第7讲 燃烧室和喷管

4.2 主燃烧室（Burner）
五、主燃烧室基本性能要求
5、尺寸小，发热量大：缩短燃烧室长度不仅可以减轻燃 烧室的重量，而且还可以缩短压气机和涡轮之间的距离， 从而减轻机匣和转子的重量。 燃烧室尺寸的大小，是用燃烧室容热强度衡量，容热 强度的定义是每立方米的燃烧室容积里在单位压力下每小 时实际放出多少热量。
五、主燃烧室基本性能要求 3、压力损失小：燃烧室中气体的流动阻力和燃气加热时 的热阻使气体流经燃烧室时压力稍有下降。气体的总压损 失会导致航空燃气轮机单位推力(或单位输出功率)减小， 耗油率上升，因此应当尽可能地减小总压损失。 常用总压恢复系数来表示主燃烧室的总压损失。主燃 烧室的总压恢复系数在0.92～0.96范围内。
1、在燃烧室内设置火焰筒
设置火焰筒，使空气从火焰筒壁上的圆孔或气膜缝隙 进入火焰筒内，在喷入燃油的火焰筒头部，根据需要设计 一定数量的圆孔和缝隙，以保证火焰筒头部的燃料系数达 到 β=1左右。 喷入燃烧室的燃油在火焰筒头部进行燃烧后温度可达 到2000K以上，燃烧后的高温燃气在火焰筒后部与进入的 二股冷却空气相渗混，使燃气温度达到所需要的数值。
原因：加力燃烧室筒体内是高速流动的燃气柱， 有其一定的共呜频率。激振的能源就是加力燃油和加 力燃烧火焰。振源可以来自多方面，如旋转涡轮排出 气体是不均匀的脉动流场、加力燃烧室火焰稳定器后 面回流区的尾涡不规则的脱落，和加力燃烧火焰本身 不稳定地脉动等。 危害：若振荡频率为数百赫以下的中频或低频振 荡时，其压力脉动幅度一般较大，不仅造成强烈的轰 鸣声，而且会造成发动机零件损坏，甚至造成加力燃 烧室熄火和发动机停车。
4.2 主燃烧室（Burner）
五、主燃烧室基本性能要求
2、燃烧效率高 燃烧效率：燃油实际用于加热工质的热量与燃油完全 燃烧时的放热量之比，亦称焓增燃烧效率。
有的文献常用温升燃烧效率来反映燃烧完全程度。 温升燃烧效率是燃烧室中由燃料燃烧引起的实际温升与 理论计算的理论温升之比。
4.2 主燃烧室（Burner）
4.2 主燃烧室（Burner）
四、主燃烧室的结构形式
主燃烧室有三种基本结构形式：单管燃烧室、联管燃烧室和环 形燃烧室。
4.2 主燃烧室（Burner）
四、主燃烧室的结构形式
1、单管燃烧室：单管燃烧室由多个(一般是8～16个)单个燃烧室 组成。它们之间有联焰管相联，起传播火焰和均压的作用。每个单 管燃烧室各有自己单独的火焰筒和外套。 优点: 实验调试用气少 便于拆换 缺点: 迎风面大 出口温度场不均匀 重量大
喷管流动损失的计算
气体的流动损失可以用速度系数φe、总压恢复系 数σe或喷管效率ηe来衡量。 喷管速度系数φe：在喷管可用膨胀比相同的条件 下，实际流动速度ce与理想流动速度ce,i之比
喷管效率：在喷管可用膨胀比相同的条件下，实 际流动的焓降与绝热等熵流动焓降之比，如果认为二 者比热相同，则可写成

