第十三章 航空发动机燃烧室

《第十三章 航空发动机燃烧室》由会员上传分享，免费在线阅读，更多相关内容在教育资源-天天文库。

1、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=7-32atmP4略有下降T3=500-750KT4=1150-1850Kc3=120-180m/sc4=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）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。

2、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）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

3、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。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8-9km，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

4、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）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

5、分布系数OTDF2)燃烧室出口径向温度分布系数RTDF出口温度场分布要求：火焰除点火过程的短暂时间外，不得伸出燃烧室；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℃.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

6、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。常用容热强度这个参数来衡量燃烧室容积的利用程

7、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。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。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。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

8、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。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