加力燃烧室

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图２喷油杆与稳定器一体化设计设想方案
１．２国外第四代军用航空发动机加力燃烧室技术概况
第四代战斗机用航空发动机加力燃烧室的进口温度一般高达９００℃，出口温度达１８００
１
３国９ｌ，☆ｎ力燃烧室技术发展趋势
传统发动机加力燃烧室大都采用ｖ型钝体火焰稳定器，尽管流道阻塞大，重量较重，
但技术成熟，仍然得到广泛应用。先进的第三代和三代半歼击机发动机广泛采用径向火焰稳 定器，并在现有技术可能的范围内实现了加力燃烧室某些部件的一体化设计，如火焰稳定器 和喷油杆结合、扩压器与混合器相结合等，这些一体化设计措施均有助于减ｄ，，０１力燃烧室的 体积和长度，提高发动机推重比。但是，钝体结构必然会阻塞流道，特别在非加力状态造成 额外的损失，点火器、支撑框架以及复杂的冷却系统又增加了发动机的重量，难以实现更高 推重比的目标，这是钝体火焰稳定器与生俱来的缺点。 第四代军用发动机加力燃烧室采用加力与涡轮后承力框架一体化设计后，可以克服传统 方案流阻大、重量重等缺点，在试验和实际使用中表现了卓越的性能，国外研究资料表明， 这种加力燃烧室方案还适用于更高推重比发动机。
未来高推重比发动机加力燃烧室要在第四代发动机的基础上大幅度降低重量，常规的加 力型式和材料无法满足重量设计要求。为了满足重量指标的要求，一方面需要采用先进的加 力型式，简化加力结构，减少零件数，缩短加力长度，另一方面需要大量的采用轻质的耐高 温复合材料。
２．３国外开展的先进加力燃烧室研究
近年来，加力燃烧室的研究工作主要致力于增加推重比的相关研究，美国针对新一代航 空发动机的发展先后开展的“综合高性能涡轮发动机计划（即ｌＨＰＴＥＴ计划）”和“多用途 经济可承受的先进涡轮发动机计划（即ＶＡＡＴＥ计划）”。其中ＶＡＡＴＥ计划中提出的智能 发动机，其加力燃烧室采用与涡轮后框架一体化结构（见图４），这种一体化加力燃烧室的 主要特征是加力燃油流路直接安置在涡轮后框架的支板内，加力燃油从支板内的喷嘴孔喷入 并进入支板后形成的回流区内稳定燃烧。这种加力燃烧室的设计关键在于合理的安排燃油喷
２未来军用航空发动机加力燃烧室设计技术发展方向与途径
２
１未来高推重比发动机加力燃烧室技术指标与设计要求分析
通过对第三代和第四代发动机加力燃烧室进出口参数和技术指标的对比分析和发展趋
势，推算未来高推重比发动机加力燃烧室的进出口参数和技术指标如下：
内外涵进口总压：４５０
ｋＰａ～６５０ｋＰａ： ３５０Ｋ：
由此可见，随着推重比的不断提高，现役军用涡扇发动机加力燃烧室的火焰稳定器己由传统
的多环形周向与径向稳定器组合形式逐步发展成为以径向火焰稳定器为主的形式。
２３２
图１
Ｆ１
１０－ＧＥ－１２９ＩＰＥ与Ｆｌ １０・ＧＥ－１２９ＥＦＥ加力燃烧室结构对比
随着发动机性能需求的提高，加力燃烧室入口温度有了进一步的提高，同时氧含量进一 步降低，因此对其性能设计提出了新的挑战。首先，火焰稳定器和燃油喷嘴由于处在涡轮出 口气流中，需要采用外涵空气对稳定器与喷油杆进行冷却：其次，由于涡轮出口气流温度的 提高，使得燃油喷雾受到自燃的限制，需要在较短的预混距离内完成燃油在稳定器截面的均 匀分布并且防止积炭。这些限制条件使得稳定器与喷油杆的一体化设计有很大难度，为了解 决这一技术难题，Ｗａｄｉａ等人于２００１年提出将燃油喷嘴与火焰稳定器一体化的结构方案（见 图２）。
