0引言
热射流点火是加力燃烧室的1种点火方式。其基
本原理是在主燃烧室的后部，利用1个直流喷嘴喷入1股定量燃油，燃油穿过涡轮的同时，进行雾化蒸发与周围燃气掺混，并点燃成火炬。热射流点火方式在国外的航空发动机上已经成功应用了很长时间，点火稳定而且成功率高，但是在国内还是1种新的点火方式。关于热射流点火方式的深入研究文献极少，有必要对其展开基础性理论和应用研究。此外，随着加力式涡扇发动机的发展，涡轮后温度不断提高，已经接近甚至超过1300K ，在这样的高温气流中喷油，喷嘴口处燃油极有可能“自燃”，可能影响油珠在气流中的
穿透深度，从而影响油珠蒸发率和燃油浓度分布，甚至会灼伤火焰稳定器。Colket 和Spadaccini 的研究表明，涡轮出口温度达到1300K 后，燃油自燃时间少于1ms [1]。如果按此自燃时间指导加力燃烧室设计，传统的设计理念将很大程度上失去指导意义。因此为掌握燃油“自燃”规律，避免“自燃”的不利影响，已经成为新型加力燃烧室设计必须解决的问题。
本文通过模拟试验开展燃油在高温高速气流中着火的研究，给出燃油在高温高速气流中自燃延迟时间与燃气流动速度、燃气温度、喷油量等的关系，为航空发动机加力燃烧室的热射流点火系统和供油系统设计等提供初步的试验依据。
加力燃烧室热射流点火的燃油自燃规律研究
徐兴平，张孝春，游庆江，高家春
（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）
摘要：为了分析燃油在高温高速气流中自燃延迟时间与燃气流动速度、燃气温度、喷油量等的关系，通过模拟试验，开展了热射流点火的燃油在高温高速气流中自燃规律的研究，经分析得出：气流温度对自燃有明显影响，在模拟的范围内存在1个自燃温度临界点（1160K ）;气流温度、气流压力的升高使自燃延迟距离和延迟时间减小；气流速度的增大使自燃延迟距离增加。研究结果为航空发动机加力燃烧室的热射流点火系统和供油系统等的设计提供初步试验依据。
关键词：热射流点火；自燃；延迟时间；加力燃烧室；航空发动机中图分类号：V233.3
文献标识码：A
doi ：10.13477/https://www.doczj.com/doc/1e6339874.html,ki.aeroengine.2014.01.007
Investigation on Fuel Autoignition Law of Hot-jet Ignition for Afterburner
XU Xing-ping,ZHANG Xiao-chun,YOU Qing-jiang,GAO Jia-chun (AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China )
Abstract:In order to analyze the relation of autoignition delay time of fuel and gas velocity,temperature and injection quantity at high temperature and high speed airflow,the fuel autoignition law of hot-jet ignition was investigated by simulation test.The temperature of airflow has obvious influence on autoignition by analysis.There is a critical point (1160K)of autoignition temperature at simulation range.The rising of airflow temperature and pressure would decrease the distance and time of autoignition delay.The rising of airflow velocity would increase the distance of autoignition delay.The research results provide initial experimental reference for design of hot-jet ignition
system and fuel supply system of aeroengine afterburner.
Key words:hot-jet ignition;autoignition;delay time;afterburner;aeroengine
航空发动机
Aeroengine
第40卷第1期2014年2月
Vol.40No.1Feb.2014
收稿日期：2012-10-08基金项目：航空动力基础研究项目资助
作者简介：徐兴平（1981），男，工程师，从事加力燃烧室设计工作；E-mail:xuxingping4023@https://www.doczj.com/doc/1e6339874.html, 。
XU Xingping,ZHANG
of for ，2014，40（1）：39-41,74.
