第十三章航空發動機中的燃燒第十三章航空發第十三章-航空發動機燃燒室課件13.1航空發動機燃燒室概述一、燃燒室的功用P3=7-32atmP4略有下降T3=500-750KT4=1150-1850Kc3=120-180m/sc4=160-200m/s13.1航空發動機燃燒室概述一、燃燒室的功用P3=7-32a

主燃燒室的作用把壓氣機增壓后的空氣，經過噴油燃燒釋放熱量，提高溫度，然后流向渦輪膨脹作功。（主燃燒室燒完總進氣量的大約1/3---1/4）

加力燃燒室作用：經渦輪膨脹后燃燒室燃燒所剩余的氧氣再不吃噴油燃燒，提高氣流溫度，增加作功能力，使噴氣發動機增加推力，加力燃燒室一般僅在需要時開動，工作時間較短。燃燒室和加力燃燒室的功用：把燃油的化學能釋放出來轉變為熱能。是氣體的總焓增大，以便提高燃氣再渦輪和尾噴管中膨脹做功的能力。（燃油釋放能量做功）

主燃燒室的作用可見，燃燒室是動力機械的能量發源地，室發動機中的主要部件之一。二、燃燒室工作特點（1）進口氣流速度很大（2）燃燒室容積很小（容熱強度大）（3）工作溫度高（2500K）（4）出口氣流溫度T4受到渦輪葉片的強度的限制，不能過高（5）進口參數變化大可見，燃燒室是動力機械的能量發源地，室發動機中的主要部件之一因此一個好的燃燒室必須在這些參數變化范圍寬廣的狀態下保證正常工作，至少不能熄火，以便保證發動機能發出推力，飛機能安全飛行。而且，這一任務必須以最小的壓力損失、在有限的可用空間里釋放出最大的熱量、高效低污染地實現，亦即高效、高強度、低污染的實現。因此一個好的燃燒室必須在這些參數變化范圍寬廣的狀態下保證正常三、對主燃燒室的性能要求1、點火可靠1）能在進口±50℃范圍內實現良好的地面起動2）高空熄火后能夠再點火，保證安全3）能在8-12km的高度實現可靠點火發動機的點火高度是評定飛機或發動機的一個性能指標，目前達到的高度為8-9km，采取補氧等措施后可達12-13km。提高點火高度，也是目前研究的主要課題。2.燃燒穩定要求燃燒室在點燃以后，必須：1）在規定的全部飛行高度、速度范圍內都能穩定燃燒，不被吹熄2）在a=2-50的范圍內能穩定燃燒3）避免不穩定燃燒（振蕩燃燒）三、對主燃燒室的性能要求3、燃燒完全燃燒完全系數：燃燒完全程度室發動機重要的經濟指標，用燃燒效率來衡量。燃燒效率（考慮了散熱效應）：熱循環效率：3、燃燒完全4、出口溫度場符合要求燃燒室出口的燃氣流向渦輪葉片，考慮到高速旋轉的渦輪葉片承受應力已經很大，再加上高溫氣流的沖擊，工作條件十分惡略。于是要求燃燒室出口氣流溫度場符合渦輪葉片高溫強度的要求，不要有局部過熱點，以保證渦輪的正常工作和壽命。4、出口溫度場符合要求燃燒室出口溫度分布的衡量指標：1）燃燒室出口溫度分布系數OTDF2)燃燒室出口徑向溫度分布系數RTDF燃燒室出口溫度分布的衡量指標：出口溫度場分布要求：火焰除點火過程的短暫時間外，不得伸出燃燒室；沿渦輪進口環形通道的圓周方向，溫度盡可能均勻，要求OTDF<0.2，RTDF=0.08-0.12。在整個出口環腔內最高溫度T4max與平均溫度T4之差不得超過100-120℃.沿葉高溫度分布應符合中間高兩端低的要求-等強度原則。出口溫度場分布要求：5.壓力損失小氣流流經燃燒室要產生壓力損失。它主要包括摩擦損失、擴壓損失、穿過火焰筒的眾多大小孔產生的進氣損失、摻混損失以及燃燒加熱引起的熱阻等等。常用總壓恢復系數來衡量壓力損失。5.壓力損失小6.尺寸小重量輕（燃燒室容熱強度、火焰筒容熱強度）由燃燒室或任何別的熱量發生裝置放出的熱量取決于燃燒區的容積。因而，為了獲得要求的高功率輸出，一個相當小而緊湊的燃氣渦輪燃燒室必須以極高的放熱率放熱。例如，在起飛狀態，一臺羅羅公司的RB211-524發動機每小時消耗9368kg燃油。這種燃油具有大約43120KJ/kg的熱值。因此，該燃燒室每秒釋放近112208KJ的熱量。換言之，這種潛在的熱量消耗率相當于大約150000馬力。常用容熱強度這個參數來衡量燃燒室容積的利用程度。6.尺寸小重量輕（燃燒室容熱強度、火焰筒容熱強度）一般，主燃室的一般，主燃室的7.排氣污染少（起因，組成，如何減少或消除）航空發動機的污染表現在由于燃燒組織的不完善，特別是在富油時，排放大量的CO直接造成對人類健康的危害。局部富油時因缺氧，形成大量的微細碳粒，形成可見黑煙霧，造成污染。由于燃燒時溫度高，特別是在地面起飛狀態時，容易形成NOX類物質，對人類及其他生物危害也很大。燃燒室工作時，特別是加力燃燒室在不穩定工作時產生低頻高分貝的強噪聲污染。要求符合污染標準7.排氣污染少（起因，組成，如何減少或消除）8.壽命長燃燒室內火焰溫度很高，火焰筒壁面經常受著高溫燃氣的侵蝕。由于氣流和火焰的紊流脈動，使火焰筒承受著交變的高溫燃氣引起的熱應力。火焰筒經常產生裂紋、燒蝕、掉塊、變形等故障。現代航空燃氣渦輪發動機的燃燒室內，火焰筒都是用高性能的耐熱鋼板制成的。為防止過熱、燒蝕和延長壽命，火焰筒壁面都采用了有效的冷卻措施，以保證在較長的壽命期內安全可靠的工作。這些要求之間往往出現矛盾，例如火焰筒穩定性與氣流壓力損失之間的矛盾，容熱強度與壽命之間的矛盾。因此根據飛機的不同用途，要這種考慮。軍機一般400-1000h，民機6000-8000h。8.壽命長四、燃氣渦輪發動機燃燒室的基本設計點首先考慮一種最簡單可行的燃燒室。燃油噴入平行壁的導管中央。燃燒在空氣流中發生，空氣流的速度等于壓氣機出口的氣流速度，約為150-200m/s，這種方式的主要缺點是在這樣高的速度下燃油燃燒時發生很大的基本壓力損失（熱阻損失）。每當向流動的氣體加熱時發生的這種損失由下式給出：四、燃氣渦輪發動機燃燒室的基本設計點對于v=150m/s，以及有代表性的T3、T4、p數值的情況來說，⊿P基約為進口壓力的25%，這太大了。靠增加一進口擴壓器可使燃燒區的流速下降到一個數值，此時⊿P基是可容許的。例如，若流速下降到原來的1/5，則基本壓力損失將下降到原來的1/25，即大約是進口壓力的1%，這是可以接受的。對于v=150m/s，以及有代表性的T3、T4、p數即使增加了擴壓器，對于穩定燃燒來說，燃燒區的流速還是太高，他比大多數燃油的基本火焰速度高出不止一倍。于是在噴油嘴后增加一折流擋板，以便提供回流和一個使火焰“駐定”的低流速回流區。為了防止火焰吹熄并使低壓條件下容易在點火，這是特別需要的。故在主燃燒室----旋流器，加力燃燒室----V形槽第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件為了使流過燃燒室的空氣流能夠與供給燃油最充分的燃燒，最大限度釋放燃油中的化學能，必須使燃燒區的空氣-燃料比接近理論的恰當比15，而這樣燃燒后燃氣溫度太高（高于2000K），渦輪葉片無法承受；若要葉片承受得了，必須在已燃氣進入渦輪葉片前降溫，故燃燒室必須分區---引入火焰筒。上圖表明在折流擋板上加裝一火焰筒，其上合適位置開有合適尺寸的進氣孔以達到分區的目的。火焰筒的引入解決了“既要燒得著，又能受得了”的矛盾。為了使流過燃燒室的空氣流能夠與供給燃油最充分的燃燒，最大限度五、燃燒室的進本結構和類型五、燃燒室的進本結構和類型航空發動機主燃燒室示意圖第十三章-航空發動機燃燒室課件渦噴6發動機燃燒室示意圖渦噴6發動機燃燒室示意圖燃燒室類型燃燒室類型第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件六、單管、環管、環形燃燒室比較六、單管、環管、環形燃燒室比較第十三章-航空發動機燃燒室課件各類燃燒室特點綜合比較

