第八章加力燃烧室PPT课件
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第八章加力燃烧室PPT课件
为了保持发动机的主要工作参数不变，在开动加力 时，必须同时扩大尾喷口面积，根据流量公式，可 推出加力与未加力时的面积比：
F5 T4* *
F5
T4*
加力面积比亦与加温比的平方根成正比，加力面积 比是由自动调节系统随机控制，一般尾喷口形式如 下：
典型的加力喷管设备
典型的带加力燃烧室的涡轮风扇发动机
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，其上开有许多1~3mm的小孔，前段主要起防 振作用，后段起隔热作用。
防振隔热屏一般做成纵向或横向波纹形。 一方面使压力波发生漫反射，大大减弱反射压力波的能 量并改变其相位； 另一方面因小孔两侧存在压差，气柱既可进入冷却通道， 也可反向流入燃烧室，使振荡能量变为气流动能而被吸收； 带小孔的波纹板受热后变形，可以减少防振隔热屏的热 应力。
1、加力比
R
.
mg
w6 g
w6 c 2gkgkg1RgT5*[1(P P50*)kkgg1]
R
.
m g
w6 g
w6 c 2gkgkg1RgT5*[1(P P50 *)kkgg1]
.
.
近似认为： mg mg
则：
R
w6 w6
T5* T5*
*
2、耗油率比
*
C
Ma C
3、加力时发动机尾喷口面积的变化
蒸发式稳定器的优点是：
(1) 扩大了贫油状态的点火和稳定工作范围，并能提高 燃烧效率，特别是在来流温度低，流速高时，其优 越性十分突出。
(2)可以在很小的加力比下实现软点火（软点火的概念 是缓慢增加加力比，壁面突然加力引起风扇或压气 机间喘振，涡扇发动机对此要求特别严格）
（b）气动火焰稳定
第6章-加力燃烧室.幻灯片课件
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。
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。
第八章-航空发动机数字模型PPT演示课件
环节相串联的框图。图中燃油泵作为一个
环节，输出量为供油量Wf，输入量为发
动机转速n（由于泵的转速与发动机转速
之比一定，故常用n来代表）及油泵调节
机构位置m。
带传动燃油泵的
7
基本发动机框图
❖ 考虑燃油延误时的动态方程
在推导基本发动机动态方程时，假设（6）曾忽略了燃油室 内的燃烧过程的时间滞后。实际上，燃料供给和燃料吸热、 汽化、氧化、放热以及燃气温度上升到稳定值，这整个过程 是需要一定时间来完成的，通常把这段时间称为燃烧延误时 间，用т表示，т在0.05~0.2s范围内变化，其值一般由试验 测定。燃烧延误会影响发动机的动态特性，有时甚至会使发 动机控制系统的工作产生不稳定现象。因此，在对发动机的 动态特性作精确分析时应予考虑。
考虑燃烧延误和基本
8
发动机结构图
线性模型的建立
❖ 上述基本发动机动态方程的推导方法，只适用于求取以供油
量作为输入，转速作为输出的动态方程。动态方程系数TT和KT 的估算不方便。在生产和科学研究实际中，动态参数的估算，
往往不是从发动机剩余扭矩偏导数进行计算，而是根据发动机
压气机特性、涡轮特性、设计点发动机热力参数，以及发动机
5
基本发动机简图
❖ 基本假设 由于发动机内部的气动热力过程比较复杂，为了简化发动
机数学模型的推导，特作以下假设。 （1）只考虑发动机转子惯性对发动机动态特性的影响，忽略 热惯性和部件通道容积动力学的影响； （2）只研究发动机在其稳态点附近的小偏离运动，并认为动 态过程部件效率及总压损失系数保持不变； （3）涡轮导向器及尾喷口都处于临界以上状态工作； （4）飞行条件不变; （5）燃油泵不由发动机带动； （6）忽略燃烧延误及燃气与空气流量的差别。
4燃烧室与加力燃烧室
2006年4月 航空燃气涡轮发动机结构设计 6 /56
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
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
航空发动机燃烧室概述》ppt课件模板
On the evening of July 24, 2021
22/34
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3. 燃烧室部件
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On the evening of July 24, 2021
24/37
