燃烧室思考和练习题 答案2

燃烧室及污染排放思考和练习题
（1）航空燃气轮机燃烧室的功用是什么？
答：燃烧室的功用是把燃料中的化学能经过燃烧释放出来，转变为热能，直接加到发动机的空气当中，使其作功能力提高。

（加工压缩后的高压气流进入燃烧室，在燃烧室中进行充分有效地燃烧，燃烧后的高温高压燃气驱动涡轮提供压缩系统所需要的功，除此之外，剩余的高温高压燃气一部分通过喷管排出，产生推进力，推动飞行器前进，另一部分通过动力涡轮，做机械传动，带动螺旋桨或风扇，产生推力和升力。

）
（2）航空燃气轮机燃烧室采取何种技术措施来满足发动机对燃烧室的性能要求？
答：1.扩压降速：燃烧室进口气流马赫数在0.2到0.35之间，如果采用一定措施保证火焰稳定，在如今加温比2左右的情况下，加热损失将高达3-12%，从循环来看，大大降低了作功能力，所以需要降低燃烧区速度，可大幅度降低加热损失。

加热
损失：
*2*
**
2
dP kMa dT P T
=-
2.燃油雾化（压力，空气，甩油盘，蒸发管）
3.低速区或回流区稳定火焰（旋流器）
4.空气分股：流速考虑，设置背风挡板，使高速气流绕流，从而保证火焰稳定；
可燃性考虑，航空燃油的化学恰当油气比为0.0676，而燃烧室中设计油气比范围为0.015-0.033，转换为当量比为0.22-0.49.分股空气一部分进入燃烧区，一部分进入掺混降温区
（3）为什么早期的燃烧室体积和长度都比现在燃烧室大？p224
答：早期的燃烧室容热强度(单位工作压力、单位燃烧室容积下，每小时燃烧的燃油所放出的热量)小，所以体积和长度大。

（燃烧室长度 Lc：所有的燃烧室都必须足够长到能容纳一个低速火焰稳定区和一个高速混合区，以降低出口温度分布。

燃烧室长度与火焰头部的比例 (Lc/Hd) 随着燃烧室技术的发展不断降低。

）
答：①早期的燃烧室在起飞状态，压气机燃烧室进口空气压力低，温度低，在同样的参考速度下，燃烧室的参考截面大。

②早期的燃烧室喷嘴多为离心喷嘴与一个涡流器的组合方式，混合差，燃烧强度低。

③低压低温导致反应速率较低。

（4）燃烧室火焰筒内为什么要分区？以燃烧室油气比0.03来说明。

答：分为主燃区，中间区，掺混区
①航空煤油按照C12H24来计算，其化学恰当油气比为0.068，若燃烧室油气比为0.03，
则当量比为0.44，远小于化学恰当当量比，也低于贫油可燃边界，出于可燃性考虑，将空气分股，一部分进入主燃区，另一部分进入掺混区降温，以满足涡轮的工作温度要求。

②从发动机产生的推力传递情况来看，气流从压气机进入燃烧室燃烧膨胀以后，会在机
匣上作用有较大的向前的推力，采取分区措施之后，燃烧区的温度远超过现在使用的金属材料的温度。

因此采取一个薄壁结构火焰筒可以将受热和受力分开，并且在火焰筒上开各种孔，特别是冷却孔，防止燃烧室烧坏。

（5）请叙述燃烧室的正常工作过程，点火起动过程和熄火过程。

答：正常工作过程：气流流动过程的组织-燃料浓度场的组织-燃烧区中可燃混合物的形成、着火与燃烧-混合区中二次掺冷空气与高温燃气掺混过程组织-火焰管壁冷却过程
点火启动过程：燃烧室在地面状态情况下，由起动机带动发动机至一定的转速，燃烧室喷油，采用点火装置点火，在一定时间内使燃烧室所有的燃油喷嘴喷出的油雾都能着火
熄火过程：
答：燃烧室正常工作过程中，空气从扩压器减速扩压后通过火焰筒上各种装置进入火焰筒内，燃油经过喷嘴雾化后喷入燃烧室，在主燃区中形成的回流区内稳定燃烧，经掺混区掺混后进入涡轮。

点火启动过程：由启动装置将发动机带到一定转速，就有空气进入燃烧室，然后点火装置点火，形成火舌或者电火花，此时供给燃油，火舌或者电火花就会将混气点燃，形成一个小火核，这个核心形成火焰传播，点燃了整个燃烧室。

