第十三章 航空发动机燃烧室资料讲解
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。
机械工程中航空发动机燃烧室的热流场分析
机械工程中航空发动机燃烧室的热流场分析航空发动机是现代航空运输的基础设备，其中燃烧室是发动机的核心部件。
燃烧室内的热流场分析对于发动机的性能和可靠性具有重要意义。
本文将探讨机械工程中航空发动机燃烧室的热流场分析，重点介绍燃烧室内的热流动现象、热负荷分布以及燃气温度等关键参数的计算方法。
1. 热流动现象的分析燃烧室内的热流动现象主要包括燃烧室内部的热辐射、对流和传导。
燃烧室内部的燃烧过程产生的高温气体通过排气口排出，同时燃烧室内壁面与燃气之间的热传导和对流也会导致热量的传输。
因此，对于热流场分析来说，需要考虑不同机构的热辐射应用、对流传热特性和热传导过程。
2. 热负荷分布燃烧室内的热负荷分布是热流场分析的关键参数之一。
热负荷分布决定了燃烧室内不同部位的热量转移情况，对于热流场的分析与设计具有重要影响。
在燃烧室内，燃气温度、压力、速度等因素会影响热负荷的分布，因此需要对这些因素进行综合考虑，以得到准确的热负荷分布。
3. 燃气温度分析燃气温度是机械工程中燃烧室热流场分析的另一个重要参数。
燃气温度的高低会直接影响到发动机的性能和寿命。
燃气温度的分析涉及到燃烧室内的燃烧过程、燃气的组成和燃料的燃烧效率等因素。
通过数值模拟和实验测试等方法，可以得到燃气温度分布图，并对其进行分析和评估。
4. 计算方法与实验验证对于航空发动机燃烧室的热流场分析，计算方法与实验验证是不可或缺的。
计算方法主要通过建立数学模型来模拟和计算燃烧室内的热流动现象，其中包括雷诺平均湍流模型、湍流燃烧模型等。
通过数值方法计算得到的结果可以提供参考，但是需要通过实验验证来验证其准确性和可靠性。
5. 工程应用与发展趋势热流场分析在航空发动机研发与设计中具有重要应用价值。
通过对燃烧室内热流动现象、热负荷分布和燃气温度等参数的分析，可以改善燃烧室的设计，提高发动机的效率和寿命。
未来，随着计算机技术的不断发展和数值模拟方法的改进，航空发动机燃烧室的热流场分析将更加精确和可靠。
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。
航空发动机的工作原理揭秘
航空发动机的工作原理揭秘航空发动机是现代航空技术中至关重要的一环。
它们是飞机能够在空中飞行的关键部件，通过将燃料和空气混合并点燃，产生推力，从而驱动飞机前进。
本文将深入探讨航空发动机的工作原理，揭开其神秘面纱。
1. 燃烧室与喷嘴航空发动机的核心部分是燃烧室。
在燃烧室中，燃料和空气以一定的比例混合。
然后，通过点火系统点燃混合物，产生高温高压的燃烧气体。
这些燃烧气体在燃烧室内膨胀，产生巨大的压力，推动喷嘴。
喷嘴是航空发动机中的另一个重要组成部分。
它是一个精密设计的装置，用于将高压燃烧气体转化为高速喷射的气流。
喷嘴的形状和大小对发动机的推力和效率有着重要影响。
通过控制喷嘴的形状和喷射速度，可以调整发动机的性能。
2. 涡轮与压气机航空发动机中的涡轮和压气机是实现高效能的关键组件。
涡轮由轴和叶片组成，通过高温高压的燃烧气体驱动。
涡轮的旋转带动压气机的转子旋转，将大量的空气压缩。
压气机是航空发动机中的另一个重要组件。
它由一系列的叶片组成，这些叶片通过旋转将空气压缩。
压缩后的空气被送入燃烧室，与燃料混合并点燃。
压气机的设计和性能对发动机的效率和推力有着重要影响。
3. 燃料和空气的供应航空发动机需要大量的燃料和空气来产生推力。
燃料通常是液体燃料，如喷气燃料或航空汽油。
它们被输送到燃烧室中，与空气混合并点燃。
空气的供应是航空发动机工作的另一个关键因素。
通常，航空发动机会通过进气道从飞机外部吸入空气。
进气道的设计和位置对发动机的性能有重要影响。
一些高性能的发动机还可以通过压缩机将空气压缩，提高发动机的效率。
4. 温度和压力的控制航空发动机的工作过程中，温度和压力的控制至关重要。
高温高压的燃烧气体会对发动机的材料和结构造成巨大的压力和热负荷。
因此，发动机需要采取一系列的措施来控制温度和压力。
一种常见的控制方法是使用冷却系统。
冷却系统通过将冷却剂（如空气或燃料）引入发动机的关键部位，降低温度并保护发动机的结构。
此外，发动机还可以通过调整喷嘴的形状和喷射速度来控制温度和压力。
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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
