔，主燃孔，掺混孔，气膜冷却孔。

下面分别介绍各部分的主要功能。

（1）扩压器：降低压气机出口流速，恢复动压头，利于燃烧室组织燃烧；（2）机匣：用于安装火焰筒，连接发动机压气机部分和涡轮、加力燃烧室部分，是承力件；（3）喷嘴：用于燃油雾化；（4）旋流器：使气流旋转，产生回流区，稳定燃烧过程；注：目前发展趋势为，将上述二者结合，称之为空气雾化喷嘴；（5）帽罩：使空气按照环腔、头部所需量分股时，流动不发生分离，减小流动损失；（6）火焰筒：燃烧室承温部件，火焰筒上开有各种孔，实现（气量分配、前述的设计理念）在其间气液两相流稳定高效燃烧，并与冷气掺混，满足出口温度分布需要，同时壁面采取有效的冷却防护措施，防止烧坏。

燃气涡轮发动机实训报告

一、引言燃气涡轮发动机作为一种高效、清洁的动力装置，广泛应用于航空、船舶、发电等领域。

为了更好地了解燃气涡轮发动机的结构、工作原理以及性能特点，我们开展了燃气涡轮发动机实训。

本次实训旨在通过实际操作和理论分析，使学生掌握燃气涡轮发动机的基本知识和操作技能。

二、实训目的1. 了解燃气涡轮发动机的结构、工作原理和性能特点；2. 掌握燃气涡轮发动机的操作步骤和维护方法；3. 培养学生动手能力和团队协作精神。

三、实训内容1. 燃气涡轮发动机概述燃气涡轮发动机是一种热力发动机，主要由压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等部件组成。