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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
ppt课件
9
燃烧室熄火特性
ppt课件
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
发动机部件-燃烧室
➢ 衡量燃烧完全程度，常用燃烧完全系数和燃烧效率 来表示：
➢ 燃烧完全系数：燃料燃烧时实际放热量和燃料完全 燃烧时的理论放热量之比；
➢ 燃烧效率：燃料燃烧时，实际用于加热的工质的热 量和燃料完全燃烧时的理论放热量之比。
燃烧室出口温度场符合要求
➢除燃烧室点火过程的 短时间以外，火焰不 得伸出火焰筒；
管燃烧室由一个管形的火焰筒及其外围单独 的外壳组成，沿发动机圆周均匀地分布，各 个单管燃烧室之间用传焰管(联焰管)联通，传 播火焰和均衡压力。
单管燃烧室 传焰管
优点：
➢试验和修正比较容易，不需要庞大的试验设 备；
➢维护、检查和更换比较方便，不需要分解整 台发动机；
➢从发动机总体结构上，与离心式压气机的配 合比较协调。
恶劣的工作条件
➢气象条件和机动飞行会造成燃烧室进口气流 不稳定，不均匀；
➢发射武器或机动飞行时操纵油门杆过猛造成 燃烧室瞬时过分富油和贫油；
➢ 加力燃烧室的振荡燃烧，使燃烧不稳定，甚 至导致燃烧室结构损坏。
燃烧完全
从经济性考虑，希望供入燃烧室的燃料能完全燃 烧，使化学能尽可能的完全释放出来，转变为热能， 并用于加热工质，提高发动机的作功能力。
➢缩短长度，不仅可以减轻燃烧室的质量，还 可以缩短压气机和涡轮的距离，减轻机匣和 转子的质量，并增加轴的刚性；
➢减少燃烧室直径，可缩小发动机径向尺寸减 少短舱的迎风面积。
排气污染少
➢在燃烧过程中，由于缺氧燃烧不完全，或局 部高温富油，以及雾化质量较差形成大的雾 滴等原因，产生一氧化碳、烟粒、氮氧化合 物和未燃碳氢等污染物。
➢燃烧室
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，以便进入涡轮和排气装置内膨胀做功。
➢ 燃烧完全系数：燃料燃烧时实际放热量和燃料完全 燃烧时的理论放热量之比；
➢ 燃烧效率：燃料燃烧时，实际用于加热的工质的热 量和燃料完全燃烧时的理论放热量之比。
燃烧室出口温度场符合要求
➢除燃烧室点火过程的 短时间以外，火焰不 得伸出火焰筒；
管燃烧室由一个管形的火焰筒及其外围单独 的外壳组成，沿发动机圆周均匀地分布，各 个单管燃烧室之间用传焰管(联焰管)联通，传 播火焰和均衡压力。
单管燃烧室 传焰管
优点：
➢试验和修正比较容易，不需要庞大的试验设 备；
➢维护、检查和更换比较方便，不需要分解整 台发动机；
➢从发动机总体结构上，与离心式压气机的配 合比较协调。
恶劣的工作条件
➢气象条件和机动飞行会造成燃烧室进口气流 不稳定，不均匀；
➢发射武器或机动飞行时操纵油门杆过猛造成 燃烧室瞬时过分富油和贫油；
➢ 加力燃烧室的振荡燃烧，使燃烧不稳定，甚 至导致燃烧室结构损坏。
燃烧完全
从经济性考虑，希望供入燃烧室的燃料能完全燃 烧，使化学能尽可能的完全释放出来，转变为热能， 并用于加热工质，提高发动机的作功能力。
➢缩短长度，不仅可以减轻燃烧室的质量，还 可以缩短压气机和涡轮的距离，减轻机匣和 转子的质量，并增加轴的刚性；
➢减少燃烧室直径，可缩小发动机径向尺寸减 少短舱的迎风面积。
排气污染少
➢在燃烧过程中，由于缺氧燃烧不完全，或局 部高温富油，以及雾化质量较差形成大的雾 滴等原因，产生一氧化碳、烟粒、氮氧化合 物和未燃碳氢等污染物。
➢燃烧室
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，以便进入涡轮和排气装置内膨胀做功。
第八章加力燃烧室原理
耗油率低第一节加力燃烧室特点及对发动机性能的影响一加力室的工作特点及对它的要求1工作特点进口总压低气流速度大进口总温高在已燃气中工作含氧量下降惰性成分增加不利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性能参数
性能参数： 加力比：
R
R R
加力耗油率比：
C
C C
加温比： * T 4 *
T
* 4
加力后推力 加力前推力
1、加力比
R
.
mg
w5 g
w5 c 2gkgkg 1RgT4*[1(P P40*)kkgg1]
R
.
mg
w5 g
w 5c 2gkg kg1RgT4 * [1(P P 4 0 * )kk gg1]
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
1、减弱原始的压力脉动 2、改善火焰稳定器的设计
单排－多排 调整堵塞比 改用抗震性能的稳定器 3、设置阻尼装置 波纹多孔防震屏
4、改善供油条件 分区供油
第八章加力燃烧室原 理.