0引言 热射流点火是加力燃烧室的1种点火方式。其基 本原理是在主燃烧室的后部，利用1个直流喷嘴喷入1股定量燃油，燃油穿过涡轮的同时，进行雾化蒸发与周围燃气掺混，并点燃成火炬。热射流点火方式在国外的航空发动机上已经成功应用了很长时间，点火稳定而且成功率高，但是在国内还是1种新的点火方式。关于热射流点火方式的深入研究文献极少，有必要对其展开基础性理论和应用研究。此外，随着加力式涡扇发动机的发展，涡轮后温度不断提高，已经接近甚至超过1300K ，在这样的高温气流中喷油，喷嘴口处燃油极有可能“自燃”，可能影响油珠在气流中的 穿透深度，从而影响油珠蒸发率和燃油浓度分布，甚至会灼伤火焰稳定器。Colket 和Spadaccini 的研究表明，涡轮出口温度达到1300K 后，燃油自燃时间少于1ms [1]。如果按此自燃时间指导加力燃烧室设计，传统的设计理念将很大程度上失去指导意义。因此为掌握燃油“自燃”规律，避免“自燃”的不利影响，已经成为新型加力燃烧室设计必须解决的问题。 本文通过模拟试验开展燃油在高温高速气流中着火的研究，给出燃油在高温高速气流中自燃延迟时间与燃气流动速度、燃气温度、喷油量等的关系，为航空发动机加力燃烧室的热射流点火系统和供油系统设计等提供初步的试验依据。 加力燃烧室热射流点火的燃油自燃规律研究 徐兴平，张孝春，游庆江，高家春 （中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015） 摘要：为了分析燃油在高温高速气流中自燃延迟时间与燃气流动速度、燃气温度、喷油量等的关系，通过模拟试验，开展了热射流点火的燃油在高温高速气流中自燃规律的研究，经分析得出：气流温度对自燃有明显影响，在模拟的范围内存在1个自燃温度临界点（1160K ）;气流温度、气流压力的升高使自燃延迟距离和延迟时间减小；气流速度的增大使自燃延迟距离增加。研究结果为航空发动机加力燃烧室的热射流点火系统和供油系统等的设计提供初步试验依据。 关键词：热射流点火；自燃；延迟时间；加力燃烧室；航空发动机中图分类号：V233.3 文献标识码：A doi ：10.13477/https://www.doczj.com/doc/1e6339874.html,ki.aeroengine.2014.01.007 Investigation on Fuel Autoignition Law of Hot-jet Ignition for Afterburner XU Xing-ping,ZHANG Xiao-chun,YOU Qing-jiang,GAO Jia-chun (AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China ) Abstract:In order to analyze the relation of autoignition delay time of fuel and gas velocity,temperature and injection quantity at high temperature and high speed airflow,the fuel autoignition law of hot-jet ignition was investigated by simulation test.The temperature of airflow has obvious influence on autoignition by analysis.There is a critical point (1160K)of autoignition temperature at simulation range.The rising of airflow temperature and pressure would decrease the distance and time of autoignition delay.The rising of airflow velocity would increase the distance of autoignition delay.The research results provide initial experimental reference for design of hot-jet ignition system and fuel supply system of aeroengine afterburner. Key words:hot-jet ignition;autoignition;delay time;afterburner;aeroengine 航空发动机 Aeroengine 第40卷第1期2014年2月 Vol.40No.1Feb.2014 收稿日期：2012-10-08基金项目：航空动力基础研究项目资助 作者简介：徐兴平（1981），男，工程师，从事加力燃烧室设计工作；E-mail:xuxingping4023@https://www.doczj.com/doc/1e6339874.html, 。 XU Xingping,ZHANG of for ，2014，40（1）：39-41,74.
燃烧室思考和练习题-答案