各類燃燒室特點綜合比較

第十三章-航空發動機燃燒室課件13.2燃燒過程的計算燃燒過程中的質量平衡L0，混氣成分、組分等燃燒過程中的能量平衡η，T4，a,f13.2燃燒過程的計算燃燒過程中的質量平衡13.2.1燃燒過程中的質量平衡一、平衡方程、理論空氣量及熱值13.2.1燃燒過程中的質量平衡一、平衡方程、理論空氣量及航空煤油的化學反應式：航空煤油的熱值：理論空氣量（完全燃燒所需的最少空氣量）的計算：氧氣占空氣的質量百分比：23.2%完全燃燒1kg煤油所需的理論質量空氣量L0：航空煤油的化學反應式：二、熱離解二、熱離解第十三章-航空發動機燃燒室課件

可見，在1800K以下，燃燒產物的離解影響不大，可以忽略；若燃燒溫度在2000K以上時，不可忽略。對主燃燒室來說，目前的出口溫度均低于1800K，即使在頭部燃燒溫度很高，但隨著補燃和摻混空氣的降溫，離解產物又會重新化合，將離解吸收熱全部釋放出來。因此可以說，在航空發動機主燃燒室中，無需考慮離解問題。

13.2.2燃燒過程中的能量平衡一、燃燒過程的能量平衡、燃燒效率13.2.2燃燒過程中的能量平衡一、燃燒過程的能量平衡、燃燒第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件二、燃燒溫度近似計算公式：影響T4*的因素：二、燃燒溫度精確求解用迭代法：精確求解用迭代法：第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件提綱：提綱：13.3燃燒室的工作過程一、燃燒室的氣流流型在燃燒室內建立適當的氣流流型是組織燃燒的基礎。燃燒室的氣流流型應滿足：能促進燃油與空氣混合，形成所需要的濃度場；產生回流區，確保可靠點火，火焰穩定及燃燒完全；在壁面形成保護氣膜，使壁溫在允許的范圍內；通過摻混、降溫形成所要求的出口流場和溫度場。13.3燃燒室的工作過程一、燃燒室的氣流流型第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件

葉片式旋流器：在裝有旋流器的燃燒室中，少量空氣形成了氣體的回流。

氣流的軸向速度分布：形成順流區、逆流區、過渡區。過渡區位于虛線所示的軸向速度線附近，可形成氣流速度等于火焰傳播速度的條件，既滿足火焰穩定的條件。在過渡區，速度梯度大，紊流強度大（可達50%以上），因此發生著強烈的穩流質量交換的過程，提供了不斷流向火焰筒前端的高溫燃氣，這促使燃料迅速蒸發，并保證新鮮混氣被不斷點燃。

主燃孔：將空氣導入火焰筒前部參加燃燒過程。由于空氣的進入流速較高，因此在每一主燃孔處均形成一氣柱狀射流。他阻止著旋流器下游氣流的旋轉，使回流區截止在主燃孔所在的截面附近。

氣膜孔：形成保護氣膜，使壁溫在容許的范圍內。補燃孔及摻混孔：以柱狀射流的形式進入火焰筒，經過摻混、降溫形成所要求的出口溫度場。葉片式旋流器：在裝有旋流器的燃燒室中，少量空氣形成了氣二、燃燒室中的燃料分布燃料噴出后，形成一錐形空心油膜，他迅速擴大變薄而破裂成細小的油珠群，同時穿出回流區進入紊流度很大的過渡區，其中大油珠可以穿到順流區，而最小的油珠則可能被回流區的氣流帶走，隨之漂流。在強烈的紊流換熱和換質的條件下，油珠不斷蒸發并與不斷進入火焰筒頭部的新鮮空氣強烈混合，形成適宜于燃燒的新鮮混氣。根據對冷吹風時燃料濃度分布的測量結果知道，燃料在火焰截面上呈非均勻分布，其中大部分集中在油霧錐面附近，在離開油霧錐面的地方，燃料濃度迅速減小。余氣系數的分布則與此相反，隨著遠離噴嘴，截面上燃料局部濃度和余氣系數逐漸均勻。

燃燒室中的燃料分布的不均勻性，正是組織燃燒所需要的。因為在燃燒室各截面上，由于染料濃度和余氣系數都在變化，因此在各種工況中一般都自然存在著符合火焰穩定所需要的混氣濃度的地方，從而是火焰穩定區域很寬。二、燃燒室中的燃料分布第十三章-航空發動機燃燒室課件三、燃燒室中的燃燒過程三、燃燒室中的燃燒過程第十三章-航空發動機燃燒室課件火焰穩定和總的氣流圖火焰穩定和總的氣流圖四、火焰筒各路進氣的分配及功用燃燒室工作總體描述：空氣分股，燃燒分區。四、火焰筒各路進氣的分配及功用1、旋流器進氣：占5%-10%空氣量，這時a=0.3-0.5作用：造成旋轉氣流，形成回流區，同時對油膜破碎霧化和摻混起作用2、主燃孔進氣：占20%空氣量，這時a=1左右作用：向頭部主燃區恰當的供入新鮮空氣，以補充旋流器空氣與燃油配合的不足。頭部的貧油設計與富油設計以此處的a為準，若a<1為富油，a>1則為貧油。在這個區，大部分燃料將燒完。旋流器進氣加上主燃孔進氣一般稱第一股氣流，即用于燃燒的，其余則用于摻混的謂之第二股氣流。主燃孔的位置和大小至關重要，過前、過后、過大和過小都將會對主燃區的工作帶來影響。1、旋流器進氣：占5%-10%空氣量，這時a=0.3-0.53、補燃孔進氣：占10%空氣量作用：補燃及摻混之間。由于在主燃孔截面前，燃油隨大部分燒完，但由于在回流區外氣流速度較高且溫度較低，油珠停留時間較短，尚來不及反應。另外，在燃燒區總有一些大油珠而未能燒完，而且當頭部富油設計時，更需要補充空氣使a>1.