熄火过程：减少燃烧室的供油量，火焰慢慢变小，直至不能燃烧，则发生熄火。

（6）燃烧室的主要结构部分包括什么，各有什么作用？
答：扩压器，降低压气机出口气流速度，恢复动压头，利于燃烧室组织燃烧
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；
同时，机匣与火焰筒一起，构成环腔二股空气流动 喷嘴：用于燃油雾化和空间分布
旋流器：使气流旋转，产生中心回流区，强化稳定火焰燃烧过程
帽罩：是空气按照环腔、头部所需量分股，流动不发生分离，减小流动损失
火焰筒：燃烧室承温部件，火焰筒上开有各种孔，实现气流分量，在其间油气两相流稳
定高效燃烧，并在下流与冷气掺混，满足出口温度需要，同时壁面采用有效地冷却保护措施，防止烧坏。

（7）在某一个燃烧室出口测量的CO 浓度为200ppm ，未燃碳氢的浓度为50ppm ，这两个
浓度值是在压力1.0325×105Pa ，温度288K 条件下测得的，燃烧室油气比0.025，煤油的热值是43500kJ/kg ，请问，该燃烧室的燃烧效率是多少？
44
11000CO CO CH CH C EI Hu EI Hu Hu
η+=-
99.51%
（8）为什么要规定燃烧室的出口温度品质？出口温度分布系数和平均径向温度分布系
数的定义是什么，典型的数值范围，对涡轮的影响如何？ 答：燃烧室出口温度分布关系到涡轮的工作环境；
出口温度分布系数：指燃烧室出口温度最大值超出平均值的量与燃烧室温升之比
4max 443ave
ave ave
T T OTDF T T -=
-，0.25-0.35，越低越好
平均径向温度分布系数：燃烧室出口径向温度分布沿周向平均后与出口燃气平均温度之
差，再与进出口燃气平均温度之差之比4443r ave
ave ave
T T RTDF T T -=-，不超过0.15
RTDF 影响涡轮寿命。

（9）某燃烧室进、出口平均温度分别为800K 、1650K ，实测出口温度分布数据如下表习
1，请分析出口温度分布的品质。

设计的出口温度分布曲线参考下表习2。

表习 1
（10）为什么要规定发动机燃烧室的慢车贫油熄火边界？（p223）
答：慢车状态是发动机的最小稳定工作状态。

在发动机降工况时，需要减油门（燃烧室减油），而转子由于惯性，减速较慢，空气流量也降低的较慢，这样就出现了燃烧室贫油工作状态。

图8-4-4中虚线是燃烧室中油气比的变化过程，油气比不能低到进入图中的阴影区（贫油熄火边界），如果此燃烧室稳定性不好，油气比落在了阴影区，就出现了熄火，即所谓的空中熄火，属于重大事故。

军用航空涡轮发动机，f小于等于0.005，民用航空燃气涡轮发动机f小于等于0.007。

（12）如表8－3所示，是一个额定推力50kN，总增压比为30的发动机在ICAO CAEP
规定的各个运行模式下的NOx 排放指数。

P250
各运行模式下的NOx 排放物指数和燃油流量
答：()()()(/)/ / Emission g kN EI g kg fuel Engine SFC kg fuel hrkN T in mode hr =⨯⨯
/44.8496/LTO Dp Foo Emission g KN ==∑=
CAEP4的标准为：/37.572 1.60.208775.137/LTO Dp Foo Foo g KN π==+-= 故满足要求
（14）气膜冷却的优点和缺点？P307
答：优点：可以在高压力和高温热应力下工作几千消失，而且冷却缝槽开可以减轻重量，
并使火焰筒的机械强度得到加强；缺点：壁温不均匀，在冷却气膜出口位置温度最低，在接近下一道气膜出口时温度最高。

所以从本质上是对冷却气体的浪费
（16）加力燃烧室的作用是什么？与主燃烧室相比，工作条件有何差异？
答：加力燃烧室能使发动机在短时间内加大推力，增加飞行的机动性，使发动机取得高度速度优势，扩大飞行包线以及超声速飞行和其他作战需求，在短时间内得到最大推力以满足起飞、爬高、加速、追击等工作要求。

异同分析：
对于小涵道比军用涡扇发动机，通常的设计中，经过复燃加力后的燃气都要经过喷嘴排出，因此，首先是外涵通道与核心机通道气流混合，这个过程是主燃烧室所没有的。

扩压降速时，扩压器设计基本相同。

（1.5分）
其它的设计特点是相同的，但是具体的技术措施不一样。

燃油雾化，主燃烧室通常采用空气雾化喷嘴，离心喷嘴或蒸发管喷嘴（答出一种即可），家里燃烧室通常采用直射式喷嘴。

（1.5分）
低速区和回流区稳定火焰：主燃烧室通常采用旋流器形成的回流区稳定火焰，而加力燃
烧室通常采用钝体（或答v 型槽，沙丘均可）形成回流去稳定火焰。

（1.5）
空气分股：在主燃烧室中，由于燃烧的当量比低于煤油的化学恰当比，采用空气封股措施形成主燃区和掺混区，并形成火焰桶壁面冷却，以达到高效、稳定，高耐久性及符合涡轮要求的出口温度分布，而家里燃烧室中，为了追求最大的加力比，燃烧的当量比是接近煤油化学恰当比，主要的空气是用于参加燃烧，但是为保证加力燃烧室工作可靠性，少部分气流用于隔热屏的冷却。

