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σb来表示主燃烧室的总压损失。
总压恢复系数为
（4.2-3）
式中
是燃烧室的总压损失。
称为总压损失相似参数。
一般情况下，主燃烧室的总压恢复系数σb在0.92～0.96范围内。
4.燃烧室出口温度场应按所要求的规律分布
根据燃烧室内进行燃烧和空气的掺混过程，流出燃烧室的燃气温度场是不可能均匀的。
为了保证涡轮转子叶片能安全可靠地工作，要求燃气沿半径的周向平均温度如图所示的规律分布。
图沿叶高温度分布要求
由于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。
这样，可使整个转子叶片接近于等强度。
但是，实际的燃气温度分布不可能和上面曲线所希望的分布规律完全一致，这要在实验中反复调试，使其偏差不超过规定的范围。
此外，周向燃气温度分布也有一定的要求，特别是燃气局部最高温度与该半径周向平均温度之差，因为这会使涡轮导向器叶片局部过热和增加涡轮工作叶片的热疲劳负荷。
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。
燃烧室的直径，一般受到压气机和涡轮进出口尺寸的限制，从设计燃烧室的角度，自由选择参数的主动性较少。
所以主要是缩短燃烧室长度的问题。
燃烧室尺寸的大小，是用燃烧室容热强度Qvf来衡量，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。
即
（4.2-4）
式中V──火焰筒容积。
一般情况下，航空燃气轮机火焰筒的容热强度为
。
6.减少排气污染
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。
近年来研制出“双头部”或“双环腔”的燃烧室。
在火焰筒的头部的每个环腔内设置各自的喷油嘴，组织二个火焰燃烧区，使发动机在最大状态下工作时，二个燃烧区同时工作，使火焰偏离最高温度状态，以避免氮氧化物的生成；当发动机在低转速下工作时，仅一个燃烧区喷油燃烧使火焰在合理的油气比条件下工作以避免一氧化碳的生成。
“双头部”燃烧室还十分有利于稳定燃烧的要求。
从上述六点要求中可以看出，相互之间是存在矛盾的，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，统筹兼顾。
五、主燃烧室特性
表徵主燃烧室的特性，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。
由于气体在燃烧室内的流动和燃烧过程十分复杂，而且燃烧过程受许多物理化学因素的影响，因此无法用计算的方法来取得燃烧室的特性。
燃烧室特性主要通过实验获得。
下面分别讨论这三方面的特性。
1.主燃烧室效率特性
实验证明，在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。
图4.2.14主燃烧室效率特性
燃烧效率ηb随油气比f或余气系数α的变化关系是燃烧室的基本特性。
图给出了由实验得到的某燃烧室的效率特性，实验时保持燃烧室进口温度T*3和燃烧室进口空气流速c3不变，图中三条曲线对应三个不同的燃烧室进口压力p*3。
由图可见，三条曲线的燃烧效率极大值都对应同一个最佳余气系数αopt。
余气系数的最佳值是由燃烧室结构决定的，在燃烧室结构设计时，应按照设计状态的需要恰当安排参与燃烧的第一股气流和用于掺混的第二股气流，两股气流的不同比例影响最佳余气系数值的大小。
由于材料耐热性的限制，在常用的燃烧室出口温度下，余气系数一般为3～4，这就决定了最佳余气系数αopt的数值。
当余气系数α<αopt时，燃烧处于富油状态，部分燃油来不及燃烧完就被排出，因而燃烧效率下降。
α偏离αopt时越远，燃烧效率越低，当α小于某一极限时，将导致富油熄火。
当余气系数α>αopt时，燃烧处于贫油状态，混气燃烧速度下降，燃烧效率也下降，当α大于某一极限时，将导致贫油熄火。
从图还可以看出，燃烧室进口压力p*3对燃烧效率影响较大，p*3越高，化学反应速度和火焰传播速度越快，燃烧效率也越高。
然而当p*3增大到一定程度时，进一步提高进口压力p*3，燃烧效率不再有显著的提高。
