航空发动机燃烧室设计

航空发动机燃烧室调研报告

一、航空发动机的分类

有两种基本类型的燃烧室：单管燃烧室和全环燃烧室，环管燃烧室是介于单管燃烧室和环形燃烧室中间的一种，它将多个筒状燃烧室安装在一个共同的环形机匣内。

二、航空发动机结构见图

燃气涡轮发动机的涡轮是利用高压气体膨胀做功带动压气机器其他发动机附件的（包括增压泵、发电机、螺旋桨等），位置又在燃烧室的后面，燃烧室前面的是压气机。涡轮前燃气温度一般不超过1200摄氏度，现代的单晶涡轮叶片使用高强度的合金制成的。

图中站位6就是涡轮。

关于材料：

镍基高温合金是以镍为基体(含量一般大于50%) 在650～1000℃范围内具有较高的强度和良好的抗氧化、抗燃气腐蚀能力的高温合金。在镍基铸造高温合金中发展出了定向结晶涡轮叶片和单晶涡轮叶片。

定向结晶叶片消除了对空洞和裂纹敏感的横向晶界，使全部晶界平行于应力轴方向，从而改善了合金的使用性能。单晶叶片消除了全部晶界，不必加入晶界强化元素，使合金的初熔温度相对升高，从而提高了合金的高温强度，并进一步改善了合金的综合性能。

航空燃气轮机燃烧室的主要组成部分有：扩压器（Diffuser），机匣（Case），帽罩（Cowl），油喷嘴（Fuel Nozzle），旋流器（Swirler），头部端壁（Dome），火焰筒（Liner）。火焰筒上开有各种孔，主燃孔，掺混孔，气膜冷却孔。

下面分别介绍各部分的主要功能。

（1）扩压器：降低压气机出口流速，恢复动压头，利于燃烧室组织燃烧；

（2）机匣：用于安装火焰筒，连接发动机压气机部分和涡轮、加力燃烧室部分，是承力件；

（3）喷嘴：用于燃油雾化；

（4）旋流器：使气流旋转，产生回流区，稳定燃烧过程；

注：目前发展趋势为，将上述二者结合，称之为空气雾化喷嘴；

（5）帽罩：使空气按照环腔、头部所需量分股时，流动不发生分离，减小流动损失； （6）火焰筒：燃烧室承温部件，火焰筒上开有各种孔，实现（气量分配、前述的设计理念）在其间气液两相流稳定高效燃烧，并与冷气掺混，满足出口温度分布需要，同时壁面采取有效的冷却防护措施，防止烧坏。

0引言

随着航空发动机性能的不断提高，对燃烧室的要求愈加苛刻，传统设计方法很难满足现代航空发动机燃烧室的设计要求，迫切需要引入现代设计方法，以实现更成功的设计并缩短设计周期，设计-分析一体化(CAD-CAE)方法应运而生。该方法的一般策略是：采用通用造型软件（如UG、CATIA等）进行实体建模，导出1个中间通用格式(STEP,IGES等)的文件，然后再用网格划分软件（如ICEM、GAMBIT等）读取前面所建合适的实体模型文件进行网格划分，或者直接在上述带有造型功能的网格划分软件中进行实体建模和网格划分工作，做完所有的前处理后再用CFD软件进行流场计算。本文针对航空发动机燃烧室开发了专用的CFD前处理软件。1CFD前处理的意义

在CAD-CAE设计方法中，实体建模和网格生成要占CFD分析中人工时间的80%[1]，而且专业性很强，即实体建模和网格划分成为CAD-CAE现代设计方法中的1个瓶颈。这个问题由Samareh[2]正式提出，剑桥大学CFD实验室的W.N.Dawes等针对这一问题，提出通过修改不良几何形面以满足网格自动生成所需条件，并且开发了一些半自动的工具[3]，但仍需较多依赖实践经验，其研究主要针对通用的CAD模型，希望能够找到1种CAD模型快速转换到网格的通用方法，难度相当大。出于工程应用考虑，一些科研人员改变策略，针对某一特定模型开发出专用的CFD前处理工具。例如李中云等人开发了风机的参数化建模-网格组合的专用模块，将参数化设计系统与GAMBIT捆绑起来，用户输入模型结构参数后，程序航空发动机燃烧室参数化建模

石梦华，赵坚行，颜应文，徐榕（南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016）

摘要：实体建模和网格生成在ＣＦＤ中占重要地位。针对航空发动机燃烧室开发了专用的ＣＦＤ前处理软件，主要包括参数化的燃烧室３维建模程序，提供从构建模型到生成网格的有效途径，可快速完成燃烧室ＣＦＤ的前处理工作，从而有效提高燃烧室的设计效率，缩短研制周期。此外，还利用ＵＧ２次开发语言ＵＧ／ＯｐｅｎＧＲＩＰ编制了数据转换程序，实现了本参数化设计软件和其他ＣＡＤ软件（ＵＧ）的数据共享。关键词：航空发动机；燃烧室；参数化设计；实体建模；ＣＦＤ