（17）涡喷发动机和涡扇发动机加力燃烧室有何区别（原理，结构）？涡扇发动机加力燃烧室有哪几种组织燃烧方式？
答：区别：原理上涡轮喷气发动机加力燃烧是在燃烧过的高温气流中组织燃烧，而涡轮风扇发动机加力燃烧是在外涵新鲜空气和流过涡轮的已燃气的混合气（也有分开的）中组织燃烧；
二者的主要区别是燃烧组织方式不同，结构上主要是进气部分不同，前者采用的是单流路的扩压器，后者采用的是双流路的混合扩压器。

涡扇发动机加力燃烧室组织燃烧的方式有：预燃室点火，热射流点火，催化点火， （18）加力比的定义是什么？加力比主要取决于什么？提高加力比受到哪些因素制约？ 答：加力比是指主机状态相同（涡轮前温度相同）时，开加力后的发动机推力ab F 与不开加力时的推力F 之比，记为ab
F F
ϕ=
； 加力比主要取决于加温比，正比于加温比的平方根；
加力比与燃烧前马赫数有密切关系，对于加力比很大的涡扇加力，应选用较低的流动Ma ，否则即使喷油燃烧加热，推力也未必会增加或者增加甚微；
加力比还与飞行马赫数直接相关，当Ma 增加时，加力比迅速增加，尤其是超音速飞行时。

（19）常用加力燃烧室有哪些点火方案？
答：预燃室点火、热射流点火、催化点火和高能喷嘴直接点火。

（20）加力室V 形稳定器火焰稳定机理是什么？与主燃烧室旋流稳定火焰有何异同？ 答：P300
（22）了解沙丘驻涡火焰稳定器的稳焰机理和优点。

答：稳焰机理：①从丘顶向两侧成点源发散，引起了横卧于地平面上的旋流效应；②整个沙丘成涡管弯曲，中间粗两头逐渐变细，两个月牙之间存在两个转涙点，形成牛角状的拱桥效应；③沙丘外形遵循能量耗散最小的自然规律
优点：新月形沙丘具有顽强的抗干扰性能，和同样阻塞比的V 形稳定期相比，阻力下降75-80%，贫油稳定性得到大幅度扩展，点火性能也得到了改善。

可点燃风速比V 形槽高出40%左右，而且燃烧效率也得到提高，在低温低压下仍能保持其原有的性能。

（23）燃气轮机燃烧室燃烧的排放物有哪些？ICAO 规定的污染物有哪些？危害？P309 答：2CO 、2H O 、CO 、UHC 、冒烟、x NO ；
ICAO 中规定的污染物有CO 、UHC 、冒烟、x NO ，其中衡量的关键指标是x NO ；
CO 能使人缺氧。

（24）与常规燃烧室相比，低污染燃烧室为什么能作到低污染？
答：（随着汽轮机功率的变化，CO 和UHC 具有相似的变化趋势，而x NO 和冒烟的变化
趋势相似，但与前两者相反）对常规燃烧室来讲，只能采取折中的办法，即不论燃气轮机的工作状态如何，控制燃气轮机主燃区的温度在1700-1900K 内，4种污染物的生成量会保持在一个较低的水平。

因此，低污染燃烧的关键就是通过燃烧室结构的改进和供油供气方式的更改，将主燃区的温度控制在1700-1900K 的窗口内，以降低污染物排放量
（27）航空燃气轮机主燃烧室中的主要雾化方式有哪些？其基本原理是什么？p234 答：离心喷嘴：借助燃油的压力使燃油雾化，燃油切向运动，受离心力，形成空心油膜，在表面力和气动力作用下失稳形成油雾
空气雾化喷嘴：靠喷嘴的空气速度剪切油膜p244
甩油盘喷嘴：燃油通过空心的中心轴，靠离心力从甩油盘上打的孔甩出
蒸发管喷嘴：燃油从喷嘴喷出，部分喷射到蒸发管的高温壁面，另一部分与进入蒸
发管的高温气流混合后随空气流动
（28）为什么离心喷嘴中间会存在一个空心涡？这对计算一定离心喷嘴压力降条件下的
喷嘴流量有什么影响？p238
答：空心涡：①随着半径减小，速度增加，离心力增加，将旋流器中的燃料甩向外壁，
形成空心涡；②随着速度增加，导致静压下降，燃油沸腾温度下降，中心燃油容易蒸发，形成空心涡
由于产生了空心涡，会使离心喷嘴的流量系数小于1，使得实际通过的流量小于理论流量。

