航空发动机主燃烧室中的燃烧
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《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
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 。 式中， 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。
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
燃烧室的燃烧效率特性一般是指燃烧效率随燃烧室空气/燃油比、进口气流速度、温度和压力等变化的 规律。 大多数燃气涡轮发动机在海平面起飞状态下的燃烧效率几乎是100%，高空巡航状态降低到 98%，如 图5所示。在气流状况一定的情况下，有个最高燃烧效率值，一般是发动机的设计点。偏离这个点所对应的 空气/燃油比，燃烧效率都将下降，在偏富一边下降变化陡些，偏贫一边下降变化平缓些。
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
发动机研究和发展工作的特点是技术难度大、耗资多、周 期长，发动机对飞机的性能以及飞机研制的成败和进度有着 决定性的影响，而且发动机技术具有良好的军民两用特性， 对国防和国民经济有
参考文献 [1] A. H. Lefebvre. Gas Turbine Combustion. McGraw-Hill Co, 1983 [2] 杜声同、严传俊,《航空燃气轮机燃烧与燃烧室》，西北工 业大学出版社，1995 [3] 喷气发动机（The Jet Engine）,英国 Rolls Royce 公司出版， 1996 [4] 邱信立.工程热力学.北京:中国建筑工业出版社,2002 [5] 周谟仁.流体力学泵与风机.北京:中国建筑工业出版 社,1985
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
Thank you !!
0702102班 2014寝室
朱少飞 沈迪迪 王辉 张春楠 邓瑞渠 周晓伟
演讲： 朱少飞
摘要：
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
个速燃火秒压 工度烧焰，器 作区室不仍扩 范，中能大压 围以创稳于后 内使造定火速 都火出。焰度 能焰一因传大 稳在个此播约 定发低，速为 燃动的必度 烧机轴须， 。整向在使米
稳定燃烧极限
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
在排气中发现的不希望有的污染物是在燃烧室中产 生的。 有4 种主要污染物是受法规控制的。它们是 未燃烧的碳氢化合物（未燃烧的燃油）、烟（碳 粒）、一氧化碳和氮的氧化物。影响污染物生成的 主要条件是压力、温度和时间。在主燃烧区的富油 区里，碳氢化合物转化成一氧化碳和烟。新鲜的稀 释空气可用于在稀释区中将一氧化碳和烟氧化成无 毒的二氧化碳。 燃烧过程在稀释区的继续进行还 能减少该区中未燃烧的碳氢化合物，以确保完全燃 烧。 在抑制其它污染物的同时会产生氮的氧化物。因此， 我们希望使火焰尽快冷却下来并减少燃烧可用的时 间。这些矛盾需要进行折衷，但是，燃烧室设计与 性能的连续改善已经导致燃烧过程“清洁”多了。
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
空传物并度于室达从 气播在提，燃。 发 经速化高使烧由 动 过度学静空，于米机 扩一恰压气所这 压 般当。扩以一秒气 只比煤压必速的机 有下油，须度速来 每的和即降太度的 秒湍空使低高进空 几流气之空，入气 米火混减气不燃以 。焰合速速适烧高
170 /
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
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、掉坎、 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。为了 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 内安全可靠地工作。 这些要求之间往往出现矛盾。例如火焰稳定性 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，要折 中考虑。
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
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。
25 /
航空发动机主燃烧室示意图
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
