第十三章-航空发动机燃烧室.ppt

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第十三章航空发动机中的燃烧,13.1航空发动机燃烧室概述,一、燃烧室的功用,P3=7-32atmP4略有下降T3=500-750KT4=1150-1850Kc3=120-180m/sc4=160-200m/s,主燃烧室的作用把压气机增压后的空气，经过喷油燃烧释放热量，提高温度，然后流向涡轮膨胀作功。

（主燃烧室烧完总进气量的大约1/3-1/4）加力燃烧室作用：

经涡轮膨胀后燃烧室燃烧所剩余的氧气再不吃喷油燃烧，提高气流温度，增加作功能力，使喷气发动机增加推力，加力燃烧室一般仅在需要时开动，工作时间较短。

燃烧室和加力燃烧室的功用：

把燃油的化学能释放出来转变为热能。

是气体的总焓增大，以便提高燃气再涡轮和尾喷管中膨胀做功的能力。

（燃油释放能量做功）,可见，燃烧室是动力机械的能量发源地，室发动机中的主要部件之一。

二、燃烧室工作特点

（1）进口气流速度很大

（2）燃烧室容积很小（容热强度大）（3）工作温度高（2500K）（4）出口气流温度T4受到涡轮叶片的强度的限制，不能过高（5）进口参数变化大,因此一个好的燃烧室必须在这些参数变化范围宽广的状态下保证正常工作，至少不能熄火，以便保证发动机能发出推力，飞机能安全飞行。

而且，这一任务必须以最小的压力损失、在有限的可用空间里释放出最大的热量、高效低污染地实现，亦即高效、高强度、低污染的实现。

三、对主燃烧室的性能要求1、点火可靠1）能在进口50范围内实现良好的地面起动2）高空熄火后能够再点火，保证安全3）能在8-12km的高度实现可靠点火发动机的点火高度是评定飞机或发动机的一个性能指标，目前达到的高度为8-9km，采取补氧等措施后可达12-13km。

提高点火高度，也是目前研究的主要课题。

2.燃烧稳定要求燃烧室在点燃以后，必须：

1）在规定的全部飞行高度、速度范围内都能稳定燃烧，不被吹熄2）在a=2-50的范围内能稳定燃烧3）避免不稳定燃烧（振荡燃烧）,3、燃烧完全燃烧完全系数：

燃烧完全程度室发动机重要的经济指标，用燃烧效率来衡量。

燃烧效率（考虑了散热效应）：

热循环效率：

4、出口温度场符合要求燃烧室出口的燃气流向涡轮叶片，考虑到高速旋转的涡轮叶片承受应力已经很大，再加上高温气流的冲击，工作条件十分恶略。

于是要求燃烧室出口气流温度场符合涡轮叶片高温强度的要求，不要有局部过热点，以保证涡轮的正常工作和寿命。

燃烧室出口温度分布的衡量指标：

1）燃烧室出口温度分布系数OTDF2）燃烧室出口径向温度分布系数RTDF,出口温度场分布要求：

火焰除点火过程的短暂时间外，不得伸出燃烧室；沿涡轮进口环形通道的圆周方向，温度尽可能均匀，要求OTDF0.2，RTDF=0.08-0.12。

在整个出口环腔内最高温度T4max与平均温度T4之差不得超过100-120.沿叶高温度分布应符合中间高两端低的要求-等强度原则。

5.压力损失小气流流经燃烧室要产生压力损失。

它主要包括摩擦损失、扩压损失、穿过火焰筒的众多大小孔产生的进气损失、掺混损失以及燃烧加热引起的热阻等等。

常用总压恢复系数来衡量压力损失。

6.尺寸小重量轻（燃烧室容热强度、火焰筒容热强度）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，一台罗罗公司的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。

常用容热强度这个参数来衡量燃烧室容积的利用程度。

一般，主燃室的,7.排气污染少（起因，组成，如何减少或消除）航空发动机的污染表现在由于燃烧组织的不完善，特别是在富油时，排放大量的CO直接造成对人类健康的危害。

局部富油时因缺氧，形成大量的微细碳粒，形成可见黑烟雾，造成污染。

由于燃烧时温度高，特别是在地面起飞状态时，容易形成NOX类物质，对人类及其他生物危害也很大。

燃烧室工作时，特别是加力燃烧室在不稳定工作时产生低频高分贝的强噪声污染。

要求符合污染标准,8.寿命长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、掉块、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的工作。

