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；
2—旋流器 5—一次空气射流孔
一次空气量自调特性
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。
稳定燃烧特性包线
大气中含氧气量为23.2%， 1公斤煤油完全燃烧需空气量（公斤）为
L0
=
3.413 0.232
=
14.7
过量空气系数（余气系数）α ：实际供给的
空气量与理论上完全燃烧所需空气量之比。
α = qma = 1
qmf L0 f L0
油气比 f =1/40~1/330 α=2.7~30
稳定燃烧特性包线
燃气轮机原理
第四章 燃气轮机燃烧室
4-1 燃烧室的功用、结构和工作特点
1. 燃烧室的功用
¾燃烧室是将燃料中的化学能经燃烧后释 放出热能，加热工质。
¾能量的一部分用于推动涡轮带动压气机 对进口气流进行压缩，另一部分使气流 以高速从尾喷口喷出，以气体动能形式 反作用于发动机上推动飞机前进。
1. 燃烧室的功用
稳定燃烧特性包线
燃料的成分主要为碳氢化合物 C x H y C + O2 = C O2 1千克碳完全燃烧需要8/3千克氧气
2 H 2 + O2 = 2 H 2 O 1千克氢气完全燃烧需要8千克氧气
航空煤油（C8H16）：含碳86%，含氢14%，1公斤煤油完全 燃烧需要消耗的氧气量（公斤）为
86% × 8 + 14% × 8 = 3.413 3
航空发动机的污染表现
• 由于燃烧组织的不完全，特别是富油时，排放大 量的CO直接造成对人类健康的危害；
• 局部富油时因缺氧，生成大量的炭粒子，形成可 见黑烟雾，造成污染；
• 由于燃烧时温度较高，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 害很大；
• 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。
涡喷—7发动机：
• 高度的变化：0~30km • 速度的变化：M=0~3 • 转速也在一定范围内变化。
4-2 对燃烧室的性能要求
1.点火可靠
点火可靠是燃烧室正常工作的最起码保证。
¾ 地面时：点火容易（气体压力、温度较高，进气 速度不大）
¾ 高空时：高空熄火后，点火困难（气体压力、温 度低，气流速度较高）
空气
燃烧室应采取的形状
燃烧室中空气流的组织
1.采用气流分流的办法以提高燃烧区的温度
利用火焰管这种结构，把由压气机送来的 空气分流成为两大部分。其中一部分空气 将直接进入火焰管前部的燃烧区，参与燃 料的燃烧过程，这部分空气称为“一次空气”。 所余的另一部分空气，称为“二次空气”，则 由冷却流道和混合机构逐渐流入火焰管， 以便冷却火焰管壁，或是掺冷高温燃气。
z 机组负荷增加，燃烧火焰的伸长，后排射流孔供 入的空气向火焰补充所需的氧，防止缺氧引起的 燃烧不完全和火焰过长。
2—旋流器 5—一次空气射流孔
¾试验表明，具有一次空气量自调特性的供 气方式对于扩大燃烧室负荷变化范围的效 果是明显的。
例如，对某燃烧室
采用第n种供气方式
α = 4.94 → 14.4 ηb = 95% → 70%
¾试验表明，第o种供气方式，即将一 次空气分别由旋流器和开在火焰筒前 段的几排一次空气射流孔供入燃烧 区，可以保证燃烧室具有比第n种供 气方式，即将一次空气全部通过装在 火焰管头部旋流器供入燃烧区，更为 宽广的负荷变化范围。这是由于在第 o种供气方式中，燃烧室具有“一次空 气量自调特性”。
一次空气量自调特性
点火高度是评定发动机（飞机）的性能指标 点火高度：8~9km；12~13km（采取补氧措施）
2.燃烧稳定性要好
燃烧室的稳定工作对发动机来说是至关重 要的。