燃油可以选用二种不同方式之一供入空气 流中。 最普通的是用喷嘴将雾化良好的燃油喷 入回旋的空气流中。第二种方式是让燃油预先 汽化，然后进入燃烧区。 在汽化方式中（图 4） ，燃油从供油管喷入位于火焰筒内部的汽 化管中。这些汽化管将燃油折转 180°，喷入 火焰筒头部，与主燃区空气形成可燃混气，在 主燃区燃烧。高温燃气对汽化管加热，有利于 燃油在汽化管蒸发。主空气流同时流入火焰筒 进口段孔和二股气流孔。冷区和稀释空气经限 流孔进入火焰筒，其方式与进入雾化式火焰筒 相似。
燃烧效率随空气/燃油比变化
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
燃烧稳定性是指在宽广的工作范围内平稳 燃烧和火焰保持在燃着状态的能力。 就任 一具体燃烧室而言，都有空气/燃油比的 富油极限和贫油极限，超出这些极限火焰 就会熄灭。在发动机慢车状态下下滑或俯 冲期间极有可能出现熄火， 这时的空气流 量大而又只有很小的燃油流量，即很贫的 混合强度。典型的稳定性包线如图6所示。 由稳定包线规定的工作范围显然必须覆盖 燃烧室的空气/燃油比和质量流量变化范 围。 点火过程有贫油和富油极限，类似于 图 9中表示稳定性的极限。然而，点火包 线在稳定包线以内，因为在点火起动冷状 态下建立燃烧比发动机正常工作状态下燃 烧要困难得多。
在偏贫油一边,在头部燃烧进行得较为 充分，因此 下降得较为缓慢。其所以 也下降是由于总的温度较低，较多的 冷空气较早地掺入，使得反应速度降 低，导致 下降。过低的供油量使离心 式喷嘴供油恶化，不仅使得燃烧效率 迅速下降，而且也容易造成火焰熄灭。 发动机燃烧室一般在总余气系数αΣ＝ 3.5～5.5之间工作，此时效率变化不 大，约为0.95～0.98。但在发动机的 过渡状态，贫油—边可达αΣ＝30～50 以上，偏富油状态可达α≈2，但这时间 都很短，不致影响发动机的正常工作。
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
(1)扩压器 由燃烧室内外壳 和火焰筒头部构成的一个扩 压通道。用它来降低速度， 提高压力，保证燃烧的顺利 进行和减少压力损失。气流 的扩压减速是在扩散形通道 中实现的。一般扩压器进、 出口截面积之比 F进：F出=0. 5~0. 3，使压气机出口气流 速度由120~180m／s 降低到 30 ~50m／s。气流在扩压器 中的压力损失约占燃烧室总 压力损失的 1／3，扩压器长 度约占燃烧室总长的 1／4。 因此，合理设计扩压器对于 改善燃烧条件、改进燃烧室 性能、减少燃烧室尺寸和重 量有着重要意义。
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
(2)喷油嘴 用来供油，使燃油喷射雾化，一般设 在火焰头部的中心部位。 (3)火焰筒 燃烧在其内部进行，在壳体上开有 多排大小不同形状各异的孔，用以通过不同用途的 空气，保证燃烧充分、掺混均匀并使壁面得到冷却。 (4)旋流器 装在火焰筒头部中间，用多个以一 定角度安装的叶片组成，使进气旋转，形成回流区， 保证火焰稳定。 (5)点火器 供启动点火用，有的直接用电嘴， 有的用一个小型的预燃室。 (6)联焰管 将有点火器的火焰筒先点燃，再经 联焰管点着其它火焰筒。 不同型号发动机燃烧室 的这些部件的结构、形状、组合不同，因而性能有 差异。
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 。 式中， 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。
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
燃烧室的燃烧效率特性一般是指燃烧效率随燃烧室空气/燃油比、进口气流速度、温度和压力等变化的 规律。 大多数燃气涡轮发动机在海平面起飞状态下的燃烧效率几乎是100%，高空巡航状态降低到 98%，如 图5所示。在气流状况一定的情况下，有个最高燃烧效率值，一般是发动机的设计点。偏离这个点所对应的 空气/燃油比，燃烧效率都将下降，在偏富一边下降变化陡些，偏贫一边下降变化平缓些。
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
发动机研究和发展工作的特点是技术难度大、耗资多、周 期长，发动机对飞机的性能以及飞机研制的成败和进度有着 决定性的影响，而且发动机技术具有良好的军民两用特性， 对国防和国民经济有
参考文献 [1] A. H. Lefebvre. Gas Turbine Combustion. McGraw-Hill Co, 1983 [2] 杜声同、严传俊,《航空燃气轮机燃烧与燃烧室》，西北工 业大学出版社，1995 [3] 喷气发动机（The Jet Engine）,英国 Rolls Royce 公司出版， 1996 [4] 邱信立.工程热力学.北京:中国建筑工业出版社,2002 [5] 周谟仁.流体力学泵与风机.北京:中国建筑工业出版 社,1985
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
Thank you !!