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。
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
航空发动机燃烧室机匣的组成及选材分析
航空发动机燃烧室机匣的组成及选材分析3.1航空发动机的基本组成发动机是飞机的“心脏”，是推动飞机和整个航空工业蓬勃发展的源动力，20世纪下半叶世界航空动力呈加速发展态势，21世纪航空动力面临新的机遇，它将以更快的速度向前发展，并促使飞机和航空工业出现新的飞跃。
一般而言发动机由点火装置、燃烧室、装药和喷管四部分组成。
3.1.1点火装置发动机点火装置工作的基本要求是: 能保证主装药准确、可靠地点燃、点火延迟时间要短。
它的基本失效模式有发火失效和对发动机点火失效两种。
以往的型号研制经验表明，一般情况下，众多的结构可靠性评估续计变量中，以在规定时间内达到的点火压强为最佳统计变量。
3.1.2燃烧室燃烧室是燃料与空气混合并进行燃烧的地方，燃烧室工作的好坏直接影响发动机的性能，并关系到发动机的安全可靠性。
3.1.3装药一般选取受内压时的壳体应力为统计变量。
发动机药柱分为自由装填式和壳体粘接式两类。
对于自由装填式药柱，强度是足够的，通常不需要进行结构完整性分析。
对于壳体粘接式药柱，特别是内孔形状复杂的药柱，通常存在较严重的药柱强度问题，因为药柱从制造到使用的过程中，其内部会产生各种机械应力。
药柱失效的基本故障或基本机理，决定最终结果造成气体生成速率过低或过高。
在化学和结构两方面的损坏都表现为造成过高的壳体内压。
经验及分析表明，当壳体粘接式药柱受热载荷和工作压强载荷时，工作内压是应研究的主要载荷，以延伸率作为药柱结构可靠性评估的统计变量较为合理；而受加速度载荷和自重载荷时。
以强度作为药柱结构可靠性评估的统计变量较为合理。
上述观点已为多年来发动机的研制实践所证实。
3.1.4喷管航空发动机离心喷嘴主要有喷嘴壳体、旋流器、旋流室和喷口组成。
根据其自身工作条件及环境影响，其材料主要选用马氏体钢材2Cr13、3Cr13和4Cr13三种类型。
一般离心喷嘴有四种类型：单路、双路单室单喷口、双路双室单喷口及双路双室双喷口，分别具有不同的结构设计、性能和用途。
发动机部件-燃烧室
➢ 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。
航空发动机燃烧室的热弹性分析
航空发动机燃烧室的热弹性分析一、引言航空发动机是现代飞行器得以顺利运行的核心组件之一，其发动机燃烧室是发动机的重要组成部分。
燃烧室的结构设计和性能影响着整个发动机的效率和安全性。
在燃烧室的工作过程中，燃烧室内部会产生巨大的热量和压力，从而对其材料性能和结构稳定性造成不可忽视的影响。
本文将围绕航空发动机燃烧室的热弹性分析展开探讨。
二、燃烧室的结构与工作原理航空发动机燃烧室是一个复杂的结构，其制造必须考虑到材料的耐高温性能、高温氧化、抗腐蚀和抗疲劳性能等多个因素。
燃烧室的结构通常包括外围结构、燃烧室壁和燃烧室前缘等部分。
燃烧室内的燃料和空气经过混合和点火后，形成高温、高压的火焰在燃烧室内燃烧，产生大量的热能和压力，热气体被喷出并进入涡轮机，驱动涡轮机产生动力，推动飞机飞行。
三、燃烧室的热弹性分析1.热弹性概念热弹性是指在发动机运行过程中，由于高温和热负荷作用下，燃烧室壁和零部件所发生的形变和应变。
热弹性分析是在考虑高温和热负荷作用下的燃烧室变形及零部件变形的情况下，对燃烧室的材料性能和结构稳定性进行分析。
2.热应力分析热应力是指由于燃烧室内部的高温和热负荷的作用下，燃烧室内壁所受到的内部应力。
当燃烧室的温度和热负荷增加时，其内壁的热膨胀率也随之增大，这会对内部壁面产生拉伸应力。
因此，高温环境下燃烧室的材料强度和刚度分析对于保持燃烧室的稳定性和提高其寿命具有重要意义。
3.热疲劳分析热疲劳是指由于温度变化和热负荷的交替作用下，材料内部所发生的变形和极限荷载下的断裂。
燃烧室内部材料的高温、高压、高速度等多重因素综合作用，会导致其内部材料极受到热疲劳的作用，从而降低燃烧室的寿命。
4.热扰动分析热扰动是指由于燃烧过程中的火焰、燃烧产物和高温气流等的作用下，对燃烧室内部的流场产生的扰动。
热扰动会对燃烧室的燃烧效率和稳定性产生影响。
燃烧室的内部结构必须具备压强变化的承受能力，从而保持其结构的稳定性。
四、燃烧室的热弹性分析方法1.数值仿真法数值仿真法是利用计算机技术对燃烧室的热弹性进行模拟与计算。
航空航天航空发动机的燃烧过程分析
航空航天航空发动机的燃烧过程分析航空航天发动机是现代航空航天领域中必不可少的关键设备，而发动机燃烧过程的分析对其性能的提升和安全性的保障起着重要作用。