燃烧室实验还表明，燃烧室进口空气温度T*3和气流速度c3对燃烧室效率有十分重要的影响，T*3升高对混气的形成和燃烧过程都有利，可以提高燃烧效率。
但是对于一个在航空燃气轮机上使用的燃烧室来说，在大部分工作条件下，燃烧室进口的气流温度和速度都在一定的范围内变化，不致使燃烧效率有明显的变化，因此，燃烧室的效率特性往往只给出如图所示的曲线。
2.主燃烧室压力损失特性
燃烧室的总压损失Δp*34与气流的动压头
有直接的关系。
由于燃烧室内各处气流速度c差别极大，可以用由燃烧室进口的空气密度ρ、空气流量qma和燃烧室最大截面积A算出的假想速度cm来代表
（4.2-5）
燃烧室的总压损失Δp*34可以通过流阻系数ψb来计算，流阻系数作为燃烧室的总压损失Δp*34与气流的动压头
之间的比例系数，其定义为：
（4.2-6）
流阻系数的数值主要由主燃烧室的结构设计决定。
一般来说，单管燃烧室的ψb值较大，联管燃烧室其次，而环形燃烧室的ψb值最小。
此外流阻系数还与主燃烧室工作时的加热比
有关。
实验表明，对于一个已经制成的燃烧室，流阻系数ψb可以用下式确定
（4.2-7）
式中常数A和B由实验得到。
图给出了某一个燃烧室的流阻系数ψb随燃烧室加热比θb的变化关系。
随着加热比θb的提高，流阻系数ψb随着增大，总压损失也增加。
图中虚线为θb=1时的流阻，称为冷态流阻。
图4.2.15流阻系数ψb随燃烧室加热比θb的变化关系
由流阻系数很容易从式（4.2-6）和式（4.2-3）求得主燃烧室的总压损失Δp*34、总压损失相似参数Δp*34/p*2和总压恢复系数σb。
由式（4.2-6）得总压损失：
（4.2-8）
由于燃烧室进口速度较低，可近似认为ρ3≈ρ*3，因此上式也可写作：
（4.2-9）
总压损失相似参数为：
由上式可以看出，总压损失相似参数Δp*34/p*2与主燃烧室进口空气流量相似参数
的平方成正比。
3.主燃烧室熄火特性
余气系数过大或过小，不仅使燃烧效率降低，甚至有可能引起燃烧室熄火。
余气系数过大引起熄火称为贫油熄火，余气系数过小引起熄火称为富油熄火，余气系数在两者之间，燃烧室才能稳定燃烧。
由实验得知，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，如图所示，该图称为主燃烧室熄火特性图。
图主燃烧室熄火特性图
燃烧室进口空气流速c3越大，燃烧稳定工作的范围越小，这是因为流速越大，火焰前锋不容易稳定，甚至被吹熄。
所以进口空气流速越大就要求余气系数更接近最佳的余气系数值，该值根据各燃烧室的设计要求各不相同。
进口空气流速过小，使空气流量太小，喷油量太少，雾化质量差，也不能保持稳定燃烧。
思考题:
⑴主燃烧室内为什么要设置火焰筒？
燃烧室出口燃气温度的设计值不同时，设计者将对火焰筒的形状作什么变动？
⑵主燃烧室为什么要采用双路式离心喷油嘴？
⑶主燃烧室按结构形式可分为哪几类？
各有哪些优缺点？
⑷主燃烧室的燃烧效率与总压损失与哪些因素有关？
在非设计状态下工作时，如何进行估算？
第4.3节加力燃烧室
Afterburner
一、概述
涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机处于最大工作状态工作时产生最大的推力，这时候发动机的转速已经达到最大转速，涡轮前燃气温度已经达到最大允许值，进一步提高发动机转速或提高涡轮前燃气温度将会使发动机的零件受到损坏。
但是当飞机起飞或作二倍以上超音速飞行时，当军用飞机投入战斗时，要求在短时间内进一步增加发动机的推力。
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。
由于涡轮后面没有转动部件，加力燃烧室出口的燃气温度可以比主燃烧室出口的燃气温度高得多。
理论上可以达到的最高温度是将燃气中的剩余氧气完全燃烧完，当发动机进口的空气温度为288K时，加力燃烧室出口燃气可能达到的最高温度为2400～2600K。
目前加力燃烧室的材料不允许这样高的燃气温度，而且在高温下燃烧产物易于分解，要完全燃尽空气中的氧气达到这样高的燃气温度是困难的。
目前加力燃烧室出口燃气温度最高达到2000K左右。
加力燃烧室的原理图如图所示，由扩压器、喷油系统、点火器和火焰稳定器等组合件组成。
图加力燃烧室的原理图