這段的補燃作用就十分明顯，其目的是使燃油在此前盡可能燒完全。補燃段還把在主燃區中由于溫度高于2000K發生的離解之燃燒產物重新化合成穩定的產物，將這部分熱量重新釋放出來。3、補燃孔進氣：占10%空氣量4、摻混段進氣，占25-30%

作用：將上游已燃高溫氣流摻冷、摻均至合理溫度分布這部分空氣隨亦有微弱的補燃作用，但它的主要作用是將上游已然高溫氣流摻冷、摻均至合理溫度分布，達到渦輪可接受的程度。由于燃氣溫度在此段明顯降低，反應幾乎不再進行，同時也不會產生離解，燃氣成分趨于穩定。在火焰筒中心部分由于旋流器對氣流的旋轉作用有可能引起中心渦束。他是個高溫燃氣熱核心，也由于他處于中心位置，各類進氣孔穿透深度不易達到，因此摻混段有少量引導孔（在孔的火焰筒內邊加引套）以便加強進氣深度；將中心高溫心渦束吹散。4、摻混段進氣，占25-30%5、冷卻火焰筒壁面用氣，占35%

作用:隔熱、吸熱冷卻由于耐熱材料的發展及渦輪冷卻技術的改進，使a逐漸減少，T4不斷升高，這就要求保護在高溫下工作的火焰筒。因此大量采用壁面氣膜冷卻技術，有引導的并分段接力的將冷卻空氣沿火焰筒內壁面流動，一則用于隔熱，二則用于吸熱冷卻。從當前大量試驗和使用情況看，效果較好。隨著航空發動機向高參數（高溫高壓高速），燃燒室進口和出口溫度都有不斷提高的趨勢，可用于冷卻的空氣也越少，這將是未來火焰筒設計面臨的又一困難問題。5、冷卻火焰筒壁面用氣，占35%提綱：提綱：13.4燃燒室特性13.4燃燒室特性1、典型的燃燒效率特性1、典型的燃燒效率特性第十三章-航空發動機燃燒室課件效率下降原因：在偏富一側：頭部在設計狀態時本來就是富油（約0.4），這時由于供油量的增加就更富，于是過多的油要吸熱蒸發，使頭部溫度下降，燃燒反應速度減慢，顯然后來主燃孔及補燃孔又進來大量空氣使上升，但燃燒區后移，有可能在回流區尾部和回流區之后的區域。這里流速較高，可燃微團停留時間較短，在流出火焰筒時，尚有部分油珠來不及燃燒而導致燃燒效率下降。供油量過多容易造成較大油珠的數量增加，在走完火焰筒全程時尚未燃燒。頭部過富油容易產生積炭及冒煙，這不僅使從烴類燃料中析出的C未再反應生成CO，而且會破壞氣流結構，影響燃燒區的正常工作。過分的富油旺旺是炙熱區脫離回流區而導致熄火，也容易引起震蕩燃燒和由于溫度過高而將火焰筒燒壞。效率下降原因：在貧油一邊：在頭部燃燒進行得較為充分，因此燃燒效率下降得較為緩慢。其所以下降是由于：總的溫度降低，較多的冷空氣較早的滲入，使得反應速度降低，導致燃燒效率下降；過低的供油量使離心式噴油嘴供油惡化，不僅使得燃燒效率迅速下降，而且也容易造成火焰熄滅。在貧油一邊：第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件燃燒效率與效率相似準則的關系燃燒效率與效率相似準則的關系第十三章-航空發動機燃燒室課件二、火焰穩定特性在進口氣流參數（壓力、速度、溫度等）一定的條件下，混氣能穩定燃燒的油氣范圍。典型的火焰穩定特性曲線二、火焰穩定特性穩定燃燒極限穩定燃燒極限三、燃燒室的流阻特性流阻特性：燃燒室中因流動及燃燒過程所帶來的壓力損失對燃燒室性能的影響。1、燃燒室壓力損失的組成（1）擴壓器中的流體損失（2）火焰筒進氣損失（3）火焰筒內的總壓損失a.燃料噴射霧化摻混及與冷卻空氣的摻混引起的總壓損失b.回流區強紊流擾動形成的損失c.燃料燃燒使氣流加熱引起的總壓損失，即熱阻損失（4）附加損失氣流流過通道內的各種障礙物及通道表面產生摩擦造成的損失。三、燃燒室的流阻特性2、燃燒室壓力損失的表示方法總壓恢復系數流阻系數（阻力系數）流阻系數在燃燒室主要工作狀態下，基本上是個常數實際上，他是流體力學中的歐拉相似準則，即當燃燒室內的氣流的Re數大于105-106時，流動進入自模化，為一定值。與流速無關，而只隨燃燒室結構的不同而不同。2、燃燒室壓力損失的表示方法流阻系數一般反映燃燒室結構在流體力學方面的完善性，而總壓恢復系數則直接反映燃燒室流體損失的大小，他除了與燃燒室的加熱比有關外，主要決定于流過燃燒室的平均流速。據氣體動力學知識，在燃燒室工作的氣流速度范圍內流體損失與流速的平方成正比，這也是ψc為定值的原因。流阻系數一般反映燃燒室結構在流體力學方面的完善性，而3、燃燒室的流阻特性流阻特性：燃燒室壓力損失、流阻系數及氣流速度（以燃燒室的主要尺寸和狀態參數來表示）之間的關系。3、燃燒室的流阻特性第十三章-航空發動機燃燒室課件各型燃燒室壓力損失的典型數據各型燃燒室壓力損失的典型數據提綱：提綱：13.5燃燒室的排氣污染一、排氣污染物概述三類污染物不完全燃燒產物：未燃盡燃料，如CO、未燃烴和微粒碳等。在高溫下形成的：主要是NOX。由燃料雜質的氧化物構成：如SO2等，其特點時化學上的不可避免性，不過在油中S的含量少，可以不考慮。另外航空發動機的環境污染還有噪聲污染。在航空發動機中，污染物的含量主要取決于工作狀態13.5燃燒室的排氣污染一、排氣污染物概述現代航空發動機主燃燒室典型工作狀態參數現代航空發動機主燃燒室典型工作狀態參數第十三章-航空發動機燃燒室課件二、排氣污染物生成機理及消除途徑1、生成機理（1）CO的生成環境：溫度低、供氧不足a.CO大多數是因為供氧不足而產生的b.在慢車情況下由于供油壓力低，燃油霧化不良，而且此時進入燃燒室的空氣壓力和溫度均較低使霧化和蒸發惡化，燃燒不充分，燃燒效率低。如果改善燃油的物化條件，如用蒸發管噴嘴或氣動噴嘴情況會好些。c.如果過早地有大量冷空氣過深的滲入，會使溫度迅速降低，使生成CO2的反應中斷而生成CO，嚴重時會產生局部萃熄，都會使CO增多。d.在慢車時，燃燒著的微團在燃燒室停留時間縮短，使燃燒不充分，也是CO生成的原因。二、排氣污染物生成機理及消除途徑（2）未燃烴的生成a.高沸點大分子烴，由于在燃燒室中停留時間短，來不及蒸發就排出去。b.裂解后的烴，由于溫度較低，未能與氧化和而被排出室外。未燃烴的生成規律類似于CO，但他的氧化作用比CO快，故含量比CO少。（2）未燃烴的生成（3）NOX的生成主要是NO、NO2、N2O4等，他們主要在高溫燃燒區由N2和O2化和產生。可以通過降溫、混合均勻以避免局部高溫和降低氧的濃度來降低。可見，控制NOX與控制CO相矛盾。（4）微碳粒的生成頭部局部富油區是產生微碳粒的主要原因，在高溫缺氧的條件下燃油裂解生成碳粒，離心式噴嘴如噴射式散射不廣與穿透不深，形成燃油過分集中，容易冒黑煙。（3）NOX的生成2、消除途徑研究表明，火焰頭部的燃油濃度與氣流結構對排氣污染物的生成起主要作用。在轉速與當量比的坐標圖上，低污染區與發動機工作區相交后有個共同的區域，因此設計時應計量時發動機在這個區內工作，即使不落在共同區也不要太遠，以免污染嚴重。2、消除途徑為降低污染值，可考慮在慢車狀態時使主燃區更富油些，在起飛等大轉速狀態時應貧油些。由于主燃區的高溫可降低CO含量，卻增加NOX，因此主燃區可采用溫度折中值，從左圖可看出，在1600K<T<1750K時，可以使CO和NO都低于規定的標準。故稱之為低污染工作區。凡是改善噴油霧化，消除局部過富和過貧區域，都會式排氣污染物減少。為降低污染值，可考慮在慢車狀態時使主燃區更富油些，在起飛等大慢車狀態在環形燃燒室中分級供油的方式慢車狀態在環形燃燒室中分級供油的方式三、2020年航空發動機的環境污染控制目標降低可感覺噪音一般NOx降低80%CO2降低50%（與2001年水平比較）三、2020年航空發動機的環境污染控制目標四、低污染燃燒技術研究概況在美國1974年制定的實驗清潔燃燒室項目（ECCP）中，發展了高效節能發動機E3-----采用徑向和軸向的分級燃燒室方案——新概念燃燒室。從70年代至90年代，主要針對降低NOX排放進行研究，取得了一系列有實用價值的成果。美國能源部1992年制定了先進燃氣輪機系統計劃，被列為長期戰略投資項目。著重于高效和高性能：T4大于1426℃60%的熱效率達到環保要求四、低污染燃燒技術研究概況建議發展以下領域，以便獲得高性能：應用陶瓷熱壁，可以使燃燒室在更多預混情況下燃燒，以降低NOx、CO、UHC；開發貧油預混燃燒室系統，不僅可以降低NOx，還可改善渦輪性能；在燃燒室內采用催化金屬或陶瓷基體反應器，以降低污染；采用富油急冷貧油燃燒室，以降低NOx排放。建議發展以下領域，以便獲得高性能：提綱：提綱：13.6航空發動機的加力燃燒室加力的幾種方法噴液（水或水醇類混合液）加力，即經壓氣機入口處噴高壓液體，比便在壓縮過程中蒸發吸熱，降低氣流溫度，提高壓氣機效率和增加質量流量，從而提高推力，但這種方法需增加一套供液系統，且推力增加有限，已不再為所用。復燃加力：即通過在已然其中噴油燃燒，提高排氣溫度來增加推力。在地面臺架狀態，加力推力較最大狀態推力可增加25-50%，在高速或超音速飛行時增加更多，可達100%以上。對于渦扇發動機加力推力增加比例更大，在地面臺架狀態，可增加70%以上，在超音速飛行時可達150%以上.13.6航空發動機的加力燃燒室加力的幾種方法13.6.1加力燃燒室特點及對性能的影響一、加力燃燒室的功用13.6.1加力燃燒室特點及對性能的影響二、加力燃燒室工作特點及對它的要求二、加力燃燒室工作特點及對它的要求1、工作特點（1）進口總壓低，氣流速度大，進口總溫高。