这些要求之间往往出现矛盾，例如火焰筒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，要这种考虑。

军机一般400-1000h，民机6000-8000h。

四、燃气涡轮发动机燃烧室的基本设计点首先考虑一种最简单可行的燃烧室。

燃油喷入平行壁的导管中央。

燃烧在空气流中发生，空气流的速度等于压气机出口的气流速度，约为150-200m/s，这种方式的主要缺点是在这样高的速度下燃油燃烧时发生很大的基本压力损失（热阻损失）。

每当向流动的气体加热时发生的这种损失由下式给出：

对于v=150m/s，以及有代表性的T3、T4、p数值的情况来说，P基约为进口压力的25%，这太大了。

靠增加一进口扩压器可使燃烧区的流速下降到一个数值，此时P基是可容许的。

例如，若流速下降到原来的1/5，则基本压力损失将下降到原来的1/25，即大约是进口压力的1%，这是可以接受的。

即使增加了扩压器，对于稳定燃烧来说，燃烧区的流速还是太高，他比大多数燃油的基本火焰速度高出不止一倍。

于是在喷油嘴后增加一折流挡板，以便提供回流和一个使火焰“驻定”的低流速回流区。

为了防止火焰吹熄并使低压条件下容易在点火，这是特别需要的。

故在主燃烧室-旋流器，加力燃烧室-V形槽,为了使流过燃烧室的空气流能够与供给燃油最充分的燃烧，最大限度释放燃油中的化学能，必须使燃烧区的空气-燃料比接近理论的恰当比15，而这样燃烧后燃气温度太高（高于2000K），涡轮叶片无法承受；若要叶片承受得了，必须在已燃气进入涡轮叶片前降温，故燃烧室必须分区-引入火焰筒。

上图表明在折流挡板上加装一火焰筒，其上合适位置开有合适尺寸的进气孔以达到分区的目的。

火焰筒的引入解决了“既要烧得着，又能受得了”的矛盾。

五、燃烧室的进本结构和类型,航空发动机主燃烧室示意图,涡喷6发动机燃烧室示意图,燃烧室类型,六、单管、环管、环形燃烧室比较,各类燃烧室特点综合比较,13.2燃烧过程的计算,燃烧过程中的质量平衡L0，混气成分、组分等燃烧过程中的能量平衡，T4，a,f,13.2.1燃烧过程中的质量平衡,一、平衡方程、理论空气量及热值,航空煤油的化学反应式：

航空煤油的热值：

理论空气量（完全燃烧所需的最少空气量）的计算：

氧气占空气的质量百分比：

23.2%完全燃烧1kg煤油所需的理论质量空气量L0：

二、热离解,可见，在1800K以下，燃烧产物的离解影响不大，可以忽略；若燃烧温度在2000K以上时，不可忽略。

对主燃烧室来说，目前的出口温度均低于1800K，即使在头部燃烧温度很高，但随着补燃和掺混空气的降温，离解产物又会重新化合，将离解吸收热全部释放出来。

因此可以说，在航空发动机主燃烧室中，无需考虑离解问题。

13.2.2燃烧过程中的能量平衡,一、燃烧过程的能量平衡、燃烧效率,二、燃烧温度近似计算公式：

影响T4*的因素：

精确求解用迭代法：

提纲：

13.3燃烧室的工作过程,一、燃烧室的气流流型在燃烧室内建立适当的气流流型是组织燃烧的基础。

燃烧室的气流流型应满足：

能促进燃油与空气混合，形成所需要的浓度场；产生回流区，确保可靠点火，火焰稳定及燃烧完全；在壁面形成保护气膜，使壁温在允许的范围内；通过掺混、降温形成所要求的出口流场和温度场。

叶片式旋流器：

在装有旋流器的燃烧室中，少量空气形成了气体的回流。

气流的轴向速度分布：

形成顺流区、逆流区、过渡区。

过渡区位于虚线所示的轴向速度线附近，可形成气流速度等于火焰传播速度的条件，既满足火焰稳定的条件。

在过渡区，速度梯度大，紊流强度大（可达50%以上），因此发生着强烈的稳流质量交换的过程，提供了不断流向火焰筒前端的高温燃气，这促使燃料迅速蒸发，并保证新鲜混气被不断点燃。