燃烧室及污染排放思考和练习题 （1）航空燃气轮机燃烧室的功用是什么？ 答：燃烧室的功用是把燃料中的化学能经过燃烧释放出来，转变为热能，直接加到发动机的空气当中，使其作功能力提高。（加工压缩后的高压气流进入燃烧室，在燃烧室中进行充分有效地燃烧，燃烧后的高温高压燃气驱动涡轮提供压缩系统所需要的功，除此之外，剩余的高温高压燃气一部分通过喷管排出，产生推进力，推动飞行器前进，另一部分通过动力涡轮，做机械传动，带动螺旋桨或风扇，产生推力和升力。） （2）航空燃气轮机燃烧室采取何种技术措施来满足发动机对燃烧室的性能要求？ 答：1.扩压降速：燃烧室进口气流马赫数在0.2到0.35之间，如果采用一定措施保证火焰稳定，在如今加温比2左右的情况下，加热损失将高达3-12%，从循环来看，大大降低了作功能力，所以需要降低燃烧区速度，可大幅度降低加热损失。加热 损失： *2* ** 2 dP kMa dT P T =- 2.燃油雾化（压力，空气，甩油盘，蒸发管） 3.低速区或回流区稳定火焰（旋流器） 4.空气分股：流速考虑，设置背风挡板，使高速气流绕流，从而保证火焰稳定； 可燃性考虑，航空燃油的化学恰当油气比为0.0676，而燃烧室中设计油气比范围为0.015-0.033，转换为当量比为0.22-0.49.分股空气一部分 进入燃烧区，一部分进入掺混降温区 （3）为什么早期的燃烧室体积和长度都比现在燃烧室大？p224 答：早期的燃烧室容热强度(单位工作压力、单位燃烧室容积下，每小时燃烧的燃油所放出的热量)小，所以体积和长度大。 （燃烧室长度 Lc：所有的燃烧室都必须足够长到能容纳一个低速火焰稳定区和一个高速混合区，以降低出口温度分布。燃烧室长度与火焰头部的比例 (Lc/Hd) 随着燃烧室技术的发展不断降低。） （4）燃烧室火焰筒内为什么要分区？以燃烧室油气比0.03来说明。 答：
第 卷 第 期 航 空 动 力 学 报 Vol. No. 收稿日期： 修订日期： 基金项目： 作者简介：王伟龙（1988—），男，河北邢台人，硕士生，主要从事加力燃烧室优化设计研究。 文章编号: 新型一体化加力燃烧室方案的数值模拟 王伟龙，金捷，井文明 （北京航空航天大学 能源与动力工程学院，北京 100191） 摘 要：传统的加力燃烧室设计给航空发动机带来了额外的重量，同时常规的钝体火焰稳定器在非加力状态下，会带来巨大的流动损失。为了解决以上所提到的各项问题，提出了新型一体化加力燃烧室方案。采用了数值模拟的方法去研究设计方案的性能。数值仿真的结果表明，本设计方案对入口参数不敏感；在所有研究的工况条件下，总压恢复系数均高于0.96，加力燃烧室的效率接近0.90；采用波瓣混合器的设计方案具有最佳的总体性能。 关 键 词：一体化；加力燃烧室；数值模拟 中图分类号：V232.5 文献标志码：A Numerical simulation on novel integrated afterburner scheme WANG Wei-long,JIN Jie,JING Wen-ming (School of Jet Propulsion,Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100191, China ) Abstract: Traditional afterburner design brings additional weight to aero engine and its blunt body flame-holder causes significant flow loss in non-augmentation condition. A novel integrated afterburner scheme was proposed, to overcome problems mentioned above. Computational investigation was conducted to research its performance. Numerical result indicated that the scheme was not sensitive to inlet parameters; total pressure recovery coefficient of all conditions was greater than 0.96;combustion efficiency was nearby 0.90; the scheme with lobed mixer had the best overall performance. Key words: i ntegrated ；afterburner ；numerical simulation 加力燃烧室位于燃气涡轮和喷管之间，是航空发动机的重要部件。通过向从涡轮流出的高温气体喷射额外的燃油，它可以在短时间内极大地提高燃气温度并增加发动机推力[1] 。如何在涡轮后面膨胀加速的高速气流中组织起稳定的燃烧，是每一个加力燃烧室工程师永远无法回避的具有挑战性的问题。 一般而言进入加力燃烧室的气流首先经过扩压器，目的是降低流动速度。但是即使经过扩压，气体流速对于燃烧而言依然太高。为了解决流速过高的问题，钝体火焰稳定器，尤其是V 形火焰稳定器被广泛的应用于传统的加力燃烧室。V 形火焰稳定器大致可以分为两类：径向火焰稳 定器和周向火焰稳定器。 在新一代加力燃烧室上，径向V 形火焰稳定器仍大受亲睐，并得到了广泛的应用。原因在于：一方面，当开启加力时，这种结构可以引导核心的高温气体流向外侧，它的V 形通道可以促进燃油雾化，从而改善燃烧效果；另一方面，当关闭加力时，它可以作为一个混合器，加强内涵的高温气体与外涵的低温气体的混合 [2-3] 。 然而现有的火焰稳定器的存在制约了发动机推重比的提高。一方面它给发动机带来了额外的重量；另一方面，在非加力状态下，它带来了巨大的并且无意义的流动损失。 与此同时，下一代航空发动机追求更高的推