——點火和火焰穩定都相當困難，燃燒效率顯著下降。（2）二次燃燒，工質含氧量小，惰性成分增加，燃燒效率顯著下降。——對組織燃燒不利。（3）加力燃燒室中沒有轉動部件，溫度不受過多限制，可達2000K左右，相對富油，不需要火焰筒。（4）工作狀態變化小，不會出現過渡狀態下的極度貧油和富油。（5）余氣系數小，含氧量小，燃燒容易不穩定，產生震蕩燃燒。1、工作特點加力燃燒室的戰術技術指標如下：（1）加力點火應迅速、可靠、平穩接通加力1-2s，慢車至全加力時間<=4-5s；加力接通可靠性：不低于105次；接通加力時不允許報燃或放炮。（2）加力推力要盡可能大第3代：T/M=7-8；第4代：T/M=9-10.（3）加力穩定工作范圍寬渦噴：加力比1.1-1.5；渦扇：加力比1.05——1.70；在全部工作范圍內沒有推力脈動或不穩定燃燒現象。加力燃燒室的戰術技術指標如下：（4）在任務剖面內開加力無使用限制一次加力的工作時間>10min；在總壽命內，加力時間>10-15%。（5）加力耗油率要盡可能低在低壓中復燃，故熱效率低，所以加力耗油率比主燃燒室的高出一倍左右。（6）機匣筒體壁溫要低，工作可靠性好渦噴：T7<750℃；渦扇：T7<350℃由上可見，渦扇加力的優勢較多，因此會逐步取代渦噴加力。（4）在任務剖面內開加力無使用限制2、性能要求（1）減小流體阻力。由于加力燃燒室流速大，且供油、點火及穩定器部件在不開加力時不工作，是產生無效阻力累贅，因此設法改進設計，減小阻力是加力燃燒室改進的課題。（2）提高燃燒效率，降低發動機的單位耗油率。（3）出口溫度場盡可能均勻，以減少推力損失。（4）防止震蕩燃燒。劇烈的震蕩燃燒會給整個發動機帶來災難，即使一般的震蕩也會產生讓人難以忍受的噪音。采取適當的措施，減少或消除震蕩燃燒的發生是近代加力燃燒室研究的主要課題之一。加力燃燒室中的防振屏（兼有隔熱作用）即為防止振蕩燃燒的措施之一。（5）點火和燃燒穩定性好，特別是在低壓高速下的點火迅速和提高點火高度、火焰穩定，亦是加力燃燒室研究的重要課題之一。2、性能要求三、加力燃燒室工作時對發動機性能的影響三、加力燃燒室工作時對發動機性能的影響1、加力比航空發動機的推力等于燃氣的動量增加，在地面臺架上，w1=01、加力比2、耗油率比2、耗油率比3、加力時發動機尾噴口面積的變化為了保持發動機的主要工作參數不變，在開動加力時，必須同時擴大尾噴口面積。根據流量公式，可以推倒出加力與未加力時的面積比：可見，加力面積比亦與加溫比的平方根成正比。加力面積比是由自動調節系統隨機控制，一般尾噴口形式如下：3、加力時發動機尾噴口面積的變化第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件13.6.2加力燃燒室主要部件和工作原理

13.6.2加力燃燒室主要部件和工作原理

第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件一、擴壓器加力燃燒室的擴壓器是由中心鼓筒和外殼構成，按面積的擴壓比一般在2左右，其目的是將高速氣流減速，并使壓力有所提高，這將有利于組織燃燒和減少阻力。中心鼓筒由若干個整流支板支撐，支板有一定的偏斜度，以扭正渦輪排氣的旋轉流動（整流），有利于使穩定其截面處的流場均勻。加力燃燒室擴壓器一般是做成大擴張比和小擴張角，這有利于減小壓力損失，但這要受直徑和長度的限制。為了減小可能產生的氣流分離，擴張角一般不宜太大，為了工藝簡單起見，中心鼓桶或外殼常坐成直線截錐形，也有做成特型曲面的。一、擴壓器二、供油裝置加力噴嘴多置于擴壓段通道里，這里紊流度大，有利于蒸發和摻混。大多數加力燃燒室用直流式噴嘴，即在噴油環和桿上鉆許多小孔（直徑一般在0·4~1·0mm范圍內），其數量可達上百個，這樣可以保證分布較為均勻。直射式噴嘴使用時又可分為側噴、逆噴和順噴以及小角度噴射等多種方式。二、供油裝置三、點火及點火裝置三、點火及點火裝置第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件四、火焰穩定器四、火焰穩定器第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件五、防振隔熱屏

