第十三章 航空发动机燃烧室

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OTDF
2)燃烧室出口径向温度分布系数RTDF
出口温度场分布要求：
1. 火焰除点火过程的短暂时间外，不得伸出燃烧室；
2. 沿涡轮进口环形通道的圆周方向，温度尽可能均匀，要求OTDF<0.2 ，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℃.
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）
故在主燃烧室----旋流器，加力燃烧室----V形槽
4. 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。
3. 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。
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89km，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）
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。
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=7-32atm T3=500-750K c3=120-180m/s
P4略有下降 T4=1150-1850K c4=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）
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。
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
1. 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。
2. 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。
3. 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。
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ຫໍສະໝຸດ Baidu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：