（29）空气雾化喷嘴雾化颗粒度的主要影响因素有哪些？
一是燃油物性，如表面张力和粘性系数。

二是燃油的工况，如燃油流量和压力。

表面张力和粘性系数越大，雾化越差，SMD越大。

在同样的压力降下，流量越大，SMD 增加。

（30）突扩扩压器的结构和性能有什么特点？
答：环形突扩扩压器结构简单，气动效率高，能够承受进口流动畸变及对加工误差不敏感。

由前置扩压器和突扩区域组成。

（31）旋流器的主要种类有哪些？旋转射流产生回流区的机理是什么？主要类型的旋流器旋流数推导p254。

答：轴向叶片式旋流器，径向叶片式旋流器。

产生回流区机理：由
2
dp w
dr r
ρ
=可得，气体微团的离心力靠沿着径向的压力梯度来
平衡，只要有速度，必定存在外径压强大，内径压强小，当两者压力差达到一定程度时，中心压力接近真空，从而导致下游气流（压力接近环境压力）逆流运动填补真空，从而产生回流区。

（32）现代燃烧室的典型设计点油气比条件下，为什么要采用主燃孔射流？为什么要采用掺混孔射流？为什么会有流量系数p263，流量系数的主要影响因素p264？答：主燃孔射流：联合构成并缩短回流区，强化燃烧过程
掺混孔射流：调整径向温度分布，减少热点。

流量系数：因为通过射流孔的流量不仅与射流孔的几何及压力降有关，还与其形状，上游环腔的尺寸及上游流动有关，因此流量是按照有效面积来计算的，有效面积=射流
孔的几何开孔面积X 流量系数，根据孔的流量系数就可以按照燃烧性能的要求精确地分配火焰筒内的各部分的流量。

影响：几何结构参数（孔的几何结构和环腔高度）、压力参数ant gs ant ans
P P K P P -=
-（压力
降除以动压头）
（33）火焰筒的流量分配根据什么来分配的？p286 答：对于空气雾化喷嘴
主燃区空气流量分配：雾化空气量根据慢车工况的熄火特性要求和设计工况雾化颗粒度气液比要求来确定；头部冷却空气量根据头部冷却结构设计；主燃区壁面冷却气流根据主燃区避免冷却要求设计；主燃孔射流流量最后根据主燃区油气比选择为恰当比、富油、还是贫油来确定。

冷却气流量分配：冷却性能及选择的冷却结构
掺混空气量分配：出口温度分分布和掺混效果 （34）燃烧室的流量分配依据P286
答：燃烧室的参数，特别是与燃烧室设计密切相关的设计点总油气比是航空燃气涡轮发动机的总体性能要求所决定的。

在燃烧室中，必须根据上述参数、燃烧的基本理论和燃烧室的性能要求来分配燃烧室中的流量。

分配燃烧室空气流量时，主要的考虑因素是：高效稳定的燃烧，适当的冷却保护火焰筒壁，以及适当的掺混气流调整出口温度场。

（34）不同当量比的主燃区燃烧性能有何特点？书上P287表格 A 、富油主燃区
（35）NOx 的生成机理及影响因素是什么？在航空燃气轮机燃烧室中，什么状态下NOx
的排放高？为什么？
答：热机理型NOx ：在高温时占主导地位 影响因素：
①主燃区温度↑，NOx ↑ ②进口温度↑，NOx ↑ ③P ↑，NOx ↑
④当量比↑，NOx↑
⑤雾化质量↑，NOx↓
⑥停留时间↑，NOx↑
（36）航空燃气轮机燃烧室低污染排放的温度区间在什么范围，为什么这个区间能够实现低污染排放？
1700-1900K
（37）为什么小涵道比涡扇发动机加力燃烧室需要软点火？
答：①涡轮发动机加力点火时，涡轮通常处于临界状态，故点火对涡轮及其前面的零件没有影响，所以加力点火无所谓强弱与软硬。

②而涡扇发动机则存在外涵通道（非临界），当加力接通、切断或者改变加力比的时候，所产生的压力脉动就会通过外涵道逆流传到风扇，从而影响到压气机的性能，甚至可能引起失速喘振。

所以在设计涡扇发动机加力燃烧室时，要求在很小的点火油气比下点燃加力燃烧室，从而不产生过大的压力突升。

然后缓慢增加加力比，直至所需要的加力状态，即软点火。