振蕩燃燒（不穩定燃燒）是加力燃燒室筒體內燃燒時氣柱的脈動現象。通常有供油質量脈動或放熱量脈動所引發。

五、防振隔熱屏13.6.3渦扇加力燃燒室與軟點火

雙流路渦扇加力燃燒室分：

外涵加力：相當于主燃燒室方式（ductheater)核心流加力：相當于渦噴加力（afterburner)較少采用分流加力：又稱平行加力，相當于上述兩者疊加混合流加力：普遍采用，都有一個混合擴壓器，簡稱為混合器，是渦扇加力燃燒的主要部件之一。渦扇加力與渦噴加力的區別：（1）進口條件不一樣（2）外涵無節流，沒有臨界截面，點火與起動不同，壓力擾動不能過火——軟點火（3）外涵溫度低，必須組織低溫下的燃燒（4）低頻振蕩燃燒13.6.3渦扇加力燃燒室與軟點火

雙流路渦扇加力燃燒室分第十三章-航空發動機燃燒室課件

軟點火與硬點火：

渦噴加力由于渦輪通常處于臨界狀態，故點火對渦輪及其前面的零件無影響，即使加力燃燒室放炮，其壓力脈動也逾越不過渦輪導向器，所以其加力無所謂強弱與軟硬。

而由于渦扇的外涵在發動機全部工作狀態下始終處于亞音速流動，所以加力燃燒室中任何壓力脈動都可能前傳影響風扇，嚴重時會引起風扇工作不穩定，壓氣機喘振，甚至造成全機振動。故將點火時風扇是否受得了的壓力脈動值作為衡量尺度，在此值以上為硬點化，以下則為軟點火。軟點火與硬點火：13.6.4振蕩燃燒

一、

振蕩燃燒的特點和類型

1、特點

2、類型

a、縱向振蕩

b、橫向振蕩

c、徑向振蕩

13.6.4振蕩燃燒

一、振蕩燃燒的特點和類型二、加力燃燒室的激振因素

1、發動機轉速引起的燃燒振蕩

2、旋渦脫落引起的燃燒振蕩

3、供油脈動引起的燃燒室振蕩

4、燃燒本身引起的脈動第十三章-航空發動機燃燒室課件三、消除或減弱振蕩燃燒的措施

1、減弱原始的壓力脈動

2、改善火焰穩定器的設計

3、設置阻尼裝置

4、改善供油條件第十三章-航空發動機燃燒室課件謝謝！謝謝！第十三章航空發動機中的燃燒第十三章航空發第十三章-航空發動機燃燒室課件13.1航空發動機燃燒室概述一、燃燒室的功用P3=7-32atmP4略有下降T3=500-750KT4=1150-1850Kc3=120-180m/sc4=160-200m/s13.1航空發動機燃燒室概述一、燃燒室的功用P3=7-32a

主燃燒室的作用把壓氣機增壓后的空氣，經過噴油燃燒釋放熱量，提高溫度，然后流向渦輪膨脹作功。（主燃燒室燒完總進氣量的大約1/3---1/4）

加力燃燒室作用：經渦輪膨脹后燃燒室燃燒所剩余的氧氣再不吃噴油燃燒，提高氣流溫度，增加作功能力，使噴氣發動機增加推力，加力燃燒室一般僅在需要時開動，工作時間較短。燃燒室和加力燃燒室的功用：把燃油的化學能釋放出來轉變為熱能。是氣體的總焓增大，以便提高燃氣再渦輪和尾噴管中膨脹做功的能力。（燃油釋放能量做功）