燃烧稳定的两个含义：
¾在 发 动 机 工 作 过 程 中 ， 通 常 情 况 下 不 熄 火；
¾不出现对发动机具有破坏性的燃烧，通常 为振荡燃烧。
¾地面燃气轮机，用多级涡轮充分吸收能 量，然后以轴功率形式输出，带动其它 机件（如发电机）作功。
¾还有一部分能量随燃气以热能的形式排 放到大气。
燃烧室是一个能量转换器
燃料的化学能
燃
烧
涡轮
航空燃气轮机
机械功（经压气机增压空气）
热能
尾喷管 动能（产生推力）
热能随燃气排放至大气 燃烧室是动力机械的能量发源地。
解决办法：
先在火焰筒头部按接近恰当的油-空气比例（油和空气中 的氧基本上都用光）进行充分的燃烧，这时头部气流温 度接近2500K，然后用剩余的空气将高温气流掺混，把 温度降下来，以达到涡轮叶片接受的温度。
先燃烧后降温 一次空气和二次空气
④ 发动机的工况随飞机飞行状况的变化而 变化，给燃烧室带来变化宽广的工作范 围，是按某一状态设计的燃烧室，在其 它状态下工作困难。
燃烧室出口温度径向分布
叶尖部分叶片很薄，散热条件差
h
2h 3
T* 3 min
T* 3m
T* 3 max
温度系数δ m：
δ
m
=
Байду номын сангаас
T − T *
*
3 max
3m
T
* 3
−
T
* 2
δ m 通常不超过20%
由于离心力的作用，叶片及 涡轮盘榫头连接部位应力大
5.压力损失小
出于组织燃烧的需要，燃烧室采用了复杂 的结构。
阻力系数 ζ b ：燃烧室总压损失与某参考
截面(最大截面或进口截面）气流动压头 之比。
ζb=
P*2 − P*3
1 2
ρm
C
2 m
主燃烧室 ： 20~30 加力燃烧室： 3~4
6.尺寸小和重量轻
为了提高发动机的推重比和减小迎风面 积，力争在容积小的燃烧室中单位时间内 烧掉较多的燃料。
容热强度 qvp ：每立方米的燃烧容积里在 单位压力下每小时实际放出多少热量。
① 燃烧室进口气流速度很大，一般在 120~180m/s之间，相当于4倍12级台风的 速度。在如此高的气流速度下，组织燃烧 十分困难。高速气体在燃烧室内流动，还 会造成很大的总压损失。必须采取措施降 速，即使降速后的速度也还相当高，不采 取其它措施，仍不能保证火焰稳定。
② 燃烧室容积很小，但要在短时间内发出大 量的热能，要燃烧相当多的燃料，而且要 求燃烧完全。
p
P*2 = const
C2
T
* 2
=
const
C2 > C2 p 时，燃烧不稳定
相同C2 时，
α max − α min 越大越好
α min
α max
1 - 富油熄火极限 2 - 贫油熄火极限
T
* 3
受涡轮材料的限制，
α 燃烧室不容易发生富油
熄火，易贫油熄火，一
般 α max > 25 。
3.燃烧要完全
4.出口温度场符合要求
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。要求：
¾ 火焰除点火过程的短暂时间外，不得伸出燃烧 室；
¾ 沿涡轮进口环形通道的圆周方向，温度尽可能
均匀，在整个出口环腔内最高温度
T* 3 max
与平均
温度
T* 3m
之差不得超过100~120ºC；
¾ 沿叶高（径向）温度分布应符合等强度原则。
涡喷-6发动机：10个火焰筒，总容积不到 0.07m3，但每小时要烧掉2.5吨燃油。
燃烧室的发展趋势：长度缩短，体积减 小，燃料燃尽程度接近100%。
③
燃烧室出口气流温度
T
* 3
受到涡轮叶片的
热强度的限制，不能过高，否则会使叶
片失稳变形，以至熔化或断裂，造成事
故。目前一般允许在1200K，叶片采取
度 为 1800℃ 左 右 ） ， 在 空 载 工 况 下 ，α
=2.0~2.5（相当燃烧区温度为1000℃左右） 是合适的。否则，燃烧效率将严重恶化。