二、加力燃烧室工作过程和主要零组件
1.扩压器
加力燃烧室进口燃气流速高达400米/秒左右。
为了适当降低燃烧区域的气体流速，在加力燃烧室进口部分有一个扩张段，使气体流速降到150米/秒左右。
扩压器由内外壁和整流支板组成，内外壁组成扩压通道，整流支板可消除涡轮出口气流的扭转流动。
2.喷油雾化
加力燃烧室的供油量大，喷嘴数目多，而且由于来流温度高，对雾化有利，所以，除了少数采用离心式喷油嘴外，较多的是采用结构简单的直射式喷嘴。
它们都是迎着气流的方向喷油，增加油与气的相对运动速度，有利于改善混气的形成。
在加力燃烧室工作过程中，由于驾驶员油门杆位置的变化，可以从全加力状态减小到小加力状态，加力燃油流量会有很大的变化。
此外，随着飞机飞行高度和速度的变化，加力燃烧室内的压力和气体流量随之变化，也影响加力燃油流量的变化。
因而，同样有主燃烧室所存在的供油压力变化而影响燃油雾化质量的问题。
解决的办法通常是在加力燃烧室里采用分区供油。
每一个供油区域的下游设有对应的火焰稳定器。
根据供油量的大小，只用一个供油区工作或多个供油区同时工作。
随着加力燃烧室从小加力状态增加到全加力状态，加力供油区逐个打开投入工作。
3.点火
加力燃烧室都设有点火装置，点火装置一般都安装在涡轮后的锥体内，称为预燃室。
预燃室从主燃烧室的油路中引入燃油并引入压气机出口的空气，二者混合形成混气，用电咀点燃后形成稳定燃烧的火炬，用以引燃加力燃烧室中的混气。
这种点火装置，火源来自电咀，所以称为电火花点火。
为了简化结构，减轻重量，也有采用催化点火装置的。
它以金属铂铑等作为催化剂，煤油和空气的混气在一定的温度下（如400～500°C）遇到金属铂铑丝就会燃烧。
燃烧后，铂铑丝依然存在，可以反复使用，其缺点是点火的能量较小，而且铂铑丝处于高温燃气中工作，容易受到硫磷等有害物质的影响而失去活性，或者被表面积炭沾污而使催化效果降低。
4.火焰稳定
由于加力燃烧室工作时需要将燃气中的大部分氧气燃烧掉，所以在结构上不再像主燃烧室那样设置火焰筒，而是在加力燃烧室的主气流中设置火焰稳定器。
如图所示。
一般采用断面为V形的圆环或径向辐射条作为火焰稳定器。
气流绕过稳定器在其尾缘产生分离，并形成回流区，燃烧后的高温燃气返回回流区，并不断的点燃新鲜混气。
为了减少流动损失，常把稳定器分为两排或三排，在不同半径上前后错开排列。
图 V型火焰稳定器的加力燃烧室
长期以来国内外都采用V型火焰稳定器。
20世纪80年代初我国高歌在导师宁晃教授的指导下发明了沙丘式火焰稳定器，与Ｖ型火焰稳定器相比，它稳定性能好、流动阻力小、燃烧效率高，可以在较高速度的气流中使火焰稳定燃烧，如图所示。
这项发明获得了国家发明一等奖。
图沙丘式火焰稳定器的加力燃烧室
三、振荡燃烧及其消除方法
1.振荡燃烧的现象
加力燃烧室工作时，容易产生振荡燃烧，振荡燃烧时，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。
加力燃烧室工作时产生振荡燃烧的原因可以这样来理解：
加力燃烧室筒体内是高速流动的燃气柱，如把加力燃烧室筒体看作一个声乐器具，有其一定的共呜频率。
激振的能源就加力燃油和加力燃烧火焰。
振源可以来自多方面的，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。
实践证明，若振荡频率较高，在超声范围内，其压力脉动幅度不会太大，对发动机的工作并没有影响。
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。
2.消除振荡燃烧的方法
避免振荡燃烧的发生，主要从两个方面着手：
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。
四、加力燃烧室基本性能要求
1.点火可靠
与主燃烧室相比，在加力燃烧室里进行燃烧有它有利的方面和不利的方面，有利的条件是：
来流温度高，有利于化学反应的进行；不利的条件是：
总压低、气流速度高、来流含氧量低。
但相比之下，来流温度高仍起主导作用。
因而在一般情况下，加力燃烧室能够可靠的点燃。
只有在高空条件下，加力燃烧室内气体
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