本文将对航空航天发动机的燃烧过程进行分析，从燃料供给到燃烧效果评估，探讨其在航空航天领域中的重要性及影响因素。
一、燃料供给系统燃料供给系统是航空航天发动机的重要组成部分，它直接影响到发动机燃烧过程的稳定性和效率。
燃料供给系统主要由燃油泵、喷油嘴、燃油过滤器等部件组成。
燃油泵负责将燃料从油箱中压送至喷油嘴，而喷油嘴则将燃料均匀地喷入燃烧室中。
燃油过滤器的作用在于过滤燃料中的杂质，以防止对发动机产生不良影响。
二、燃烧室结构燃烧室结构对燃烧过程的质量和效率具有重要影响。
燃烧室通常由燃烧室壁和燃烧室头部组成。
燃烧室壁的作用是防止燃烧产生的高温气体对外界环境产生损害，同时也起到冷却燃烧室的作用。
燃烧室头部则负责将燃料与氧化剂混合，并提供适当的燃烧条件，使燃烧过程能够顺利进行。
三、燃烧过程与性能分析燃烧过程是航空航天发动机工作过程中的核心环节，其质量和效率直接影响到发动机的性能。
燃烧过程主要包括燃料与氧化剂的混合、燃烧和燃烧产物排放等阶段。
首先，燃料与氧化剂的混合是燃烧过程的关键步骤。
燃料和氧化剂需要在燃烧室中充分混合，以实现完全燃烧。
混合过程的效果直接影响到燃烧效率和能量转化率。
其次，燃烧阶段是燃烧过程的核心。
在燃烧室中，燃料与氧化剂的混合物在火花引燃或者高温条件下被点燃，产生高温高压气体，推动涡轮旋转并输出功率。
燃烧过程的稳定性和速率对发动机的工作效果和寿命有着重要影响。
最后，燃烧产物排放对环境和人体健康造成的影响也不可忽视。
航空航天发动机燃烧过程中会产生大量的废气和排放物，如二氧化碳、氮氧化物等。
减少燃烧产物排放对节能环保具有重要意义。
四、发动机燃烧过程的优化与挑战发动机燃烧过程的优化旨在提高燃烧效率、减少能量损失和排放物产生。
在航空航天领域中，燃烧过程的优化对提升航空器性能、减少燃料消耗具有重要意义。
第十三章航空发动机燃烧室课件
燃烧室在运行过程中会受到各种应力的作用，因此要求材料具有足够 的强度和韧性，能够承受这些应力的作用。
经济性
在满足性能要求的前提下，应尽量选择价格低廉、易于加工和维修的 材料，以降低成本。
燃烧室制造工艺简介
铸造工艺
铸造工艺是制造燃烧室常 用的工艺方法之一，通过 铸造可以获得形状复杂的 燃烧室部件。
决定燃料的雾化、混合和分布。
燃烧室形状
影响火焰传播速度和燃烧效率。
进气口设计
冷却系统
影响进入燃烧室的空气流量和 流速。
确保燃烧室在高温下正常工作。
燃烧室设计的流程和方法
概念设计
提出多种方案，进 行初步筛选。
优化设计
运用仿真技术对设 计进行优化。
需求分析
明确设计目标，收 集相关数据。
详细设计
对选定方案进行详 细的结构设计。
精密铸造技术可以提高铸造质量，减 少加工余量，提高燃烧室部件的制造 效率。
激光熔覆技术
激光熔覆技术是一种表面强化技术， 可以用于提高燃烧室部件的耐高温性 能和抗腐蚀性能。
04 燃烧室性能与试验
燃烧室性能的评价指标
燃烧效率
衡量燃烧室将燃料转化为有效 功的能力，通常以百分比表示。
燃油消耗率
表示单位时间内完成单位功所 需的燃油量，是评价发动机经 济性能的重要指标。
02 燃烧室设计
燃烧室设计的原则和要求
高效性
燃烧室应能充分、快速 地燃烧燃料，以提供发
动机所需的动力。
稳定性
燃烧过程应稳定，避免 火焰熄灭或产生爆燃。
轻量化
耐久性
为了提高发动机性能， 燃烧室应尽量轻量化。
燃烧室应能承受长时间 的高温、高压工作条件。
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。
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。
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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。
常用总压恢复系数来衡量压力损失。
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，一台罗罗公司的 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。
故在主燃烧室----旋流器，加力燃烧室----V形槽
燃烧室出口温度分布的衡量指标： 1）燃烧室出口温度分布系数OTDF
2)燃烧室出口径向温度分布系数RTDF
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T4max与平均温度T4 之差不得超过100-120℃.