谢谢
近似：
R
w5 w5
T4* T4**源自、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
性能参数： 加力比：
R
R R
加力耗油率比：
C
C C
加温比： * T 4 *
T
* 4
加力后推力 加力前推力
1、加力比
R
.
mg
w5 g
w5 c 2gkgkg 1RgT4*[1(P P40*)kkgg1]
R
.
mg
w5 g
w 5c 2gkg kg1RgT4 * [1(P P 4 0 * )kk gg1]
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
1、减弱原始的压力脉动 2、改善火焰稳定器的设计
单排－多排 调整堵塞比 改用抗震性能的稳定器 3、设置阻尼装置 波纹多孔防震屏
4、改善供油条件 分区供油
第八章加力燃烧室原 理.
谢谢
近似：
R
w5 w5
T4* T4**源自、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
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燃烧效率 冷态阻力系数(按最大截面)
主燃烧室
80~250 500~800
120~170 (0.2~0.3)
约40 120~200
21% 0.002~0.003
33~2.2 1000~1500 周向分布尽可能均匀分布径向分布 有特殊要求 0.95~0.99
约20
加力燃烧室
20~30 700~1000
350~450 (0.5~0.7) 120~180 250~400 14%~17% 0.002~0.07
• 8.2 加力燃烧室主要部件和工作原理
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。
WP13加力燃烧室外形
WP9加力燃烧室立体图
一、扩压器(混合器)
加力燃烧室的扩压器是由中心鼓筒和外壳构成，按面积的 扩压比一般在2左右，其目的是将高速气流减速，并使压力 有所提高，这将有利于组织燃烧和减少阻力。中心鼓筒由 若干个整流支板支承，支板有一定的偏斜度，以扭正涡轮 排气的旋转气流动(整流)，有利于使稳定器截面处的流场 均匀。 加力燃烧室扩压器一般是做成大扩张比和小扩张角，这有 利于减小压力损失，但这要受直径和长度的限制，为了减 小可能产生的气流分离，扩张角一般不宜太大，为了工艺 简单，中心鼓筒或外壳常做成直线截锥形，也有做成特型 曲面的。
复燃加力(reheating):即通过在已燃气中喷燃油， 提高排气温度来增加推力。在地面台架状态，加 力推力较最大状态推力可增加25~50%，在高速或 超音速飞行是增加更多，可达100%以上。对于涡 扇发动机加力推力增加比例更大，地面台架状态 可达70%以上，超音速时可达150%以上。
8.1 加力燃烧室特点及对发动机性能的影响
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可靠，点火范围宽广。
涡喷：Tw<750ºC；涡扇：Tw<350ºC
（三）、性能要求
➢ (1) 减小流体阻力 由于加力燃烧室流速大，且供 油、点火及稳定器部件在不开加力时不工作，是产生 无效阻力累赘，因此设法改进设计，减少阻力是加力 燃烧室改进的课题。 ➢(2)提高燃烧效率，降低发动机的单位耗油率 ➢(3)出口温度场尽可能均匀，以减少推力损失 ➢(4)防止振荡燃烧 ➢(5)点火和燃烧稳定性好
为了保持发动机的主要工作参数不变，在开动加力 时，必须同时扩大尾喷口面积，根据流量公式，可 推出加力与未加力时的面积比：
F5 T4* *
F5
T4*
加力面积比亦与加温比的平方根成正比，加力面积 比是由自动调节系统随机控制，一般尾喷口形式如 下：
典型的加力喷管设备
典型的带加力燃烧室的涡轮风扇发动机
➢(4) 加力燃烧室一般不在巡航和慢车状态下工作，仅在发 动机最大状态或额定状态下为补充推力不足时开动。
➢(5)余气系数小，含氧量小，燃烧不容易稳定，产生振荡 燃烧。
参数或性能
进口气流总压(104Pa) 进口气流总温(K) 气流速度(m/s) 扩压段进口 (速度系数) 燃烧室进口 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) 出口温度分布
二、供油装置
加力喷嘴多置于扩压段通道里，这里紊流度大，有 利于蒸发和掺混。大多数加力燃烧室用直流式喷嘴， 即在喷油环和杆上钻许多小孔(直径一般在 0.4~1.0mm范围内)，其数量可达百个，可以保证分 布较为均匀。
直射式喷嘴使用时又可分为侧喷、逆喷和顺喷以及 小角度喷射等多种方式。
三、点火及点火装置
一、加力燃烧室工作特点及对它的要求：
（一）加力燃烧室工作特点：
➢ (1) 加力燃烧室进口总压低，气流速度大，进口总温高。 -----点火和火焰稳定都相当困难，燃烧效率显著下降。
➢ (2) 二次燃烧，工质含氧量下降，惰性成分增加，燃烧效 率下降。-----对组织燃烧不利。
➢ (3) 加力燃烧室后只有可调喷口，已没有其它转动部件 (如涡轮叶片)，温度无须过多限制，可达2000K;相对富油； 不需要火焰筒。
1、加力比
R
.