主燃燒室的作用可見，燃燒室是動力機械的能量發源地，室發動機中的主要部件之一。二、燃燒室工作特點（1）進口氣流速度很大（2）燃燒室容積很小（容熱強度大）（3）工作溫度高（2500K）（4）出口氣流溫度T4受到渦輪葉片的強度的限制，不能過高（5）進口參數變化大可見，燃燒室是動力機械的能量發源地，室發動機中的主要部件之一因此一個好的燃燒室必須在這些參數變化范圍寬廣的狀態下保證正常工作，至少不能熄火，以便保證發動機能發出推力，飛機能安全飛行。而且，這一任務必須以最小的壓力損失、在有限的可用空間里釋放出最大的熱量、高效低污染地實現，亦即高效、高強度、低污染的實現。因此一個好的燃燒室必須在這些參數變化范圍寬廣的狀態下保證正常三、對主燃燒室的性能要求1、點火可靠1）能在進口±50℃范圍內實現良好的地面起動2）高空熄火后能夠再點火，保證安全3）能在8-12km的高度實現可靠點火發動機的點火高度是評定飛機或發動機的一個性能指標，目前達到的高度為8-9km，采取補氧等措施后可達12-13km。提高點火高度，也是目前研究的主要課題。2.燃燒穩定要求燃燒室在點燃以后，必須：1）在規定的全部飛行高度、速度范圍內都能穩定燃燒，不被吹熄2）在a=2-50的范圍內能穩定燃燒3）避免不穩定燃燒（振蕩燃燒）三、對主燃燒室的性能要求3、燃燒完全燃燒完全系數：燃燒完全程度室發動機重要的經濟指標，用燃燒效率來衡量。燃燒效率（考慮了散熱效應）：熱循環效率：3、燃燒完全4、出口溫度場符合要求燃燒室出口的燃氣流向渦輪葉片，考慮到高速旋轉的渦輪葉片承受應力已經很大，再加上高溫氣流的沖擊，工作條件十分惡略。于是要求燃燒室出口氣流溫度場符合渦輪葉片高溫強度的要求，不要有局部過熱點，以保證渦輪的正常工作和壽命。4、出口溫度場符合要求燃燒室出口溫度分布的衡量指標：1）燃燒室出口溫度分布系數OTDF2)燃燒室出口徑向溫度分布系數RTDF燃燒室出口溫度分布的衡量指標：出口溫度場分布要求：火焰除點火過程的短暫時間外，不得伸出燃燒室；沿渦輪進口環形通道的圓周方向，溫度盡可能均勻，要求OTDF<0.2，RTDF=0.08-0.12。在整個出口環腔內最高溫度T4max與平均溫度T4之差不得超過100-120℃.沿葉高溫度分布應符合中間高兩端低的要求-等強度原則。出口溫度場分布要求：5.壓力損失小氣流流經燃燒室要產生壓力損失。它主要包括摩擦損失、擴壓損失、穿過火焰筒的眾多大小孔產生的進氣損失、摻混損失以及燃燒加熱引起的熱阻等等。常用總壓恢復系數來衡量壓力損失。5.壓力損失小6.尺寸小重量輕（燃燒室容熱強度、火焰筒容熱強度）由燃燒室或任何別的熱量發生裝置放出的熱量取決于燃燒區的容積。因而，為了獲得要求的高功率輸出，一個相當小而緊湊的燃氣渦輪燃燒室必須以極高的放熱率放熱。例如，在起飛狀態，一臺羅羅公司的RB211-524發動機每小時消耗9368kg燃油。這種燃油具有大約43120KJ/kg的熱值。因此，該燃燒室每秒釋放近112208KJ的熱量。換言之，這種潛在的熱量消耗率相當于大約150000馬力。常用容熱強度這個參數來衡量燃燒室容積的利用程度。6.尺寸小重量輕（燃燒室容熱強度、火焰筒容熱強度）一般，主燃室的一般，主燃室的7.排氣污染少（起因，組成，如何減少或消除）航空發動機的污染表現在由于燃燒組織的不完善，特別是在富油時，排放大量的CO直接造成對人類健康的危害。局部富油時因缺氧，形成大量的微細碳粒，形成可見黑煙霧，造成污染。由于燃燒時溫度高，特別是在地面起飛狀態時，容易形成NOX類物質，對人類及其他生物危害也很大。燃燒室工作時，特別是加力燃燒室在不穩定工作時產生低頻高分貝的強噪聲污染。要求符合污染標準7.排氣污染少（起因，組成，如何減少或消除）8.壽命長燃燒室內火焰溫度很高，火焰筒壁面經常受著高溫燃氣的侵蝕。由于氣流和火焰的紊流脈動，使火焰筒承受著交變的高溫燃氣引起的熱應力。火焰筒經常產生裂紋、燒蝕、掉塊、變形等故障。現代航空燃氣渦輪發動機的燃燒室內，火焰筒都是用高性能的耐熱鋼板制成的。為防止過熱、燒蝕和延長壽命，火焰筒壁面都采用了有效的冷卻措施，以保證在較長的壽命期內安全可靠的工作。這些要求之間往往出現矛盾，例如火焰筒穩定性與氣流壓力損失之間的矛盾，容熱強度與壽命之間的矛盾。因此根據飛機的不同用途，要這種考慮。軍機一般400-1000h，民機6000-8000h。8.壽命長四、燃氣渦輪發動機燃燒室的基本設計點首先考慮一種最簡單可行的燃燒室。燃油噴入平行壁的導管中央。燃燒在空氣流中發生，空氣流的速度等于壓氣機出口的氣流速度，約為150-200m/s，這種方式的主要缺點是在這樣高的速度下燃油燃燒時發生很大的基本壓力損失（熱阻損失）。每當向流動的氣體加熱時發生的這種損失由下式給出：四、燃氣渦輪發動機燃燒室的基本設計點對于v=150m/s，以及有代表性的T3、T4、p數值的情況來說，⊿P基約為進口壓力的25%，這太大了。靠增加一進口擴壓器可使燃燒區的流速下降到一個數值，此時⊿P基是可容許的。例如，若流速下降到原來的1/5，則基本壓力損失將下降到原來的1/25，即大約是進口壓力的1%，這是可以接受的。對于v=150m/s，以及有代表性的T3、T4、p數即使增加了擴壓器，對于穩定燃燒來說，燃燒區的流速還是太高，他比大多數燃油的基本火焰速度高出不止一倍。于是在噴油嘴后增加一折流擋板，以便提供回流和一個使火焰“駐定”的低流速回流區。為了防止火焰吹熄并使低壓條件下容易在點火，這是特別需要的。故在主燃燒室----旋流器，加力燃燒室----V形槽第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件為了使流過燃燒室的空氣流能夠與供給燃油最充分的燃燒，最大限度釋放燃油中的化學能，必須使燃燒區的空氣-燃料比接近理論的恰當比15，而這樣燃燒后燃氣溫度太高（高于2000K），渦輪葉片無法承受；若要葉片承受得了，必須在已燃氣進入渦輪葉片前降溫，故燃燒室必須分區---引入火焰筒。上圖表明在折流擋板上加裝一火焰筒，其上合適位置開有合適尺寸的進氣孔以達到分區的目的。火焰筒的引入解決了“既要燒得著，又能受得了”的矛盾。為了使流過燃燒室的空氣流能夠與供給燃油最充分的燃燒，最大限度五、燃燒室的進本結構和類型五、燃燒室的進本結構和類型航空發動機主燃燒室示意圖第十三章-航空發動機燃燒室課件渦噴6發動機燃燒室示意圖渦噴6發動機燃燒室示意圖燃燒室類型燃燒室類型第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件六、單管、環管、環形燃燒室比較六、單管、環管、環形燃燒室比較第十三章-航空發動機燃燒室課件各類燃燒室特點綜合比較

各類燃燒室特點綜合比較

第十三章-航空發動機燃燒室課件13.2燃燒過程的計算燃燒過程中的質量平衡L0，混氣成分、組分等燃燒過程中的能量平衡η，T4，a,f13.2燃燒過程的計算燃燒過程中的質量平衡13.2.1燃燒過程中的質量平衡一、平衡方程、理論空氣量及熱值13.2.1燃燒過程中的質量平衡一、平衡方程、理論空氣量及航空煤油的化學反應式：航空煤油的熱值：理論空氣量（完全燃燒所需的最少空氣量）的計算：氧氣占空氣的質量百分比：23.2%完全燃燒1kg煤油所需的理論質量空氣量L0：航空煤油的化學反應式：二、熱離解二、熱離解第十三章-航空發動機燃燒室課件

可見，在1800K以下，燃燒產物的離解影響不大，可以忽略；若燃燒溫度在2000K以上時，不可忽略。對主燃燒室來說，目前的出口溫度均低于1800K，即使在頭部燃燒溫度很高，但隨著補燃和摻混空氣的降溫，離解產物又會重新化合，將離解吸收熱全部釋放出來。因此可以說，在航空發動機主燃燒室中，無需考慮離解問題。

13.2.2燃燒過程中的能量平衡一、燃燒過程的能量平衡、燃燒效率13.2.2燃燒過程中的能量平衡一、燃燒過程的能量平衡、燃燒第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件二、燃燒溫度近似計算公式：影響T4*的因素：二、燃燒溫度精確求解用迭代法：精確求解用迭代法：第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件提綱：提綱：13.3燃燒室的工作過程一、燃燒室的氣流流型在燃燒室內建立適當的氣流流型是組織燃燒的基礎。燃燒室的氣流流型應滿足：能促進燃油與空氣混合，形成所需要的濃度場；產生回流區，確保可靠點火，火焰穩定及燃燒完全；在壁面形成保護氣膜，使壁溫在允許的范圍內；通過摻混、降溫形成所要求的出口流場和溫度場。13.3燃燒室的工作過程一、燃燒室的氣流流型第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件

葉片式旋流器：在裝有旋流器的燃燒室中，少量空氣形成了氣體的回流。

氣流的軸向速度分布：形成順流區、逆流區、過渡區。過渡區位于虛線所示的軸向速度線附近，可形成氣流速度等于火焰傳播速度的條件，既滿足火焰穩定的條件。在過渡區，速度梯度大，紊流強度大（可達50%以上），因此發生著強烈的穩流質量交換的過程，提供了不斷流向火焰筒前端的高溫燃氣，這促使燃料迅速蒸發，并保證新鮮混氣被不斷點燃。

主燃孔：將空氣導入火焰筒前部參加燃燒過程。由于空氣的進入流速較高，因此在每一主燃孔處均形成一氣柱狀射流。他阻止著旋流器下游氣流的旋轉，使回流區截止在主燃孔所在的截面附近。