空气经过进气道进入压气机，被压缩成高压气体，随后与燃油混合燃烧，产生高温高压气体，推动涡轮旋转，带动压气机工作。

最后，高温气体通过尾喷管排出，产生推力。

2. 燃气涡轮发动机的结构与工作原理（1）压气机：压气机是燃气涡轮发动机的核心部件之一，其作用是将空气压缩成高压气体。

压气机通常采用轴流式结构，由静叶和动叶组成。

静叶固定不动，动叶随涡轮旋转。

（2）燃烧室：燃烧室是燃气涡轮发动机的燃烧场所，其主要作用是将燃油与空气混合燃烧，产生高温高压气体。

燃烧室通常采用火焰稳定器来保证燃烧稳定。

（3）涡轮：涡轮是燃气涡轮发动机的能量转换部件，其主要作用是将燃烧产生的热能转换为机械能。

涡轮通常采用轴流式结构，由静叶和动叶组成。

（4）尾喷管：尾喷管是燃气涡轮发动机的排气部分，其主要作用是将高温气体加速排出，产生推力。

3. 燃气涡轮发动机的操作步骤（1）启动前准备：检查发动机各部件是否完好，加注燃油，检查燃油供应系统，预热发动机。

（2）启动：按照操作规程启动发动机，观察发动机运行状态。

（3）运行：调整发动机转速和推力，观察发动机运行参数，确保发动机稳定运行。

（4）停机：按照操作规程停机，检查发动机各部件状态。

4. 燃气涡轮发动机的维护方法（1）定期检查：定期检查发动机各部件，如压气机、燃烧室、涡轮等，确保其正常运行。

航空发动机燃烧室的仿真分析与优化设计

航空发动机燃烧室的仿真分析与优化设计随着航空业的发展，航空发动机燃烧室的设计和优化显得越来越重要，这关系到航空运输的安全和效率。

本文将探讨航空发动机燃烧室的仿真分析和优化设计，同时介绍目前燃烧室优化设计的一些方法和技术。

1. 燃烧室的基本原理燃烧室是航空发动机中的一个核心部件，它将燃料和空气混合并点燃，产生高温高压燃气驱动涡轮，以产生推力。

燃烧室的设计和优化直接关系到燃油的使用效率和推力的产生。

一个优秀的燃烧室需要满足以下几个条件：（1）优秀的混合性能燃烧室需要将燃料和空气充分混合，以增加燃烧效率和降低燃油消耗。

在混合过程中，需要保证燃料的完全燃烧，以减少有害气体的排放。

（2）优秀的稳定性能燃烧室需要在各种负载下保持稳定的燃烧，以确保引擎的有效性能。

（3）优秀的耐久性能燃烧室需要在高温高压的环境下工作，并承受燃烧产生的冲击和振动，需要具有足够的耐久性。

2. 燃烧室的仿真分析为了优化燃烧室的设计，需要进行燃烧室的仿真分析。

燃烧室仿真分析是利用计算机模拟燃烧室中的气体流动、化学反应、传热等过程，以准确预测燃烧室的性能。

燃烧室仿真分析通常包括如下步骤：（1）建立燃烧室的三维模型建立燃烧室的三维模型是仿真分析的第一步，它需要考虑燃烧室的几何形状、材料、内部结构等因素。

（2）设定边界条件设定边界条件是仿真分析的第二步，它需要考虑气体进出口的质量流量、温度、压力等参数，以及燃室内的燃料混合方式、喷雾速度、着火点等参数。

（3）模拟流场和热场模拟流场和热场是仿真分析的关键步骤，它需要计算气体的温度、压力、速度分布等参数，以及燃烧室内部产生的热能分布。

（4）模拟化学反应模拟化学反应是仿真分析的重要步骤，它需要计算燃料和空气的化学反应过程，以准确预测燃烧过程和燃烧产物的生成。

3. 燃烧室的优化设计燃烧室的优化设计是基于仿真分析结果，进一步改进和优化燃烧室的结构和性能。

燃烧室的优化设计通常包括如下几个方面：（1）优化喷雾方式优化喷雾方式是改善燃料和空气混合的一种方法。

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。

航空发动机的稳定性分析研究

航空发动机的稳定性分析研究1. 简介航空发动机是飞机的核心部件，它的稳定性关系到飞机的飞行安全。

本文主要介绍航空发动机的稳定性分析研究。

首先介绍航空发动机的类型和结构，然后讨论影响航空发动机稳定性的因素，接着分析航空发动机的稳定性，最后介绍常用的提高航空发动机稳定性的方法。

2. 航空发动机类型和结构航空发动机可以根据燃料类型、推力和功率等多种因素进行分类。

常用的航空发动机类型包括涡轮喷气发动机、涡扇发动机、涡桨发动机等。

航空发动机的结构包括压气机、燃烧室、涡轮等组成部分。

其中压气机是航空发动机的关键部件之一，负责将空气压缩，提高发动机的效率和推力。

燃烧室则是将燃料和氧气混合并燃烧，释放出热能。

涡轮则根据燃气推动涡轮旋转，从而带动飞机飞行。

3. 影响航空发动机稳定性的因素影响航空发动机稳定性的因素很多，其中包括燃料质量、引擎转速、空气流量、发动机结构等。