一、功能、工作环境 功能 燃料与空气掺混燃烧，将燃料化学能转换为热能。 工作环境 进口气流速度大 体积小 出口温度受涡轮耐热强度限制 工作条件变化范围宽
4.2 主燃烧室（Burner）
两个难题： 压气机出口的气流速度一般在150m/s左右； 受涡轮材料耐热性的限制，燃烧室出口的燃气温度一 般在1200～1700K范围内，相当于燃料系数β大约在 0.25～0.4范围内。 二、主燃烧室为组织火焰、稳定燃烧所采取的结构措施
4.3 加力燃烧室（Afterburner ）
避免振荡燃烧的方法： ①减弱造成振荡燃烧的激振源，如改变加力燃烧 室中火焰稳定器形状的设计，采用沙丘式火焰稳定器 就具有较好的抗振荡燃烧性能。 ②设置阻尼装置，常在加力燃烧室简体内壁增加 一层波纹多孔防振屏，它对振波产生漫散反射，削弱 了反射波的能量。目前许多加力燃烧室都采用这种防 振方法。
4.1 燃烧的基本知识
要在空气流中连续不断的喷入燃油，形成火焰，稳 定燃烧，必须满足以下两个条件：
一、油气比在一定的范围内
实际喷入燃油量与理论所需燃油量之比称为燃料系数 用β表示 ；实际空气量与理论所需空气量之比称为空气系 数或称为余气系数，以α表示。 β<1或α>1表示喷入空气的燃油较少，燃烧后不足以将 在一定的贫油或富油的范围内(油气比范围内)才能进 空气中的氧气燃烧完，这种情况称为贫油； 行燃烧，过于贫油或富油是无法进行燃烧化学反应的。可 β>1或α<1则表示喷入空气的燃油太多，将空气中的氧 以进行燃烧的油气比范围与油气混合后的混气压力和温度 气烧完后还有剩余的燃油，这种情况称为富油。
4.2 主燃烧室（Burner）
六、主燃烧室特性 主燃烧室的特性，通常是指 ①燃烧效率；②
燃烧室压力损失；③燃烧稳定性(熄火特性)；随
着燃烧室进口气流参数和油气比(或余气系数)的
变化规律。
1.主燃烧室效率特性
一个已经制成的燃烧室，燃烧效率主要受以下四个参数的 影响： ①燃烧室进口压力p*3； ②燃烧室进口温度T*3； ③燃烧室进口空气流速c3或通过燃烧室的空气容积流量qva； ④燃烧室的油气比f或余气系数α。
4.3 加力燃烧室（Afterburner ）
4.3 加力燃烧室（Afterburner ）
加力燃烧室由扩压器、喷油系统、点火器和 火焰稳定器等组合件组成。
4.3 加力燃烧室（Afterburner ）
振荡燃烧的现象：加力燃烧室内的压力产生脉动 ，其脉动频率可以从数赫到数千赫，其压力脉动 的幅度也可以有很大的差别。


思考题 简述气流通过涡轮基元级膨胀作功原理。
增大基元级涡轮功的途径有哪些？ 什么是对转涡轮？对转涡轮有什么优点？ 对进气道最基本的性能要求是什么？ 简述超声速进气道气动设计原理。 超声速进气道有哪些类型，各有什么特点？
第4章 燃烧室、加力燃烧室和尾喷管
Burner and Nozzle
喷油嘴
一般主燃烧室都采用离心式喷油嘴，在高压作用下燃 油经喷油嘴高速旋转喷出，与喷嘴外空气相撞击形成极细 小的雾化油滴，并很快蒸发与空气混合，形成新鲜混气。
4.2 主燃烧室（Burner）
喷油嘴
燃油喷嘴的另一种形式叫蒸发管。燃油由喷油管喷出，与 来自压气机的一部分空气在蒸发管内掺混，并经T型热管壁加 热蒸发。使用蒸发管的燃烧室燃烧效率较高、不冒烟，出口温 度场也比较均匀，不随喷油量的变动而变化。 蒸发管式供油装置与环形燃烧室配合，得到了广泛使用。
4.2 主燃烧室（Burner）
五、主燃烧室基本性能要求
1、燃烧稳定、点火可靠：要求燃烧室在飞机飞行包线的 所有范围内，以及飞机作各种机动动作时，发动机的工作 状态急剧变化的情况下都能稳定燃烧，不熄火。 当发动机在地面条件下起动和发动机在空中熄火停车 后重新起动时，燃烧室应点火可靠，以保证发动机能及时 起动、安全飞行。
4.2 主燃烧室
四、主燃烧室的结构形式
3、环形燃烧室：典型的环形燃烧室由四个同心的圆筒组成。在燃 烧室的外机匣和内壳所形成的腔道中，安装着环形的火焰筒。在火 焰筒的头部装有一圈燃油喷嘴和火焰稳定装置。 优点: 与压气机、涡轮的环形通道气动配合好，减少流动损失 出口温度场均匀，重量轻、迎风面小 缺点: 喷油与进气不易配合，调试需大型气源， 装拆维护较困难
4.2 主燃烧室（Burner）
五、主燃烧室基本性能要求 4、燃烧室出口温度场应按所要求的规律分布：要求燃气 沿半径的周向平均温度如下图所示的规律分布
涡轮叶片产生的离心力都 通过叶片根部传到轮盘上 ，叶片根部受力大。所以 要求燃气温度低些。 叶尖很薄，强度刚度较差 ，也要求燃气温度低些。 在离叶尖约为叶片高度的 1/3处，燃气温度可以达 最高值。
有极大的关系。
4.1 燃烧的基本知识
二、火焰周围气流速度必须低于火焰传播速度
β=1的均匀混气在常温常压下火焰的传播速 度远低于1m/s，在紊流的气流中，火焰传播速度 有所提高，能达到每秒数米或十多米，这与气流 的紊流度有很大的关系。 要使火焰能稳定燃烧，它周围的气流速度必 须低于火焰传播速度。
4.2 主燃烧室（Burner）
4.2 主燃烧室（Burner）
二、主燃烧室为组织火焰、稳定燃烧所采取的结构措施
2、在火焰筒头部喷油嘴周围设置空气扰流器
在火焰筒头部喷油嘴周围设置空气扰流器，使空气在 火焰筒头部内形成旋涡，旋涡中心为低压区，使一部分已 经燃烧的高温燃气倒流回来形成回流区，不断点燃由燃油 雾滴蒸发形成的新鲜混气。
4.2 主燃烧室（Burner）
4.2 主燃烧室（Burner）
五、主燃烧室基本性能要求 6、减少排气污染：不仅要求燃烧完全，限制一氧化碳的 产生，还要限制火焰燃烧区的温度不要太高避免氮氧化物 的产生。
上述六点要求相互之间存在矛盾，特别是为 减轻重量而缩短燃烧室长度，这将影响燃烧 完全的程度、温度场的分布以及在燃烧室头 部的扩压损失。所以，必须全面考虑，综合 权衡。
3.主燃烧室熄火特性
主燃烧室的燃烧稳定工作范围，随着燃烧室进 口空气流速c3的增加而缩小，下图为主燃烧室熄火 特性图。
4.3 加力燃烧室（Afterburner ）