氣膜孔：形成保護氣膜，使壁溫在容許的范圍內。補燃孔及摻混孔：以柱狀射流的形式進入火焰筒，經過摻混、降溫形成所要求的出口溫度場。葉片式旋流器：在裝有旋流器的燃燒室中，少量空氣形成了氣二、燃燒室中的燃料分布燃料噴出后，形成一錐形空心油膜，他迅速擴大變薄而破裂成細小的油珠群，同時穿出回流區進入紊流度很大的過渡區，其中大油珠可以穿到順流區，而最小的油珠則可能被回流區的氣流帶走，隨之漂流。在強烈的紊流換熱和換質的條件下，油珠不斷蒸發并與不斷進入火焰筒頭部的新鮮空氣強烈混合，形成適宜于燃燒的新鮮混氣。根據對冷吹風時燃料濃度分布的測量結果知道，燃料在火焰截面上呈非均勻分布，其中大部分集中在油霧錐面附近，在離開油霧錐面的地方，燃料濃度迅速減小。余氣系數的分布則與此相反，隨著遠離噴嘴，截面上燃料局部濃度和余氣系數逐漸均勻。

燃燒室中的燃料分布的不均勻性，正是組織燃燒所需要的。因為在燃燒室各截面上，由于染料濃度和余氣系數都在變化，因此在各種工況中一般都自然存在著符合火焰穩定所需要的混氣濃度的地方，從而是火焰穩定區域很寬。二、燃燒室中的燃料分布第十三章-航空發動機燃燒室課件三、燃燒室中的燃燒過程三、燃燒室中的燃燒過程第十三章-航空發動機燃燒室課件火焰穩定和總的氣流圖火焰穩定和總的氣流圖四、火焰筒各路進氣的分配及功用燃燒室工作總體描述：空氣分股，燃燒分區。四、火焰筒各路進氣的分配及功用1、旋流器進氣：占5%-10%空氣量，這時a=0.3-0.5作用：造成旋轉氣流，形成回流區，同時對油膜破碎霧化和摻混起作用2、主燃孔進氣：占20%空氣量，這時a=1左右作用：向頭部主燃區恰當的供入新鮮空氣，以補充旋流器空氣與燃油配合的不足。頭部的貧油設計與富油設計以此處的a為準，若a<1為富油，a>1則為貧油。在這個區，大部分燃料將燒完。旋流器進氣加上主燃孔進氣一般稱第一股氣流，即用于燃燒的，其余則用于摻混的謂之第二股氣流。主燃孔的位置和大小至關重要，過前、過后、過大和過小都將會對主燃區的工作帶來影響。1、旋流器進氣：占5%-10%空氣量，這時a=0.3-0.53、補燃孔進氣：占10%空氣量作用：補燃及摻混之間。由于在主燃孔截面前，燃油隨大部分燒完，但由于在回流區外氣流速度較高且溫度較低，油珠停留時間較短，尚來不及反應。另外，在燃燒區總有一些大油珠而未能燒完，而且當頭部富油設計時，更需要補充空氣使a>1.

這段的補燃作用就十分明顯，其目的是使燃油在此前盡可能燒完全。補燃段還把在主燃區中由于溫度高于2000K發生的離解之燃燒產物重新化合成穩定的產物，將這部分熱量重新釋放出來。3、補燃孔進氣：占10%空氣量4、摻混段進氣，占25-30%

作用：將上游已燃高溫氣流摻冷、摻均至合理溫度分布這部分空氣隨亦有微弱的補燃作用，但它的主要作用是將上游已然高溫氣流摻冷、摻均至合理溫度分布，達到渦輪可接受的程度。由于燃氣溫度在此段明顯降低，反應幾乎不再進行，同時也不會產生離解，燃氣成分趨于穩定。在火焰筒中心部分由于旋流器對氣流的旋轉作用有可能引起中心渦束。他是個高溫燃氣熱核心，也由于他處于中心位置，各類進氣孔穿透深度不易達到，因此摻混段有少量引導孔（在孔的火焰筒內邊加引套）以便加強進氣深度；將中心高溫心渦束吹散。4、摻混段進氣，占25-30%5、冷卻火焰筒壁面用氣，占35%

