第十三章 航空发动机燃烧室

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
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：
3.
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。 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。
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）
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.
2.
火焰除点火过程的短暂时间外，不得伸出燃烧室；
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℃. 沿叶高温度分布应符合中间高两端低的要求-等强度原则。
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）
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3.
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。 常用容热强度这个参数来衡量燃烧室容积的利用程度。
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。
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。
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）
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。 故在主燃烧室----旋流器，加力燃烧室----V形槽
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。
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。