内涵进口总温：１２５０Ｋ～１ 外涵进口总温：４５０
Ｋ～５５０Ｋ； Ｋ～２２００Ｋ；
出口平均总温：２ｌｏｏ
加力燃烧室总压恢复系数：ｏ ９７－４）９８； 加力燃烧效率：０．９１５—０
２
９３５。
２未来高推重比发动机加力燃烧室技术特点与难点 １更高的内涵进口温度
２ ２
未来高推重比发动机加力燃烧室在设计点内涵进口气流温度将达到１２５０Ｋ－１３５０Ｋ，在
２．２．２更高的加力温度
未来高推重比发动机设计状态的加力温度将达到２１００ Ｋ－２２００Ｋ，空中最高加力温度将 达到２１ ５０Ｋ－２２００Ｋ左右，核心气流的温度将达到２３００Ｋ左右。这意味着燃烧区可用氧气几 乎完全烧尽，必须充分利用加力进口的空气参与燃烧，同时隔热屏冷却空气量需在第四代发 动机基础上进一步减少。因此必须精心组织燃烧区的燃烧，设计好燃油浓度的分布，使燃油
浓度分布与氧浓度分布主动匹配，同时隔热屏需采用更高效冷却技术和耐更高温度的轻质材
料，进一步减少隔热屏冷却空气量。
２．２．３更低的流体阻力和更高的燃烧效率
未来高推重比发动机加力燃烧室包含支板损失的冷热态总压恢复系数需要在推重比ｌＯ
的基础上进一步提高，燃烧效率也需要在推重比１０的基础上进一步提高。这要求加力燃烧
烧室都是由扩压器、中心锥、混合器、火焰稳定器、喷油系统及防振隔热屏等组成，各加力
主要元组件需要分别设计并作组合优化，大都采用Ｖ型稳定器来稳定火焰，这种加力燃烧 室通过气流在钝体后形成的尾迹旋涡和回流区产生一个油气混合均匀的低速区，从而具备了 火焰稳定的必备条件，回流区内油气燃烧产生的高温燃气在稳定器后回流区内形成稳定连续 的点火源，同时回流区还起着储热器的作用，以湍流传热和换热的形式，为可燃混合气传输 热量和活性物质，使火焰得以在加力燃烧室中迅速传播。外涵低温空气的燃烧问题可以通过 周向和径向组合的火焰稳定器解决。 由于采用径向火焰稳定器可将中心部分已燃的高温燃气向外引出，有利于由外涵引入的 冷空气与燃油混合气的汽化、蒸发，同时利用引出的燃气使其燃烧，径向稳定器在不开加力
室采用先进的气动和结构设计技术，减小流阻，同时还需采取一定的措施保证高的燃烧效率 和燃烧稳定性。
２，２．４超短的加力长度
未来高推重比发动机加力燃烧室的长度在推重比１０的基础上大幅度减短，常规加力方 案无法保证燃烧效率指标，必须采用先进的加力型式，才有可能满足总体对加力尺寸和性能 的要求。
２．２．５超轻的加力重量
时可作为掺混器，将外涵道空气引向加力燃烧室中部，加强内外涵气流的掺混。
Ｆ１
１０一ＧＥ．１２９ＥＦＥ的加力燃烧室采用径向火焰稳定器取代了Ｆｌ １０．１２９ＩＰＥ的三圈环形火焰稳
定器，如图１所示，加力燃烧室中沿圆周均布８个较长、８个较短的径向Ｖ型火焰稳定器，