主燃孔：

将空气导入火焰筒前部参加燃烧过程。

由于空气的进入流速较高，因此在每一主燃孔处均形成一气柱状射流。

他阻止着旋流器下游气流的旋转，使回流区截止在主燃孔所在的截面附近。

气膜孔：

形成保护气膜，使壁温在容许的范围内。

补燃孔及掺混孔：

以柱状射流的形式进入火焰筒，经过掺混、降温形成所要求的出口温度场。

二、燃烧室中的燃料分布燃料喷出后，形成一锥形空心油膜，他迅速扩大变薄而破裂成细小的油珠群，同时穿出回流区进入紊流度很大的过渡区，其中大油珠可以穿到顺流区，而最小的油珠则可能被回流区的气流带走，随之漂流。

在强烈的紊流换热和换质的条件下，油珠不断蒸发并与不断进入火焰筒头部的新鲜空气强烈混合，形成适宜于燃烧的新鲜混气。

根据对冷吹风时燃料浓度分布的测量结果知道，燃料在火焰截面上呈非均匀分布，其中大部分集中在油雾锥面附近，在离开油雾锥面的地方，燃料浓度迅速减小。

余气系数的分布则与此相反，随着远离喷嘴，截面上燃料局部浓度和余气系数逐渐均匀。

燃烧室中的燃料分布的不均匀性，正是组织燃烧所需要的。

因为在燃烧室各截面上，由于染料浓度和余气系数都在变化，因此在各种工况中一般都自然存在着符合火焰稳定所需要的混气浓度的地方，从而是火焰稳定区域很宽。

三、燃烧室中的燃烧过程,火焰稳定和总的气流图,四、火焰筒各路进气的分配及功用燃烧室工作总体描述：

空气分股，燃烧分区。

1、旋流器进气：

占5%-10%空气量，这时a=0.3-0.5作用：

造成旋转气流，形成回流区，同时对油膜破碎雾化和掺混起作用2、主燃孔进气：

占20%空气量，这时a=1左右作用：

向头部主燃区恰当的供入新鲜空气，以补充旋流器空气与燃油配合的不足。

头部的贫油设计与富油设计以此处的a为准，若a1则为贫油。

在这个区，大部分燃料将烧完。

旋流器进气加上主燃孔进气一般称第一股气流，即用于燃烧的，其余则用于掺混的谓之第二股气流。

主燃孔的位置和大小至关重要，过前、过后、过大和过小都将会对主燃区的工作带来影响。

3、补燃孔进气：

占10%空气量作用：

补燃及掺混之间。

由于在主燃孔截面前，燃油随大部分烧完，但由于在回流区外气流速度较高且温度较低，油珠停留时间较短，尚来不及反应。

另外，在燃烧区总有一些大油珠而未能烧完，而且当头部富油设计时，更需要补充空气使a1.这段的补燃作用就十分明显，其目的是使燃油在此前尽可能烧完全。

补燃段还把在主燃区中由于温度高于2000K发生的离解之燃烧产物重新化合成稳定的产物，将这部分热量重新释放出来。

4、掺混段进气，占25-30%作用：

将上游已燃高温气流掺冷、掺均至合理温度分布这部分空气随亦有微弱的补燃作用，但它的主要作用是将上游已然高温气流掺冷、掺均至合理温度分布，达到涡轮可接受的程度。

由于燃气温度在此段明显降低，反应几乎不再进行，同时也不会产生离解，燃气成分趋于稳定。

在火焰筒中心部分由于旋流器对气流的旋转作用有可能引起中心涡束。

他是个高温燃气热核心，也由于他处于中心位置，各类进气孔穿透深度不易达到，因此掺混段有少量引导孔（在孔的火焰筒内边加引套）以便加强进气深度；将中心高温心涡束吹散。

5、冷却火焰筒壁面用气，占35%作用:

隔热、吸热冷却由于耐热材料的发展及涡轮冷却技术的改进，使a逐渐减少，T4不断升高，这就要求保护在高温下工作的火焰筒。

因此大量采用壁面气膜冷却技术，有引导的并分段接力的将冷却空气沿火焰筒内壁面流动，一则用于隔热，二则用于吸热冷却。

从当前大量试验和使用情况看，效果较好。

随着航空发动机向高参数（高温高压高速），燃烧室进口和出口温度都有不断提高的趋势，可用于冷却的空气也越少，这将是未来火焰筒设计面临的又一困难问题。

提纲：

13.4燃烧室特性,1、典型的燃烧效率特性,效率下降原因：

在偏富一侧：

头部在设计状态时本来就