加力燃烧室作用：
经涡轮膨胀后燃烧室燃烧所剩余的氧气再不吃喷油燃烧，提高气流温 度，增加作功能力，使喷气发动机增加推力，加力燃烧室一般仅在需 要时开动，工作时间较短。
燃烧室和加力燃烧室的功用：
把燃油的化学能释放出来转变为热能。是气体的总焓增大，以便提高 燃气再涡轮和尾喷管中膨胀做功的能力。（燃油释放能量做功）
பைடு நூலகம்
对于v=150m/s，以及有代表性的T3、T4、p数值的情况来说，⊿P基约 为进口压力的25%，这太大了。
靠增加一进口扩压器可使燃烧区的流速下降到一个数值，此时⊿P基是 可容许的。例如，若流速下降到原来的1/5，则基本压力损失将下降到 原来的1/25，即大约是进口压力的1%，这是可以接受的。
即使增加了扩压器，对于稳定燃烧来说，燃烧区的流速还是太高，他 比大多数燃油的基本火焰速度高出不止一倍。于是在喷油嘴后增加一 折流挡板，以便提供回流和一个使火焰“驻定”的低流速回流区。为 了防止火焰吹熄并使低压条件下容易在点火，这是特别需要的。
4. 燃烧室工作时，特别是加力燃烧室在不稳定工作时产生低频高分贝的 强噪声污染。
要求符合污染标准
8. 寿命长
燃烧室内火焰温度很高，火焰筒壁面经常受着高温燃气的侵蚀。由 于气流和火焰的紊流脉动，使火焰筒承受着交变的高温燃气引起的热 应力。火焰筒经常产生裂纹、烧蚀、掉块、变形等故障。现代航空燃 气涡轮发动机的燃烧室内，火焰筒都是用高性能的耐热钢板制成的。 为防止过热、烧蚀和延长寿命，火焰筒壁面都采用了有效的冷却措施 ，以保证在较长的寿命期内安全可靠的工作。
常用容热强度这个参数来衡量燃烧室容积的利用程度。
一般，主燃室的
7. 排气污染少（起因，组成，如何减少或消除）
航空发动机的污染表现在
1. 由于燃烧组织的不完善，特别是在富油时，排放大量的CO直接造成 对人类健康的危害。
2. 局部富油时因缺氧，形成大量的微细碳粒，形成可见黑烟雾，造成污 染。
3. 由于燃烧时温度高，特别是在地面起飞状态时，容易形成NOX类物质 ，对人类及其他生物危害也很大。
第十三章航空发 动机中的燃烧
13.1航空发动机燃烧室概述
一、燃烧室的功用
P3=7-32atm T3=500-750K c3=120-180m/s
P4略有下降 T4=1150-1850K c4=160-200m/s
主燃烧室的作用
把压气机增压后的空气，经过喷油燃烧释放热量，提高温度，然后流 向涡轮膨胀作功。（主燃烧室烧完总进气量的大约1/3---1/4）
这些要求之间往往出现矛盾，例如火焰筒稳定性与气流压力损失之 间的矛盾，容热强度与寿命之间的矛盾。因此根据飞机的不同用途， 要这种考虑。
军机一般400-1000h，民机6000-8000h。
四、燃气涡轮发动机燃烧室的基本设计点
首先考虑一种最简单可行的燃烧室。燃油喷入平行壁的导管中央。 燃烧在空气流中发生，空气流的速度等于压气机出口的气流速度，约 为150-200m/s，这种方式的主要缺点是在这样高的速度下燃油燃烧时 发生很大的基本压力损失（热阻损失）。每当向流动的气体加热时发 生的这种损失由下式给出：