mg
w6 g
w6 c 2gkgkg1RgT5*[1(P P50*)kkgg1]
R
.
m g
w6 g
w6 c 2gkgkg1RgT5*[1(P P50 *)kkgg1]
.
.
近似认为： mg mg
则：
R
w6 w6
T5* T5*
*
2、耗油率比
*
C
Ma C
3、加力时发动机尾喷口面积的变化
二、加力燃烧室工作时对发动机性能的影响
性能参数： 加力比：
R
R R
加力后推力 加力前推力
加力耗油率比：
C
C C
加温比： * T 5 *
T
* 5
大* ， 、R 相C 应也大。目前涡喷发动机 约为 * 2左右，涡 扇发动机 较 *高，可达2.5，由于涡扇发动机外涵流动的
是新鲜空气，进口温度低，可加入的燃料也较多。
33~1 达1800~2000 周向径向尽可能均匀
0.85~0.92 4~6
（二）、加力燃烧室的战术技术指标如下：
(1) 加力点火应迅速、可靠、平稳 接通加力1~2s；慢车至全加力时间≤4~5s; 加力接通可靠性：不低于105次；接通加力时不允许爆 燃。
(2) 加力推力要尽可能大 第3代：T/M=7~8；第四代：T/M=9~10
第八章 加力燃烧室原理
•8.1 加力燃烧室特点及对发动机性能的影响 •8.2 加力燃烧室主要部件和工作原理 •8.3 振荡燃烧
加力的几种方法
喷液(水、或水醇类混合液)加力：即经压气机入口处 喷高压液体，以便在压缩过程中蒸发吸热，降低气流 温度，提高压气机效率和增加质量流量，从而提高推 力，但这种方法需要增加一套供液系统，且推力增加 有限，已不再为人们所用。
(3) 加力稳定工作范围宽 涡喷：加力比1.1~1.5；涡扇：加力比1.05~1.70； 在全部工作范围内没有推力脉动或不稳定燃烧现象。
(4) 在任务剖面内开加力无使用限制 一次加力的工作时间>10min;在总寿命内，加力
时间> 10~15%。 (5) 加力耗油率要尽可能低
在低压中复燃，故热效率低，所以加力耗油率比 主燃烧室的高出一倍左右。 (6) 机匣筒体壁温要低，工作可靠性好
主燃烧室
80~250 500~800
120~170 (0.2~0.3)
约40 120~200
21% 0.002~0.003
33~2.2 1000~1500 周向分布尽可能均匀分布径向分布 有特殊要求 0.95~0.99
约20
加力燃烧室
20~30 700~1000
350~450 (0.5~0.7) 120~180 250~400 14%~17% 0.002~0.07
• 8.2 加力燃烧室主要部件和工作原理
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。
WP13加力燃烧室外形
WP9加力燃烧室立体图
一、扩压器(混合器)
加力燃烧室的扩压器是由中心鼓筒和外壳构成，按面积的 扩压比一般在2左右，其目的是将高速气流减速，并使压力 有所提高，这将有利于组织燃烧和减少阻力。中心鼓筒由 若干个整流支板支承，支板有一定的偏斜度，以扭正涡轮 排气的旋转气流动(整流)，有利于使稳定器截面处的流场 均匀。 加力燃烧室扩压器一般是做成大扩张比和小扩张角，这有 利于减小压力损失，但这要受直径和长度的限制，为了减 小可能产生的气流分离，扩张角一般不宜太大，为了工艺 简单，中心鼓筒或外壳常做成直线截锥形，也有做成特型 曲面的。
复燃加力(reheating):即通过在已燃气中喷燃油， 提高排气温度来增加推力。在地面台架状态，加 力推力较最大状态推力可增加25~50%，在高速或 超音速飞行是增加更多，可达100%以上。对于涡 扇发动机加力推力增加比例更大，地面台架状态 可达70%以上，超音速时可达150%以上。
8.1 加力燃烧室特点及对发动机性能的影响
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可靠，点火范围宽广。
涡喷：Tw<750ºC；涡扇：Tw<350ºC
（三）、性能要求