在短时间内增加发动机的 推力，称为发动机加力。 加力可以有不同的方法， 在涡轮出口设置加力燃烧 室是增加推力的有效方法 之一。 空气通过主燃烧室后尚有 2/3～ 3/4的氧气没有燃烧， 在加力燃烧室中进一步喷 油燃烧可以提高燃气温度， 增大尾喷管出口燃气的喷 射速度，以增大发动机的 推力。
速度系数与喷管效率之间的关系
来自百度文库
速度系数φe和喷管效率ηe越高，流动损失越小 ，通常，φe在0.97～0.99范围内，ηe在0.94～0.98范 围内。
尾喷管的结构形式
由于发动机提供给尾喷管的空气流量和膨胀比不 断地发生变化，因此有必要对收敛扩张喷管的喉道面 积和出口面积不断地进行调节，尽量避免过度膨胀或 不完全膨胀现象的发生。
2.主燃烧室压力损失特性
燃烧室的总压损失与气流的动压有直接的关系。 由于燃烧室内各处气流速度差别极大，可以用由燃烧 室进口的空气密度、空气流量和燃烧室最大截面积算 出的假想速度来代表：
燃烧室的总压损失可以通过流阻系数来计算，流 阻系数作为燃烧室的总压损失与气流的动压之间的比 例系数；数值主要由主燃烧室的结构设计决定。
4.2 主燃烧室（Burner）
喷油嘴
气动雾化喷嘴，简称气动喷嘴。图为RB211发动机所用 的气动喷嘴结构示意图。
气动喷嘴可大大降低发烟度和热辐射量，且 不必要高压油泵，出口温度场也均匀稳定。
4.2 主燃烧室（Burner）
三、主燃烧室的点火装置
点火装置利用外电源，使高压火花塞打火，将起动喷油嘴喷出 的燃料和空气或氧气的混合气体加热到着火温度，使它首先燃烧， 然后再依靠这个起动喷嘴火焰点燃整个燃烧室。燃烧室点燃以后， 点火装置即停止工作。
4.4 尾喷管（Exhaust nozzle ）
喷管的功能是将从涡轮(或加力燃烧室)流出的燃 气膨胀加速，将燃气中的一部分热焓转变为动能，从 尾喷管高速喷出，产生反作用推力。
反推装置
反推装置

垂直/短距 起降喷管

推力矢量喷管
矢量喷管
EJ200
矢量喷管
F100-PW-229
矢量喷管
F119
亚声喷管与超声喷管
根据尾喷管出口气流喷射速流的不同，可以分为 亚声速喷管和超声速喷管两类。亚声速喷管为收敛形 喷管，超声速喷管为收敛扩张形喷管。 尾喷管的压力降(或称膨胀比)以进口截面的总压 与出口截面以外的外界大气压力之比来表示
能使尾喷管出口气流速度达到声速的膨胀比称 涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机在地面工作时尾 为临界膨胀比 喷管的膨胀比根据发动机设计参数的不同可以在很大范 围内变化，很多发动机πe在1.5～2.5范围内。当发动机 在超声速条件下飞行时，由于进气道的冲压增压，尾喷 管的膨胀比将大得多。
WP5 发 动 机
4.2 主燃烧室
四、主燃烧室的结构形式
2、联管燃烧室：联管燃烧室也是有单独的火焰筒。但是这些火焰 筒被包容在一个共同的环形腔道里。联管燃烧室的优点是结构比较 紧凑，外壳可传递扭矩，因而有利于减轻发动机的结构重量。此外 ，它的火焰筒与单管燃烧室相似，因而对设计调试仍较方便。 优点: 减轻重量和减小迎风面单独火焰筒便于调试，拆换方便 缺点: 出口温度场周向不均匀