作用:隔熱、吸熱冷卻由于耐熱材料的發展及渦輪冷卻技術的改進，使a逐漸減少，T4不斷升高，這就要求保護在高溫下工作的火焰筒。因此大量采用壁面氣膜冷卻技術，有引導的并分段接力的將冷卻空氣沿火焰筒內壁面流動，一則用于隔熱，二則用于吸熱冷卻。從當前大量試驗和使用情況看，效果較好。隨著航空發動機向高參數（高溫高壓高速），燃燒室進口和出口溫度都有不斷提高的趨勢，可用于冷卻的空氣也越少，這將是未來火焰筒設計面臨的又一困難問題。5、冷卻火焰筒壁面用氣，占35%提綱：提綱：13.4燃燒室特性13.4燃燒室特性1、典型的燃燒效率特性1、典型的燃燒效率特性第十三章-航空發動機燃燒室課件效率下降原因：在偏富一側：頭部在設計狀態時本來就是富油（約0.4），這時由于供油量的增加就更富，于是過多的油要吸熱蒸發，使頭部溫度下降，燃燒反應速度減慢，顯然后來主燃孔及補燃孔又進來大量空氣使上升，但燃燒區后移，有可能在回流區尾部和回流區之后的區域。這里流速較高，可燃微團停留時間較短，在流出火焰筒時，尚有部分油珠來不及燃燒而導致燃燒效率下降。供油量過多容易造成較大油珠的數量增加，在走完火焰筒全程時尚未燃燒。頭部過富油容易產生積炭及冒煙，這不僅使從烴類燃料中析出的C未再反應生成CO，而且會破壞氣流結構，影響燃燒區的正常工作。過分的富油旺旺是炙熱區脫離回流區而導致熄火，也容易引起震蕩燃燒和由于溫度過高而將火焰筒燒壞。效率下降原因：在貧油一邊：在頭部燃燒進行得較為充分，因此燃燒效率下降得較為緩慢。其所以下降是由于：總的溫度降低，較多的冷空氣較早的滲入，使得反應速度降低，導致燃燒效率下降；過低的供油量使離心式噴油嘴供油惡化，不僅使得燃燒效率迅速下降，而且也容易造成火焰熄滅。在貧油一邊：第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件第十三章-航空發動機燃燒室課件燃燒效率與效率相似準則的關系燃燒效率與效率相似準則的關系第十三章-航空發動機燃燒室課件二、火焰穩定特性在進口氣流參數（壓力、速度、溫度等）一定的條件下，混氣能穩定燃燒的油氣范圍。典型的火焰穩定特性曲線二、火焰穩定特性穩定燃燒極限穩定燃燒極限三、燃燒室的流阻特性流阻特性：燃燒室中因流動及燃燒過程所帶來的壓力損失對燃燒室性能的影響。1、燃燒室壓力損失的組成（1）擴壓器中的流體損失（2）火焰筒進氣損失（3）火焰筒內的總壓損失a.燃料噴射霧化摻混及與冷卻空氣的摻混引起的總壓損失b.回流區強紊流擾動形成的損失c.燃料燃燒使氣流加熱引起的總壓損失，即熱阻損失（4）附加損失氣流流過通道內的各種障礙物及通道表面產生摩擦造成的損失。三、燃燒室的流阻特性2、燃燒室壓力損失的表示方法總壓恢復系數流阻系數（阻力系數）流阻系數在燃燒室主要工作狀態下，基本上是個常數實際上，他是流體力學中的歐拉相似準則，即當燃燒室內的氣流的Re數大于105-106時，流動進入自模化，為一定值。與流速無關，而只隨燃燒室結構的不同而不同。2、燃燒室壓力損失的表示方法流阻系數一般反映燃燒室結構在流體力學方面的完善性，而總壓恢復系數則直接反映燃燒室流體損失的大小，他除了與燃燒室的加熱比有關外，主要決定于流過燃燒室的平均流速。據氣體動力學知識，在燃燒室工作的氣流速度范圍內流體損失與流速的平方成正比，這也是ψc為定值的原因。流阻系數一般反映燃燒室結構在流體力學方面的完善性，而3、燃燒室的流阻特性流阻特性：燃燒室壓力損失、流阻系數及氣流速度（以燃燒室的主要尺寸和狀態參數來表示）之間的關系。3、燃燒室的流阻特性第十三章-航空發動機燃燒室課件各型燃燒室壓力損失的典型數據各型燃燒室壓力損失的典型數據提綱：提綱：13.5燃燒室的排氣污染一、排氣污染物概述三類污染物不完全燃燒產物：未燃盡燃料，如CO、未燃烴和微粒碳等。在高溫下形成的：主要是NOX。由燃料雜質的氧化物構成：如SO2等，其特點時化學上的不可避免性，不過在油中S的含量少，可以不考慮。另外航空發動機的環境污染還有噪聲污染。在航空發動機中，污染物的含量主要取決于工作狀態13.5燃燒室的排氣污染一、排氣污染物概述現代航空發動機主燃燒室典型工作狀態參數現代航空發動機主燃燒室典型工作狀態參數第十三章-航空發動機燃燒室課件二、排氣污染物生成機理及消除途徑1、生成機理（1）CO的生成環境：溫度低、供氧不足a.CO大多數是因為供氧不足而產生的b.在慢車情況下由于供油壓力低，燃油霧化不良，而且此時進入燃燒室的空氣壓力和溫度均較低使霧化和蒸發惡化，燃燒不充分，燃燒效率低。如果改善燃油的物化條件，如用蒸發管噴嘴或氣動噴嘴情況會好些。c.如果過早地有大量冷空氣過深的滲入，會使溫度迅速降低，使生成CO2的反應中斷而生成CO，嚴重時會產生局部萃熄，都會使CO增多。d.在慢車時，燃燒著的微團在燃燒室停留時間縮短，使燃燒不充分，也是CO生成的原因。二、排氣污染物生成機理及消除途徑（2）未燃烴的生成a.高沸點大分子烴，由于在燃燒室中停留時間短，來不及蒸發就排出去。b.裂解后的烴，由于溫度較低，未能與氧化和而被排出室外。未燃烴的生成規律類似于CO，但他的氧化作用比CO快，故含量比CO少。（2）未燃烴的生成（3）NOX的生成主要是NO、NO2、N2O4等，他們主要在高溫燃燒區由N2和O2化和產生。可以通過降溫、混合均勻以避免局部高溫和降低氧的濃度來降低。可見，控制NOX與控制CO相矛盾。（4）微碳粒的生成頭部局部富油區是產生微碳粒的主要原因，在高溫缺氧的條件下燃油裂解生成碳粒，離心式噴嘴如噴射式散射不廣與穿透不深，形成燃油過分集中，容易冒黑煙。（3）NOX的生成2、消除途徑研究表明，火焰頭部的燃油濃度與氣流結構對排氣污染物的生成起主要作用。在轉速與當量比的坐標圖上，低污染區與發動機工作區相交后有個共同的區域，因此設計時應計量時發動機在這個區內工作，即使不落在共同區也不要太遠，以免污染嚴重。2、消除途徑為降低污染值，可考慮在慢車狀態時使主燃區更富油些，在起飛等大轉速狀態時應貧油些。由于主燃區的高溫可降低CO含量，卻增加NOX，因此主燃區可采用溫度折中值，從左圖可看出，在1600K<T<1750K時，可以使CO和NO都低于規定的標準。故稱之為低污染工作區。凡是改善噴油霧化，消除局部過富和過貧區域，都會式排氣污染物減少。為降低污染值，可考慮在慢車狀態時使主燃區更富油些，在起飛等大慢車狀態在環形燃燒室中分級供油的方式慢車狀態在環形燃燒室中分級供油的方式三、2020年航空發動機的環境污染控制目標降低可感覺噪音一般NOx降低80%CO2降低50%（與2001年水平比較）三、2020年航空發動機的環境污染控制目標四、低污染燃燒技術研究概況在美國1974年制定的實驗清潔燃燒室項目（ECCP）中，發展了高效節能發動機E3-----采用徑向和軸向的分級燃燒室方案——新概念燃燒室。從70年代至90年代，主要針對降低NOX排放進行研究，取得了一系列有實用價值的成果。美國能源部1992年制定了先進燃氣輪機系統計劃，被列為長期戰略投資項目。著重于高效和高性能：T4大于1426℃60%的熱效率達到環保要求四、低污染燃燒技術研究概況建議發展以下領域，以便獲得高性能：應用陶瓷熱壁，可以使燃燒室在更多預混情況下燃燒，以降低NOx、CO、UHC；開發貧油預混燃燒室系統，不僅可以降低NOx，還可改善渦輪性能；在燃燒室內采用催化金屬或陶瓷基體反應器，以降低污染；采用富油急冷貧油燃燒室，以降低NOx排放。建議發展以下領域，以便獲得高性能：提綱：提綱：13.6航空發動機的加力燃燒室加力的幾種方法噴液（水或水醇類混合液）加力，即經壓氣機入口處噴高壓液體，比便在壓縮過程中蒸發吸熱，降低氣流溫度，提高壓氣機效率和增加質量流量，從而提高推力，但這種方法需增加一套供液系統，且推力增加有限，已不再為所用。復燃加力：即通過在已然其中噴油燃燒，提高排氣溫度來增加推力。在地面臺架狀態，加力推力較最大狀態推力可增加25-50%，在高速或超音速飛行時增加更多，可達100%以上。對于渦扇發動機加力推力增加比例更大，在地面臺架狀態，可增加70%以上，在超音速飛行時可達150%以上.13.6航空發動機的加力燃燒室加力的幾種方法13.6.1加力燃燒室特點及對性能的影響一、加力燃燒室的功用13.6.1加力燃燒室特點及對性能的影響二、加力燃燒室工作特點及對它的要求二、加力燃燒室工作特點及對它的要求1、工作特點（1）進口總壓低，氣流速度大，進口總溫高。

——點火和火焰穩定都相當困難，燃燒效率顯著下降。（2）二次燃燒，工質含氧量小，惰性成分增加，燃燒效率顯著下降。——對組織燃燒不利。（3）加力燃燒室中沒有轉動部件，溫度不受過多限制，可達2000K左右，相對富油，不需要火焰筒。（4）工作狀態變化小，不會出現過渡狀態下的極度貧油和富油。（5）余氣系數小，含氧量小，燃燒容易不穩定，產生震蕩燃燒。1、工作特點加力燃燒室的戰術技術指標如下：（1）加力點火應迅速、可靠、平穩接通加力1-2s，慢車至全加力時間<=4-5s；加力接通可靠性：不低于105次；接通加力時不允許報燃或放炮。（2）加力推力要盡可能大第3代：T/M=7-8；第4代：T/M=9-1