➢ (1) 减小流体阻力 由于加力燃烧室流速大，且供 油、点火及稳定器部件在不开加力时不工作，是产生 无效阻力累赘，因此设法改进设计，减少阻力是加力 燃烧室改进的课题。 ➢(2)提高燃烧效率，降低发动机的单位耗油率 ➢(3)出口温度场尽可能均匀，以减少推力损失 ➢(4)防止振荡燃烧 ➢(5)点火和燃烧稳定性好
为了保持发动机的主要工作参数不变，在开动加力 时，必须同时扩大尾喷口面积，根据流量公式，可 推出加力与未加力时的面积比：
F5 T4* *
F5
T4*
加力面积比亦与加温比的平方根成正比，加力面积 比是由自动调节系统随机控制，一般尾喷口形式如 下：
典型的加力喷管设备
典型的带加力燃烧室的涡轮风扇发动机
➢(4) 加力燃烧室一般不在巡航和慢车状态下工作，仅在发 动机最大状态或额定状态下为补充推力不足时开动。
➢(5)余气系数小，含氧量小，燃烧不容易稳定，产生振荡 燃烧。
参数或性能
进口气流总压(104Pa) 进口气流总温(K) 气流速度(m/s) 扩压段进口 (速度系数) 燃烧室进口 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) 出口温度分布
二、供油装置
加力喷嘴多置于扩压段通道里，这里紊流度大，有 利于蒸发和掺混。大多数加力燃烧室用直流式喷嘴， 即在喷油环和杆上钻许多小孔(直径一般在 0.4~1.0mm范围内)，其数量可达百个，可以保证分 布较为均匀。
直射式喷嘴使用时又可分为侧喷、逆喷和顺喷以及 小角度喷射等多种方式。
三、点火及点火装置
一、加力燃烧室工作特点及对它的要求：
（一）加力燃烧室工作特点：
➢ (1) 加力燃烧室进口总压低，气流速度大，进口总温高。 -----点火和火焰稳定都相当困难，燃烧效率显著下降。
➢ (2) 二次燃烧，工质含氧量下降，惰性成分增加，燃烧效 率下降。-----对组织燃烧不利。
➢ (3) 加力燃烧室后只有可调喷口，已没有其它转动部件 (如涡轮叶片)，温度无须过多限制，可达2000K;相对富油； 不需要火焰筒。
1、加力比
R
.
mg
w6 g
w6 c 2gkgkg1RgT5*[1(P P50*)kkgg1]
R
.
m g
w6 g
w6 c 2gkgkg1RgT5*[1(P P50 *)kkgg1]
.
.
近似认为： mg mg
则：
R
w6 w6
T5* T5*
*
2、耗油率比
*
C
Ma C
3、加力时发动机尾喷口面积的变化
二、加力燃烧室工作时对发动机性能的影响
性能参数： 加力比：
R
R R
加力后推力 加力前推力
加力耗油率比：
C
C C
加温比： * T 5 *
T
* 5
大* ， 、R 相C 应也大。目前涡喷发动机 约为 * 2左右，涡 扇发动机 较 *高，可达2.5，由于涡扇发动机外涵流动的
是新鲜空气，进口温度低，可加入的燃料也较多。
33~1 达1800~2000 周向径向尽可能均匀
0.85~0.92 4~6
（二）、加力燃烧室的战术技术指标如下：
(1) 加力点火应迅速、可靠、平稳 接通加力1~2s；慢车至全加力时间≤4~5s; 加力接通可靠性：不低于105次；接通加力时不允许爆 燃。
(2) 加力推力要尽可能大 第3代：T/M=7~8；第四代：T/M=9~10
第八章 加力燃烧室原理
•8.1 加力燃烧室特点及对发动机性能的影响 •8.2 加力燃烧室主要部件和工作原理 •8.3 振荡燃烧
加力的几种方法
喷液(水、或水醇类混合液)加力：即经压气机入口处 喷高压液体，以便在压缩过程中蒸发吸热，降低气流 温度，提高压气机效率和增加质量流量，从而提高推 力，但这种方法需要增加一套供液系统，且推力增加 有限，已不再为人们所用。
(3) 加力稳定工作范围宽 涡喷：加力比1.1~1.5；涡扇：加力比1.05~1.70； 在全部工作范围内没有推力脉动或不稳定燃烧现象。
(4) 在任务剖面内开加力无使用限制 一次加力的工作时间>10min;在总寿命内，加力
时间> 10~15%。 (5) 加力耗油率要尽可能低
在低压中复燃，故热效率低，所以加力耗油率比 主燃烧室的高出一倍左右。 (6) 机匣筒体壁温要低，工作可靠性好