航空发动机主燃烧室中的燃烧

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航空发动机主燃烧室示意图
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
燃油可以选用二种不同方式之一供入空气 流中。 最普通的是用喷嘴将雾化良好的燃油喷 入回旋的空气流中。第二种方式是让燃油预先 汽化，然后进入燃烧区。 在汽化方式中（图 4） ，燃油从供油管喷入位于火焰筒内部的汽 化管中。这些汽化管将燃油折转 180°，喷入 火焰筒头部，与主燃区空气形成可燃混气，在 主燃区燃烧。高温燃气对汽化管加热，有利于 燃油在汽化管蒸发。主空气流同时流入火焰筒 进口段孔和二股气流孔。冷区和稀释空气经限 流孔进入火焰筒，其方式与进入雾化式火焰筒 相似。
燃烧效率随空气/燃油比变化
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燃烧稳定性是指在宽广的工作范围内平稳 燃烧和火焰保持在燃着状态的能力。 就任 一具体燃烧室而言，都有空气/燃油比的 富油极限和贫油极限，超出这些极限火焰 就会熄灭。在发动机慢车状态下下滑或俯 冲期间极有可能出现熄火， 这时的空气流 量大而又只有很小的燃油流量，即很贫的 混合强度。典型的稳定性包线如图6所示。 由稳定包线规定的工作范围显然必须覆盖 燃烧室的空气/燃油比和质量流量变化范 围。 点火过程有贫油和富油极限，类似于 图 9中表示稳定性的极限。然而，点火包 线在稳定包线以内，因为在点火起动冷状 态下建立燃烧比发动机正常工作状态下燃 烧要困难得多。
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(2)喷油嘴 用来供油，使燃油喷射雾化，一般设 在火焰头部的中心部位。 (3)火焰筒 燃烧在其内部进行，在壳体上开有 多排大小不同形状各异的孔，用以通过不同用途的 空气，保证燃烧充分、掺混均匀并使壁面得到冷却。 (4)旋流器 装在火焰筒头部中间，用多个以一 定角度安装的叶片组成，使进气旋转，形成回流区， 保证火焰稳定。 (5)点火器 供启动点火用，有的直接用电嘴， 有的用一个小型的预燃室。 (6)联焰管 将有点火器的火焰筒先点燃，再经 联焰管点着其它火焰筒。 不同型号发动机燃烧室 的这些部件的结构、形状、组合不同，因而性能有 差异。
稳定燃烧极限
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在排气中发现的不希望有的污染物是在燃烧室中产 生的。 有4 种主要污染物是受法规控制的。它们是 未燃烧的碳氢化合物（未燃烧的燃油）、烟（碳 粒）、一氧化碳和氮的氧化物。影响污染物生成的 主要条件是压力、温度和时间。在主燃烧区的富油 区里，碳氢化合物转化成一氧化碳和烟。新鲜的稀 释空气可用于在稀释区中将一氧化碳和烟氧化成无 毒的二氧化碳。 燃烧过程在稀释区的继续进行还 能减少该区中未燃烧的碳氢化合物，以确保完全燃 烧。 在抑制其它污染物的同时会产生氮的氧化物。因此， 我们希望使火焰尽快冷却下来并减少燃烧可用的时 间。这些矛盾需要进行折衷，但是，燃烧室设计与 性能的连续改善已经导致燃烧过程“清洁”多了。
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Thank you !!
0702102班 2014寝室
朱少飞 沈迪迪 王辉 张春楠 邓瑞渠 周晓伟
演讲பைடு நூலகம் 朱少飞
摘要：
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燃烧室必须能够允许燃油在范围广泛的 工作状态下有效地燃烧而不致产生巨大的 压力损失。此外，如果火焰熄灭了，它必 须能够重新点燃。在完成这些功能时，火 焰筒和喷嘴雾化器部件必须在机械上是可 靠的。 燃气涡轮发动机按等压循环工作，因而， 燃烧过程的压力损失必须保持在最低水平。 在提供足够的湍流和掺混时，总压损失在 燃烧室进口空气压力的 3~8%之间变化。
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发动机研究和发展工作的特点是技术难度大、耗资多、周 期长，发动机对飞机的性能以及飞机研制的成败和进度有着 决定性的影响，而且发动机技术具有良好的军民两用特性， 对国防和国民经济有
参考文献 [1] A. H. Lefebvre. Gas Turbine Combustion. McGraw-Hill Co, 1983 [2] 杜声同、严传俊,《航空燃气轮机燃烧与燃烧室》，西北工 业大学出版社，1995 [3] 喷气发动机（The Jet Engine）,英国 Rolls Royce 公司出版， 1996 [4] 邱信立.工程热力学.北京:中国建筑工业出版社,2002 [5] 周谟仁.流体力学泵与风机.北京:中国建筑工业出版 社,1985
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在偏贫油一边,在头部燃烧进行得较为 充分，因此 下降得较为缓慢。其所以 也下降是由于总的温度较低，较多的 冷空气较早地掺入，使得反应速度降 低，导致 下降。过低的供油量使离心 式喷嘴供油恶化，不仅使得燃烧效率 迅速下降，而且也容易造成火焰熄灭。 发动机燃烧室一般在总余气系数αΣ＝ 3.5～5.5之间工作，此时效率变化不 大，约为0.95～0.98。但在发动机的 过渡状态，贫油—边可达αΣ＝30～50 以上，偏富油状态可达α≈2，但这时间 都很短，不致影响发动机的正常工作。
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燃烧室的燃烧效率特性一般是指燃烧效率随燃烧室空气/燃油比、进口气流速度、温度和压力等变化的 规律。 大多数燃气涡轮发动机在海平面起飞状态下的燃烧效率几乎是100%，高空巡航状态降低到 98%，如 图5所示。在气流状况一定的情况下，有个最高燃烧效率值，一般是发动机的设计点。偏离这个点所对应的 空气/燃油比，燃烧效率都将下降，在偏富一边下降变化陡些，偏贫一边下降变化平缓些。
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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，一台罗尔 斯·罗伊斯公司的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，该燃烧室每秒释放将近 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。 燃烧室容热强度定义为燃烧室在单位压力下、单位容 积内燃料燃烧每小时所释放的热量 。 式中， 分别为燃料流量， 燃料低热值，燃烧效率，燃烧 室进口总压及燃烧室体积。

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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、掉坎、 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。为了 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 内安全可靠地工作。 这些要求之间往往出现矛盾。例如火焰稳定性 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，要折 中考虑。
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(1)扩压器 由燃烧室内外壳 和火焰筒头部构成的一个扩 压通道。用它来降低速度， 提高压力，保证燃烧的顺利 进行和减少压力损失。气流 的扩压减速是在扩散形通道 中实现的。一般扩压器进、 出口截面积之比 F进：F出=0. 5~0. 3，使压气机出口气流 速度由120~180m／s 降低到 30 ~50m／s。气流在扩压器 中的压力损失约占燃烧室总 压力损失的 1／3，扩压器长 度约占燃烧室总长的 1／4。 因此，合理设计扩压器对于 改善燃烧条件、改进燃烧室 性能、减少燃烧室尺寸和重 量有着重要意义。