燃料质量是影响航空发动机稳定性的重要因素之一，如果燃料质量不稳定，将会导致燃烧不足或过度，从而影响飞机的飞行。

引擎转速也是影响航空发动机稳定性的重要因素，如果转速过高或过低，都会导致发动机失去平衡，从而影响飞机的飞行。

空气流量则是影响航空发动机稳定性的另一个重要因素，如果空气流量不稳定，会导致发动机的动力不足或过剩，从而影响飞机的飞行。

4. 航空发动机的稳定性航空发动机的稳定性是指发动机在工作时保持平衡状态的能力，这是保证发动机正常工作的重要指标。

航空发动机的稳定性影响因素很多，不同的因素会对发动机的稳定性产生不同程度的影响。

例如，当空气流量过大时，会导致发动机过热，从而影响稳定性；当引擎转速过高时，也会导致发动机过热，从而影响稳定性。

因此，保持航空发动机的稳定性是非常重要的，这可以提高飞机的飞行安全和性能。

5. 提高航空发动机稳定性的方法为了提高航空发动机的稳定性，可以采取多种方法。

首先要确保燃料质量的稳定，对燃油进行严格的检验和筛选，避免使用异常质量的燃油。

燃气轮机原理燃烧室

燃烧室性能之间的矛盾：
火焰稳定性
压力损失大
高容热强度
使用寿命长
解决办法：
根据用途，做折衷考虑（trade-off）
4-3 燃烧室中燃烧过程的组织
燃烧室中发生的整个工作过程包括：
¾燃烧区中气流流动过程的组织； ¾燃烧区中燃料浓度场的组织； ¾燃烧区中可燃混合物的形成、着火与燃烧； ¾混合区中二次掺冷空气与高温燃气掺混过程
冷却措施的发动机可达1600K。
由于涡轮叶片耐温的限制，燃烧室内供
油受到制约。燃烧室内供油只能烧掉空气中氧的 1/4 。在贫油的均匀混气情况下，火焰不能传播，燃烧不能进行。
一个矛盾
若达到烧着的程度，涡轮叶片承受不了；若考虑涡轮叶片耐温程度而减少供油，又烧不着。
这种“分流”方法，相对于把燃料直接喷到 “全部空气”中去的燃烧方法，可以保证燃烧区具有相当高的燃烧温度，有利于提高燃烧反应的速度。
在分流方法中，控制“一次空气”的数量是改善燃烧工况的关键。试验表明：在燃烧柴油和天然气时，在满负荷工况下的一次空
气量控制在 α =1.1~1.3（相当于燃烧区温
采用第o种供气方式
α > 14.4
ηb ≥ 92%
燃烧室中空气流的组织
2.采用火焰稳定器以稳定高速气流中的火焰
利用火焰稳定器在火焰管的前部造成一个特殊形态的速度场，以便强化燃料与空气的混合作用，并为燃烧火焰的稳定提供条件。
火焰稳定器：造成高速气流中的局部低速区，从而保证燃烧火焰不被吹灭，如同大风中背风点火吸烟一样。
¾定义：随着火焰长度的伸缩能自动调整直接参与燃烧反应的一次空气量的特性。
z 机组负荷降低，燃烧火焰的长度缩短，通过开在火焰长度之后的一次空气射流孔供入的空气量不会直接射到火焰中去掺冷火焰，低负荷时，燃烧温度仍很高；

燃气涡轮发动机(第二版)第3章

(2)大气温度
飞行速度保持不变时，大气温度越低，空气越易于压缩，冲压比越大；反之，大气温度越高，冲压比越小。飞行高度变化时，冲压比是否变化，取决于大气温度的变化。在11000米高度以下，飞行高度升高时，大气温度降低，冲压比增大；在11000米高度以上，飞行高度改变时，大气温度保持不变，冲压比也就保持不变。在没有流动损失的情况下，冲压比随飞行高度变化的情形，如图2— 5的曲线所示。
影响冲压比的因素
• 影响冲压比的因素有飞行速度(V)、大气温度(T0)和流动损失。下面进行分析。 • (1)飞行速度 • 大气温度不变时，飞行速度越大，空气流过进气道时速度降低得越多，有更多的动能用来提高空气的压力，所以飞行速度增大时冲压比增大。 • 图2—4的曲线表示在没有流过损失的情况下。冲压比随飞行速度变化的情形。图上表明，飞行速度增大时，冲压比增大，而且飞行速度越大，冲压比增加得越快
燃气涡轮发动机（第二版）
第3章发动机部件刘成英
• 航空燃气涡轮喷气发动机主要由进气道（Intake）、压气机（compressor）、燃烧室（combustion chamber）、涡轮（turbine）、喷管（Exhaust）等部分构成。
•
3.1
• 3.1.1 1.类型类型和参数
进气装置
安装在叶轮的进口处，其通道是收敛形的
功用
使气流拐弯并以一定方向均匀进入工作叶轮, 以减小流动损失此过程中气流加速，防止出现拐弯分离流
气流参数变化
空气在流过它时速度增大,而压力和温度下降
叶轮：
1. 单面叶轮 2. 双面叶轮叶轮高速旋转，对流过的空气做功，加速空气的流速，同时提高空气压力。
压气机特性实验