这样的布置方式既可满足稳定火焰的要求，又不会在中心处严重堵塞。采用径向火焰稳定器 后，Ｆ１ １０．１２９ＥＦＥ加力燃烧室结构较Ｆ１ １０．１２９１ＰＥ简单，零件数减少了１５％，重量减轻３％。 法国的Ｍ８８．ＩＩ、西欧四国联合研制的ＥＪ２００和美国的Ｆ４１４等也都采用径向火焰稳定器方案。
引言
下一代高推重比发动机对加力燃烧室部件提出了更高、更苛刻的要求，加力燃烧室设计
将面临众多新技术的挑战。本文通过对加力燃烧室的现状和发展趋势予以论述，推算下一代 高推重比发动机加力燃烧室进出口气动参数和技术指标，分析其带来的主要技术难点和解决
措施，并设想下一代高推重比发动机加力燃烧室技术方案，分析其需要突破的主要关键技术， 为下一代高推重比发动机加力燃烧室的研制提供参考。
１加力燃烧室发展现状与发展趋势
１．１典型第三代及其改进型军用航空发动机加力燃烧室技术概况
上世纪６０年代中期美国开始高机动性的“空中优势战斗机”的发展计划，随后前苏联 等国家也相继研制相同技术档次的军用战斗机。其中具有代表性的军用涡轮风扇发动机主要 有美国的Ｆ１００、Ｆ１ １０、Ｆ４０４，法国的Ｍ８８，苏联的ＡＬ３１Ｆ和ＲＤ３３等。这些发动机加力燃
２３５
射既保证加力燃油浓度分布与氧浓度分布主动匹配，叉避免燃油的自燃与结焦，还能保证燃 油在支板后的回流区内形成稳定燃烧点火源，同时保证加力燃烧室较低的流阻损失；此外， 各支扳后燃烧区之间的联焰等也将是一体化加力燃烧室设计的关键，需要进行深入的研究。 国外研究资料表明，涡轮后框架一体化加力燃烧室方案能适用于更高的加力热负荷，具有更 简单的结构以及更高的喷嘴和稳定器工作可靠性，在高推重比发动机预先研究中继续得到了 深八广泛的研究，目前己进入工程应用研究阶段，并有望在高推重比发动机上得到应用。 另外，美国在ＩＨＰＴＥＴ计划和ＶＡＡＴＥ计划中研究了旋流加力燃烧技术（图５）。强旋 流技术可大幅度强化混合，提高燃烧强度和燃烧稳定性，缩短燃烧段长度，降低尾喷流火焰 辐射强度，从而缩短加力燃烧室的长度、减轻重量，提高发动机隐身性能，但旋流加力最大 的缺点是加力的损失较大，出口气流存在较大的余旋。 此外，美国等航空发动机发达国家还在气动稳定和变几何稳定等新型加力燃烧室组织燃 烧与火焰稳定方案方面开展了大量的技术研究，也取得了一定的技术成果。
空中将高达１３００Ｋ～１４００Ｋ，这将给加力燃烧室设计带来困难。 首先，在如此高的气流温度下，极易产生稳定器烧蚀、隔热屏过热、以及燃油总管和喷 油杆故障等问题。同时由于高温气流的换热作用，燃油总管和喷油杆内腔的燃油热分解沉积 的渣垢（即结焦）会改变喷嘴的喷油量和喷射角。 其次，向低压涡轮出口后的高温气流中喷油，喷嘴口处燃油可能“自燃”，并妨碍油珠 穿透气流，改变油珠蒸发率和燃油浓度分布。甚至会造成稳定器烧蚀。为避免燃油“自燃” 对稳定器的不利影响，掌握燃油“自燃”的规律及其影响，并从设计上采取技术措施预防或 减小其不利影响，是十分重要的。
℃～１９００℃左右，其加力燃烧室一般都采用曲壁截锥短环形扩压器与环形混合器相结合，喷
油杆和火焰稳定装置设置在扩压器通道内，环形混合器又与涡轮后框架设计成一体。这样的
布局既缩短了加力燃烧室长度，减小了扩压器通道气流分离趋势，又有利于分别组织内外涵 加力燃烧，同时由于加力燃烧室的火焰稳定器、喷油杆都通过外涵风扇的低温空气进行冷却，
