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。
靠增加一进口扩压器可使燃烧区的流速下
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
• 为了使流过燃烧室的空气流能够与供给燃 油最充分的燃烧，最大限度释放燃油中的 化学能，必须使燃烧区的空气-燃料比接近 理论的恰当比15，而这样燃烧后燃气温度 太高（高于2000K），涡轮叶片无法承受；
• 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：
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）
可见，在1800K以下，燃烧产物的离解影响不大，可以 忽略；若燃烧温度在2000K以上时，不可忽略。
对主燃烧室来说，目前的出口温度均低于1800K，即使在 头部燃烧温度很高，但随着补燃和掺混空气的降温，离解 产物又会重新化合，将离解吸收热全部释放出来。
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 缺点是在这样高的速度下燃油燃烧时发生
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。
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
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）完全程度室发动机重要的经济指标，用 燃烧效率来衡量。
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℃.
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。
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
燃烧效率（考虑了散热效应）：
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
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
• 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。
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-
若要叶片承受得了，必须在已燃气进入涡 轮叶片前降温，故燃烧室必须分区---引入火 焰筒。
五、燃烧室的进本结构和类型
• 涡喷6发动机燃烧室示意图
• 燃烧室类型
六、单管、环管、环形燃烧室比较
各类燃烧室特点综合比较
13.2 燃烧过程的 计算
• 燃烧过程中的质量平衡 • 燃烧过程中的能量平衡
L0，混气成分、组分等 η，T4，a,f
13.2.1 燃烧过程中的质量平 • 一、平衡方程、理论空衡气量及热值
• 航空煤油的化学反应式：
• 航空煤油的热值： • 理论空气量（完全燃烧所需的最少空气量
）的计算： 氧气占空气的质量百分比：23.2%
• 完全燃烧1kg煤油所需的理论质量空气量L0
二、热离解
第十三章航空发 动机中的燃烧
13.1航空发动机燃烧 一、燃烧室的室功用概述
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 ）