燃烧室及污染排放思考和练习题 （1）航空燃气轮机燃烧室的功用是什么？ 答：燃烧室的功用是把燃料中的化学能经过燃烧释放出来，转变为热能，直接加到发动机的空气当中，使其作功能力提高。（加工压缩后的高压气流进入燃烧室，在燃烧室中进行充分有效地燃烧，燃烧后的高温高压燃气驱动涡轮提供压缩系统所需要的功，除此之外，剩余的高温高压燃气一部分通过喷管排出，产生推进力，推动飞行器前进，另一部分通过动力涡轮，做机械传动，带动螺旋桨或风扇，产生推力和升力。） （2）航空燃气轮机燃烧室采取何种技术措施来满足发动机对燃烧室的性能要求？ 答：1.扩压降速：燃烧室进口气流马赫数在0.2到0.35之间，如果采用一定措施保证火焰稳定，在如今加温比2左右的情况下，加热损失将高达3-12%，从循环来看，大大降低了作功能力，所以需要降低燃烧区速度，可大幅度降低加热损失。加热 损失： *2* ** 2 dP kMa dT P T =- 2.燃油雾化（压力，空气，甩油盘，蒸发管） 3.低速区或回流区稳定火焰（旋流器） 4.空气分股：流速考虑，设置背风挡板，使高速气流绕流，从而保证火焰稳定； 可燃性考虑，航空燃油的化学恰当油气比为0.0676，而燃烧室中设计油气比范围为0.015-0.033，转换为当量比为0.22-0.49.分股空气一部分进入燃烧区，一部分进入掺混降温区 （3）为什么早期的燃烧室体积和长度都比现在燃烧室大？p224 答：早期的燃烧室容热强度(单位工作压力、单位燃烧室容积下，每小时燃烧的燃油所放出的热量)小，所以体积和长度大。 （燃烧室长度 Lc：所有的燃烧室都必须足够长到能容纳一个低速火焰稳定区和一个高速混合区，以降低出口温度分布。燃烧室长度与火焰头部的比例 (Lc/Hd) 随着燃烧室技术的发展不断降低。） （4）燃烧室火焰筒内为什么要分区？以燃烧室油气比0.03来说明。 答：
7、加力燃烧室AL-31F 7.1、概述 在燃气涡轮发动机中，向涡轮或风扇后的气流中喷油并燃烧，使气流温度大幅度增加，并从喷管高速排出以获得额外推力的装置，称为加力燃烧室。 加力燃烧室的功用是在保持发动机最大转速和涡轮前燃烧温度温度不变的情况下，将燃油喷入涡轮后的燃气流中，利用燃气中剩余的氧气再次燃烧，以进一步提高燃气温度，增大喷气速度，达到增加推力的目的。 7.2、加力燃烧室主要部件和工作原理 7.2.1、加力燃烧室由扩压器、点火器、喷嘴、火焰稳定器、防振隔热屏和筒体组成。 7.2.2、扩压器(混合器) 加力燃烧室的扩压器是由中心鼓筒和外壳构成，按面积的扩压比一般在2左右，其目的是将高速气流减速，并使压力有所提高，这将有利于组织燃烧和减少阻力。中心鼓筒由若干个整流支板支承，支板有一定的偏斜度，以扭正涡轮排气的旋转气流动(整流)，有利于使稳定器截面处的流场均匀。 加力燃烧室扩压器一般是做成大扩张比和小扩张角，这有利于减小压力损失，但这要受直径和长度的限制，为了减小可能产生的气流分离，扩张角一般不宜太大，为了工艺简单，中心鼓筒或外壳常做成直线截锥形，也有做成特型曲面的。 7.2.2、点火及点火装置 加力燃烧室点火和主燃烧室点火有类似之处，也是靠外加点火源先将局部混气点燃，然后再将火焰传播到整个室内空间。要求加力点火迅速可靠，点火范围宽广。 目前使用的加力点火方法主要有预燃室点火、热射流点火、催化点火和电喷嘴直接点火等。而AL-31F是采用的热射流点火系统。这种点火方式的优点是：点火能量大，高空性能好，迅速可靠，不增添附加构件，只要主燃烧室不熄火就总能可靠点燃。缺点是：火舌传递路程远，流程复杂，尤其在穿过多级涡轮时，受到强烈扰动，在调试加力燃烧室时相应的要做大量的点火试验。 7.2.3、喷嘴 加力燃烧室通常采用离心式喷嘴和射流喷嘴来喷油。 AL-31F喷嘴采用喷油杆射流式喷嘴供油。杆的内孔是等直径的，内端有一螺塞，以备分解时拧开螺塞，清洗内孔。 7.2.4、火焰稳定器 在加力燃烧室中，通常采用非线型物体做火焰稳定器，最常见的是V形槽。它具有结构简单、重量轻、损失小、发展较为成熟、性能较好的优点。V形槽稳定器又分为环形和径向的两种。 而AL-31F则才采用的是沙丘稳定器驻涡火焰。沙丘稳定器主要是利用良好的自然气流结构，既保证了良好的热量和质量交换，又减弱了旋涡的周期性脱落，增强了稳定火焰的生命力，延长了可燃微团的停留时间，并在一定程度上防止了由于旋涡周期性脱落带来的振荡燃烧的激振因素。 沙丘型旋涡发生器具有顽强的抗干扰性能。和同样堵塞比的V型稳定器相比，它的阻力下降75%~80%，贫油稳定性得到大幅度扩展，点火性能也得到改善，可点燃风速比V型槽高出40%左右，而且燃烧效率也得到提高，在低温和低压下仍能保持其原有的性能。 7.2.5、防振隔热屏 安装在加力筒体内用以隔热并防止振荡燃烧的多孔薄板筒体称为防振隔热屏。防振隔热套筒与外壳保持一定的距离，形成环形冷却通道。在涡扇发动机中利用外涵道的空气作为冷却气流，这股气流约占总空气流量的10%左右。在涡轮喷气发动机中，只能用涡轮后温度较