燃气轮机环形燃烧室燃烧失稳原因分析及防范措施

燃气轮机环形燃烧室燃烧失稳原因分析及防范措施摘要：近年来我国的燃气工程建设有了很大进展，燃气轮机燃烧失稳会造成燃烧室内部剧烈扰动，甚至熄火停机。

对不同燃气轮机燃烧失稳产生的机理进行分析，认为环形燃烧室更容易产生大幅燃烧波动，并会引发更为严重的热声振荡现象，损伤燃烧室及下游热通道部件。

为了避免燃烧波动的产生，本文就燃气轮机环形燃烧室燃烧失稳原因分析及防范措施进行研究，以供参考。

关键词：燃烧波动;熄火停机;机理;环形燃烧室引言燃气轮机发电具有技术先进、有利于电网调峰和更加环保等优势，在国内发电领域占有一定的比重。

国内主要引进 GE、三菱、安萨尔多和西门子等厂家的燃气轮机机型，设备技术存在一定的差异，尤其在燃烧系统设计方面差异最大。

几家制造单位在天然气燃烧方面做了大量的研究，燃气轮机燃烧设备更新换代最快，燃烧效率、污染物排放指标竞争最为激烈。

1燃气轮机结构简介本文以AE64.3A型燃气轮机作为分析对象，它是一台自成体系的轴流式简单循环，单轴布置的原动机。

用来减速和功率出的减速齿轮箱上附带有驱动转子设备的液压马达，它是以一个独立的、封闭式的传动装置出现，安装在燃气轮机的进气端。

整台燃气轮机由下列部件所组成：带有柔性连接法兰的空气进气集管。

带有辅助驱动法兰的高速行星式减速齿轮箱。

轴向、垂直平面分开式壳体的轴流式压气机，有15级压气机,一级进口可调导叶,24个燃烧器。

四级叶片的燃气涡轮总成、排气集管。

以上这些部件之间采用带有定位凸缘的配对法兰进行精确的对中，再用强力螺栓连接在一起，形成了一个刚性很强的组合体，依次安装在一个用重型钢结构焊接而成的公共底座上面，公用底座与动力模块上的强梁构件之间采用三点支撑的方式连接以减少振动的传递。

燃气涡轮发动机主要由压气机、燃烧室，和燃气涡轮（即透平）发动机三大部件组成。

燃气涡轮发动机与压气机、负载的不同连接方式，使得燃气轮机在结构设计上分成单轴，分轴，套轴，三轴等轴系结构。

飞机发动机原理与结构—燃烧室

气流流经燃烧室会产生压力损失。它主要包括：摩擦损失、扩压损失、穿过火烟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。
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；
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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

详解航空涡轮发动机

详解航空涡轮发动机(一)【字体大小：大中小】引言古往今来，人类飞上天空的梦想从来没有中断过。

古人羡慕自由飞翔的鸟儿，今天的我们却可以借助飞机来实现这一理想。

鸟儿能在天空翻飞翱翔，靠的是有力的翅膀；而飞机能够呼啸驰骋云端，靠的是强劲的心脏——航空涡轮发动机。

航空涡轮发动机，也叫喷气发动机，包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机等几大类，是由压气机、燃烧室和涡轮三个核心部件以及进气装置、涵道、加力燃烧室、喷管、风扇、螺旋桨和其它一些发动机附属设备比如燃油调节器、起动装置等组成的。