航空发动机燃烧室设计研发体系

0 引言

航空发动机被比喻为飞机的“心脏”，而燃烧室可以说是“心脏”的“心脏”。燃烧室的作用是将化学能（燃油加空气）转化为燃烧产物和剩余的未燃空气的热能（温度升高），燃烧室接受压气机流出的高压空气，并与燃油燃烧产生热能，为涡轮提供均匀混合的高温燃气，由涡轮输出驱动压气机工作所需的功率，这就决定了燃烧室是发动机的“心脏”，也就是飞机“心脏”的“心脏”。

目前，航空发动机燃烧室朝着军用高油气比燃烧室和民用低污染燃烧室方向发展。在军用燃烧室方面，美国F135 涡扇发动机（装备F35 战斗机）的燃烧室油气比达到0.046，而美国下一步研发的燃烧室油气比要达到0.062。在民用燃烧室方面，GE 公司研制的双环预混旋流器（Twin Annular Premixing

Swirler,TAPS）燃烧室具有很低的污染物排放水平，TAPS Ⅰ（用于GENX 发动机，装备 B-787 飞机）和TAPS Ⅱ（用于Leap-1A、Leap-1B和 Leap-1C发动机，装备 A320neo、B737Max 和 C919 飞机）的 NOx 排放分别比CAEP6 标准低36%和50%，近期取得适航证的TAPS Ⅲ（用于 GE9X 发动机，装备 B777X 飞机）的NOx排放要求比CAEP6标准低75%。

航空发动机衍生燃气轮机燃烧室的发展方向也是低污染，要求在换算为15%氧浓度（质量分数）时，在50%~100%工况内（以后可能会要求25%~100%）的每一工况点，天然气燃料的NOx 排放要低于25×10-6，CO 排放要低于50×10-6；对柴油为燃料的燃气轮机燃烧室，NOx 排放要低于 60×10-6，CO 排放要低于100×10-6。燃气轮机燃烧室的另外一个主要要求要求是长寿命，要求第1

次大修前的寿命为3000～10000 h。 中国航空发动机与燃气轮机的设计研发起步较晚、发展较慢，其燃烧室与国外先进水平差距较大。近年来国内逐步开展先进航空发动机与燃气轮机燃烧室的基础研究和技术研发，目前燃烧室设计研发体系还在建设完善中。本文作者基于在国内外大学和某国际知名发动机公司从事航空发动机燃烧室领域的教学、基础研究、技术研发和试验研究工作60 多年的经验，提出燃烧室设计与研发体系。

航空发动机燃烧室设计

在航空发动机中，燃烧室是将燃料和氧气进行燃烧的地方。其主要的任务是将燃料和氧气进行有效的混合，然后在可控的条件下进行燃烧。燃烧室的设计需要考虑以下几个要素：燃料喷射、空气混合、点火和燃烧控制。

首先，燃料的喷射是燃烧室设计中的一个重要环节。通过喷射燃料来实现燃烧过程。喷射的方式可以有多种选择，例如，喷射器的数量和位置，喷嘴的形状和尺寸等。喷射方式的选择应该能够确保燃料与空气混合良好，使得燃料能够完全燃烧，提供足够的热量。

其次，空气的混合是燃烧室设计的另一个关键因素。燃料和空气的均匀混合能够保证燃烧过程的高效进行。燃烧室设计应该确保燃料能够完全与空气混合，防止燃料局部燃烧，导致不均匀的燃烧过程和火焰失稳。

接下来是点火过程的控制。点火是燃烧过程中的关键一步，它会引发燃料和空气的燃烧反应。在燃烧室设计中，应该确保点火系统的可靠性和精确性，以保证点火的准确性和时间控制。同时，燃烧室的设计应该减少点火引起的振动和冲击，以提高发动机的可靠性和寿命。

最后，燃烧控制也是燃烧室设计中的一个重要环节。燃烧的控制是指燃烧室中的压力、温度、速度等参数的控制。燃烧室的设计应该考虑如何实现燃烧的稳定和高效。通过精确控制燃烧室的几何形状、燃料喷射和点火过程，可以实现燃烧过程的优化。

航空发动机燃烧室设计的过程可以归纳为以下几个步骤。首先，根据发动机性能和要求确定燃烧室的设计参数，例如燃料喷射方式、喷嘴尺寸等。然后，基于这些参数进行初步的几何设计，包括燃烧室的形状和尺寸。接下来，通过数值模拟和实验验证燃烧室设计的性能和效果。最后，根据模拟和实验的结果进行优化设计，并进一步验证和评估。

综上所述，航空发动机燃烧室设计是一个综合考虑燃料喷射、空气混合、点火和燃烧控制等因素的复杂工程问题。通过合理设计燃烧室，可以提高发动机的性能和效率，从而满足航空工程的要求。将来，随着材料和工艺技术的不断发展，燃烧室设计将会更加高效、可靠和环保。