0702102班 2014寝室
朱少飞 沈迪迪 王辉 张春楠 邓瑞渠 周晓伟
演讲： 朱少飞
摘要：
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
个速燃火秒压 工度烧焰，器 作区室不仍扩 范，中能大压 围以创稳于后 内使造定火速 都火出。焰度 能焰一因传大 稳在个此播约 定发低，速为 燃动的必度 烧机轴须， 。整向在使米
稳定燃烧极限
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
在排气中发现的不希望有的污染物是在燃烧室中产 生的。 有4 种主要污染物是受法规控制的。它们是 未燃烧的碳氢化合物（未燃烧的燃油）、烟（碳 粒）、一氧化碳和氮的氧化物。影响污染物生成的 主要条件是压力、温度和时间。在主燃烧区的富油 区里，碳氢化合物转化成一氧化碳和烟。新鲜的稀 释空气可用于在稀释区中将一氧化碳和烟氧化成无 毒的二氧化碳。 燃烧过程在稀释区的继续进行还 能减少该区中未燃烧的碳氢化合物，以确保完全燃 烧。 在抑制其它污染物的同时会产生氮的氧化物。因此， 我们希望使火焰尽快冷却下来并减少燃烧可用的时 间。这些矛盾需要进行折衷，但是，燃烧室设计与 性能的连续改善已经导致燃烧过程“清洁”多了。
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
空传物并度于室达从 气播在提，燃。 发 经速化高使烧由 动 过度学静空，于米机 扩一恰压气所这 压 般当。扩以一秒气 只比煤压必速的机 有下油，须度速来 每的和即降太度的 秒湍空使低高进空 几流气之空，入气 米火混减气不燃以 。焰合速速适烧高
170 /
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
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、掉坎、 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。为了 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 内安全可靠地工作。 这些要求之间往往出现矛盾。例如火焰稳定性 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，要折 中考虑。
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
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。
25 /
航空发动机主燃烧室示意图
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
燃油可以选用二种不同方式之一供入空气 流中。 最普通的是用喷嘴将雾化良好的燃油喷 入回旋的空气流中。第二种方式是让燃油预先 汽化，然后进入燃烧区。 在汽化方式中（图 4） ，燃油从供油管喷入位于火焰筒内部的汽 化管中。这些汽化管将燃油折转 180°，喷入 火焰筒头部，与主燃区空气形成可燃混气，在 主燃区燃烧。高温燃气对汽化管加热，有利于 燃油在汽化管蒸发。主空气流同时流入火焰筒 进口段孔和二股气流孔。冷区和稀释空气经限 流孔进入火焰筒，其方式与进入雾化式火焰筒 相似。
燃烧效率随空气/燃油比变化
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
燃烧稳定性是指在宽广的工作范围内平稳 燃烧和火焰保持在燃着状态的能力。 就任 一具体燃烧室而言，都有空气/燃油比的 富油极限和贫油极限，超出这些极限火焰 就会熄灭。在发动机慢车状态下下滑或俯 冲期间极有可能出现熄火， 这时的空气流 量大而又只有很小的燃油流量，即很贫的 混合强度。典型的稳定性包线如图6所示。 由稳定包线规定的工作范围显然必须覆盖 燃烧室的空气/燃油比和质量流量变化范 围。 点火过程有贫油和富油极限，类似于 图 9中表示稳定性的极限。然而，点火包 线在稳定包线以内，因为在点火起动冷状 态下建立燃烧比发动机正常工作状态下燃 烧要困难得多。
在偏贫油一边,在头部燃烧进行得较为 充分，因此 下降得较为缓慢。其所以 也下降是由于总的温度较低，较多的 冷空气较早地掺入，使得反应速度降 低，导致 下降。过低的供油量使离心 式喷嘴供油恶化，不仅使得燃烧效率 迅速下降，而且也容易造成火焰熄灭。 发动机燃烧室一般在总余气系数αΣ＝ 3.5～5.5之间工作，此时效率变化不 大，约为0.95～0.98。但在发动机的 过渡状态，贫油—边可达αΣ＝30～50 以上，偏富油状态可达α≈2，但这时间 都很短，不致影响发动机的正常工作。
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
(1)扩压器 由燃烧室内外壳 和火焰筒头部构成的一个扩 压通道。用它来降低速度， 提高压力，保证燃烧的顺利 进行和减少压力损失。气流 的扩压减速是在扩散形通道 中实现的。一般扩压器进、 出口截面积之比 F进：F出=0. 5~0. 3，使压气机出口气流 速度由120~180m／s 降低到 30 ~50m／s。气流在扩压器 中的压力损失约占燃烧室总 压力损失的 1／3，扩压器长 度约占燃烧室总长的 1／4。 因此，合理设计扩压器对于 改善燃烧条件、改进燃烧室 性能、减少燃烧室尺寸和重 量有着重要意义。
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
(2)喷油嘴 用来供油，使燃油喷射雾化，一般设 在火焰头部的中心部位。 (3)火焰筒 燃烧在其内部进行，在壳体上开有 多排大小不同形状各异的孔，用以通过不同用途的 空气，保证燃烧充分、掺混均匀并使壁面得到冷却。 (4)旋流器 装在火焰筒头部中间，用多个以一 定角度安装的叶片组成，使进气旋转，形成回流区， 保证火焰稳定。 (5)点火器 供启动点火用，有的直接用电嘴， 有的用一个小型的预燃室。 (6)联焰管 将有点火器的火焰筒先点燃，再经 联焰管点着其它火焰筒。 不同型号发动机燃烧室 的这些部件的结构、形状、组合不同，因而性能有 差异。