其中，压气机、燃烧室和涡轮这三大核心部件构成了我们所说的"核心机"。

每个部件的研制都要克服巨大的技术困难，因而航空涡轮发动机是名副其实的高科技产品，是人类智慧最伟大的结晶，其研制水平是一个国家综合国力的集中体现。

目前世界上只有美、俄、法、英等少数几个国家能独立制造拥有全部自主知识产权的航空涡轮发动机。

2002年5月，中国自行研制的第一台具有完全自主知识产权、技术先进、性能可靠的航空涡轮发动机——"昆仑"涡喷发动机正式通过国家设计定型审查，它标志着我国一跃成为世界第五大航空发动机设计生产国。

"昆仑"及其发展型完全可以满足今后若干年内我军对中等偏大推力涡喷发动机的装机要求，将来在其基础上发展起来的小涵道比涡扇发动机还可以满足我国未来主力战机的动力要求，是我国航空涡轮发动机发展史上的里程碑。

要了解航空涡轮发动机，首先要从它的最关键部分--核心机开始。

核心机包括压气机、燃烧室和涡轮三个部件，它们都有受热部件，工作条件极端恶劣，载荷大，温度高，容易损坏，因此航空涡轮发动机的设计重点和瓶颈就在于核心机的设计。

详解航空涡轮发动机(二)【字体大小：大中小】压气机压气机的作用是将来自涡轮的能量传递给外界空气，提高其压力后送到燃烧室参与燃烧。

因为外界空气的单位体积含氧量太低，远小于燃烧室中的燃油充分燃烧所需的含氧量。

结构课论文trent900

TRENT-900型发动机压气机、涡轮、燃烧室结构设计特点分析摘要:本文主要通过背景,研制历程,基本结构等方面对遄达900型发动机做一个简单的介绍，并着重论述了风扇,压气机,涡轮,燃烧室等主要部件的结构设计与相对于遄达800的改进。

关键字：遄达 900、A 380、结构设计1 研制背景1996年，波音公司与空中客车工业公司先后提出研制下一代，将于2000年后投入营运的超大型、可乘坐800～900人左右的大型四发客机，即波音747-500X/600 X,A3XX-100/ 200的发展计划。

这些飞机所需的发动机，要求推力范围比用于波音747-400的高，比用于波音777的要低，且使用经济性要好许多，以便降低飞机的直接使用成本10%左右，当时，尚无能满足这些飞机所要求的发动机。

为此英国罗•罗公司推出了遄达900高涵道比涡轮风扇发动机来满足这些飞机的要求，它是在用于波音777飞机的遄达800基础上衍生发展的。

2004年10月，如期获得发动机适航证书；2004年8月，在A340-300飞行试验台上成功完成60小时试飞项目【1】；2005年春，为首飞的A380飞机提供动力；2006年3月首台遄达900发动机将交付给A380的发起用户--新加坡航空公司投入使用【2】。

罗·罗公司定出遄达900基本型的推力为324 KN ( 77 000 lbf) ,命名为遄达977。

另外还有推力稍大与推力稍小型,分别为遄达980 (推力为80 000 lbf即356 KN )、遄达969(推力为69 000 lbf即307 KN )。

为了降低发动机的耗油率与噪声值,湍达900采用了罗·罗公司从未用过的大于8 .0的涵道比,这是因为采用了比遄达800风扇直径大的风扇(大152 .4 mm )与比遄达800小的核心机(按遄达800核心机0 .9比例缩小)而达到的。