２３３
图３
Ｆ１１９发动Ｈ【结构瞄
目前，国外正在服役和研究的推重比１２一级的发动机有Ｆ１３５和Ｆ１３６，其中Ｆ１３５发动 机的加力燃烧室采用与Ｆ１１９类似的一体化加力燃烧室结构．加力燃烧室稳定器与涡轮后承 力框架支板一体化，加力燃油喷杆内置在支板内，与Ｆ１１９不同的是Ｆ１３５加力燃油总管改 为内置结构，另外点火方式也做了修改，但总的加力燃烧室组织燃烧方案基本一致。而Ｆ１３６ 发动机的加力燃烧室采用平行进气的环形混合器结合径向稳定器的加力燃烧室结构形式，其 隔热屏结构形式与Ｆ１３５的隔热屏结构形式类似。 这两种组织燃烧的方案各有其特点，但一体化加力燃烧室方案在简化稳定器结构、减少 零件数以及减轻重量方面更有优势，在减小流体阻力、降低总压损失方面也有更大的潜力。
高性能发动机加力燃烧室技术发展趋势
谢建光，曹宗华，李峰
（中国燃气涡轮研究院四川成都６１０５００）
摘要：分析国内外军用航空发动机加力燃烧室的技术发展趋势以及下一代高推重比发动机加力燃烧室将要 达到的主要技术指标与设计要求，分析下一代高推重比发动机加力燃烧室的设计难点，分析下一代高推重 比发动机加力燃烧室可能的技术方案，并分解其关键技术。 关键词：加力燃烧室；高推重比；航空发动机
因此具有更好的耐久性，还可以降低红外辐射。加力燃烧室外机匣采用具有阻燃性能的钛合 金，与第三代发动机相比，既减轻了重量，又降低了生产成本和结构复杂性。 第四代战斗机典型代表如美国的Ｆ１１９（见图３）等，其推重比在１０左右，加力燃烧室 采用与涡轮后承力框架一体化结构，通过涡轮后承力框架的支板稳定火焰，加力燃油喷杆内 置在支板内，保证燃油喷杆的稳定工作，这种一体化结构大大缩短了加力燃烧室长度，降低 了加力燃烧室重量。
图４
ＶＡＡＴＥ计划智能发动机示意图
图５
ＩＨＰＴＥＴ计划旋流加力燃烧室示意图
２
４未来高推重比发动机加力燃烧室方案展望 １未来高推重比发动机加力燃烧室技术方案展望
通过对未来高推重比发动机总体方案加力燃烧室的气动参数和技术指标的推算和分析，
２ ４
以及对国外先进加力燃烧室技术跟踪与分析，未来高推重比发动机加力燃烧室可能采用的技 术方案有： 满轮厉承力框架一体化加力燃烧室方案（见图６），采用此方案，加力燃烧室长度可咀 较大幅度的缩短、加力燃烧室的重量也可以减轻许多，另外加力燃烧室的燃烧效率较高，不 加力的压力损失也较小，此种加力方案在Ｆ１１９和Ｆ１３５上成功应用并表现了很高的加力性 能； 整体式旋流加力方案（见图５），涡轮后承力框架作为旋流加力的叶片，燃油喷杆内置 在叶片内，此种加力燃烧室结构的加力燃烧效率很高、结构简单、重量轻，但加力燃烧室的 总压恢复系数偏低，且加力出口气流存在较大的余旋： 基于涡轮后承力框架一体化，并融合气动或变几何火焰稳定的加力燃烧室方案，此方案 能在一体化加力燃烧室方案的基础上进一步降低非加力状态的流阻损失．但调节和控制执行 机构的增加以及对其它部件和核心机性能的影响会增加发动机的复杂性。 涡轮后承力框架一体化加力燃烧室方案或基于涡轮后承力框架一体化的新型一体化加 力燃烧室方案是最可能全面满足未来高推重比发动机总体设计要求的加力燃烧室方案。