表1【3】给出了遄达900发动机的规格。

表1 瑞达900发动机规格2发动机结构分析图1【4】给出了遄达900的剖面示意图，并标出了其主要设计特点。

航空燃气涡轮发动机结构

航空燃气涡轮发动机结构航空燃气涡轮发动机是现代飞机所使用的主要动力装置之一。

它的结构复杂且精密，由多个部件组成，各个部件相互配合，协同工作，以提供强大的推力和高效的燃烧效率。

本文将对航空燃气涡轮发动机的结构进行详细介绍。

一、总体结构航空燃气涡轮发动机的总体结构可以分为压气机、燃烧室和涡轮三大部分。

其中，压气机负责将空气压缩，提高空气密度；燃烧室将压缩后的空气与燃料混合并燃烧；涡轮则利用燃烧产生的高温高压气体的动能驱动压气机和燃烧室，并产生推力。

二、压气机压气机是航空燃气涡轮发动机的核心部件之一，它负责将空气进行压缩，提高空气密度，为燃烧提供充足的氧气。

压气机通常由多级叶轮和定子组成，通过叶轮的旋转将空气进行逐级压缩。

叶轮上的叶片形状精确设计，使得空气在经过时能够受到最大限度的压缩和加速。

定子则起到引导空气流动的作用，使得空气能够顺利通过叶轮。

三、燃烧室燃烧室是航空燃气涡轮发动机中进行燃烧的部分，它负责将压缩后的空气与燃料混合并燃烧，产生高温高压气体。

燃烧室通常由燃烧室壁、喷油器和火花塞等组件组成。

燃烧室壁采用耐高温材料制成，能够承受高温高压气体的冲击和腐蚀。

喷油器负责将燃料喷入燃烧室，确保燃烧过程的稳定和充分。

火花塞则用于点火，引燃燃料和空气的混合物。

四、涡轮涡轮是航空燃气涡轮发动机中的另一个重要部分，它负责将燃烧室中产生的高温高压气体的动能转化为机械能，驱动压气机和燃烧室。

涡轮通常由高压涡轮和低压涡轮组成，它们分别与压气机和燃烧室相连。

高压涡轮叶片上的喷嘴将高温高压气体喷向叶片，使其旋转；低压涡轮则通过高压涡轮的轴传递动力，进一步提供推力。

五、其他部件航空燃气涡轮发动机还包括多个其他重要的部件，如燃油系统、冷却系统、起动系统和控制系统等。

燃油系统负责将燃料供给给燃烧室，确保燃烧过程的持续和稳定。

冷却系统则通过向关键部件供给冷却剂，降低其温度，保护部件不受高温的影响。

起动系统用于启动发动机，提供起动能量。

航空发动机构造第3章燃烧室

涡桨
5 发动机的环形燃烧室
火焰筒是用耐热钢钣焊接而成的（图3-13）。由装有旋流器的头部、正面环、外环带、内环带、外罩和内罩所组成。
旋流器用氢弧焊点焊在火焰筒头部上，旋流器上沿圆周均匀钻有十二个孔，各孔与轴线成40°角，使引入的第一股空气改变流动方向。在旋流器上还钻有一系列斜气孔，用于引入气流吹除旋流器端面的积炭。在旋流器内壁上钻有十二个气孔，用于引入空气吹除喷嘴头部的积炭。
G f l0
Ga－实际空气流量；Gf－燃油流量；l0－1公斤燃油完全燃烧所需要的理论空气量。
2. 保证燃烧室内混合气稳定完全燃烧的基本措施
(1) 空气分股 (2) 反向回流 (3) 在燃烧室内形成非均一的混合气
二、燃烧室工作条件
航空燃气涡轮发动机上的燃烧室处在十分恶劣的条件下工作。
(1) 燃烧室是在高速气流中及贫混合气情况下进行工作的。
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。
3.4.2 火焰筒
一、火焰筒筒体
火焰筒筒体的结构应保证合理地进气。在前部使空气与燃油混合，形成回流区，在此点燃混合气，稳定而完全地进行燃烧；在后部使燃气得到掺混降温。由于筒体既承受高温，又接触冷却空气，因此受热很不均匀，热应力很大，所以，要特别注意筒壁的冷却和火焰筒各组成部分之间的热变形协调。此外，筒体通常用板料焊接而成，因而保证它具有足够的刚度也很重要，这对环形火焰筒尤为突出。火焰筒在燃烧室中要有正确的定位支承，定位支承要保证火焰筒受热时能自由膨胀。

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。

航空燃气涡轮发动机燃烧室结构特点及稳定燃烧条件分析