b
qmg h4, g qma h3, a qmf h f
qmf H u
温升燃烧效率ηb,t是燃烧室中由燃料燃烧引起的实际温 升与理论计算的理论温升之比：
b ,t
T T T T
4 4,th
3 3
燃烧室压力、进口空气温度、 油气比(或余气系数)、燃料的 碳氢组成和燃料的相态有关 16/37
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3. 燃烧室基本性能要求
1. 燃烧稳定、点火可靠 – 空中熄火飞行安全是极大的威胁 – 最基本的性能要求 2. 有高的燃烧效率 – 燃烧室壁散热、燃料燃烧不完全以及燃烧产物 的离解 – 燃料热值利用完全程度的物理量称为燃烧效率
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3. 燃烧室基本性能要求
燃烧效率ηb是燃油实际用于加热工质的热量与燃油完 全燃烧时的放热量之比：
4. 燃烧室出口温度场应按所要求的规律分布
--涡轮叶片产生的离心力都通过 叶片根部传到轮盘上，叶片根部 受力大 --叶尖很薄，强度刚度较差 --在实验中反复调试，使其偏差 不超过规定的范围。
图 沿叶高温度分布要求 18/37
5. 尺寸小，发热量大 – 减轻燃烧室的重量 – 缩短压气机和涡轮之间的距离，减轻机匣和转子的 重量 – 燃烧室的直径，受到压气机和涡轮进出口尺寸的限 制 – 主要是缩短燃烧室长度 – 燃烧室尺寸的大小，是用燃烧室容热强度Qvf来衡量 容热强度是每立方米的燃烧室容积里在单位压力下每小 时实际放出多少热量：
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☆ 燃烧室压力损失特性 – 实验表明，对于一个已经制成的燃烧室，流阻系数ψb 可以用下式确定
b A Bb
T4 b T3
– 常数A和B由实验得到
b的变化关系 28/37
2 qma 1 2 p34 b 3cm b 2 2 2 Am 3
Qvf
3600b qmf H u
p3 v f
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6. 减少排气污染 – 燃烧完全，限制一氧化碳的产生 – 限制火焰燃烧区的温度不要太高避免氮氧化物的产 生 –“双头部”或“双环腔”的燃烧室： ♀在火焰筒的头部的每个环腔内设置各自的喷油 嘴，组织二个火焰燃烧区； ♀发动机在最大状态下工作时，二个燃烧区同时 工作，火焰偏离最高温度状态，以避免氮氧化物的生成； ♀发动机在低转速下工作时，一个燃烧区喷油； ♀ 有利于稳定燃烧的要求。
现代航空发动机燃烧技术与发展
梁红侠
动力与能源学院
Tel: 8849 3680 E-mail: hx_liang@
1
参考书籍：
【1】侯晓春 季鹤鸣 刘庆国 严传俊等. 《高性能航空燃 气轮机燃烧技术》国防工业出版社，2002.01 【2】金如山.《航空燃气轮机燃烧室》宇航出版社， 1988.02 【3】张斌全.《现代航空发动机燃烧室》北京航空学院 出版社，1986.10
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主要内容
第一章 现代航空发动机燃烧技术与发展概述
（ 3学时）
第二章 燃烧室空气流动（4学时）
第三章 燃烧室空气动力学（4学时）
第四章 燃油供给技术（3学时）
3
主要内容
第五章 火焰筒冷却技术（4学时） 第六章 低污染燃烧技术（4学时） 第七章 燃烧室设计技术趋势（3学时） 第八章 燃烧室数值计算（3学时） 第九章 航空发动机燃烧实验（4学时）
3. 压力损失小 – 气体的流动阻力和燃气加热时的热阻 – 总压损失会导致航空燃气轮机单位推力(或单位输出 功率)减小，耗油率上升 – 总压恢复系数σb来表示主燃烧室的总压损失
p34 p4 b 1 p3 p3
– 主燃烧室的总压恢复系数σb在0.92～0.96范围内
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第一章 现代航空发动机燃烧技术与 发展概述
1. 2. 3. 4. 5. 航空发动机发展的回顾 燃烧室部件 燃烧室基本性能要求 燃烧室特性 燃烧室技术的进展
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4. 燃烧室特性 ①燃烧效率； ②燃烧室压力损失； ③燃烧稳定性(熄火特性)； – 气体在燃烧室内的流动和燃烧过程十分复杂，受许多 物理化学因素的影响，无法用计算的方法来取得燃烧室 的特性 – 燃烧室特性主要通过实验获得
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☆ 主燃烧室效率特性 燃烧效率主要受以下四个参数的影响： ①燃烧室进口压力p*3； ②燃烧室进口温度T *3 ； ③燃烧室进口空气流速c3或通过燃烧室的 空气容积流量qva； ④燃烧室的油气比f或余气系数α。
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☆ 主燃烧室效率特性
图 某燃烧室效率特性
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☆ 燃烧室效率特性 – 保持燃烧室进口温度T *3和燃烧室进口空气流速c3不变 – 最佳余气系数αopt – 由于材料耐热性的限制，余气系数一般为3～4 当余气系数α<αopt时，燃烧处于富油状态，部分燃油来 不及燃烧完就被排出，燃烧效率下降 当余气系数α>αopt时，燃烧处于贫油状态，混气燃烧速 度下降，燃烧效率也下降 – 燃烧室进口压力p*3对燃烧效率影响较大 – 在大部分工作条件下，燃烧室进口的气流温度和速度 都在一定的范围内变化，不致使燃烧效率有明显的变化
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第一章 现代航空发动机燃烧技术与 发展概述
1. 2. 3. 4. 航空发动机发展的回顾 燃烧室部件 燃烧室基本性能要求 燃烧室技术的进展
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飞机
发动机
服役时间
特点
1G
F-86, Mig-15 Turbojet
Ends of 40’s
Subsonic Transonic M<1.5 M>2 H>20km
2G
F4, F404, Mig 21/23
Afterburner/turbofan
50’s~60’s
3G
F15/16, Mig-29, Su-27 T/W=8(turbofan)
70’s~80’s
Multi fun
4G
F22/35, L44 T/W=10(turbofan)
21st Cen
Supercruise
K. 设计冷却缝隙
M. 确定点火能力 试车台研制
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说明：
程序是由定次序的若干步骤所组成，但是，设
计本身本质上是一种折衷的解决办法。而且某
一运算步骤的结果可能会影响前面一步的计算
结果。因此，在应用此方法时，必须用一定量 的迭代。
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THE END！
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•
• • • •
喷油嘴
– 雾化和预蒸发
火焰筒 旋流器 点火器 联焰管
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2. 燃烧室部件
2.1 燃烧室的类型
• 单管燃烧室
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2.1 燃烧室的类型
• 环管燃烧室
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2.1 燃烧室的类型
• 环形燃烧室
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第一章 现代航空发动机燃烧技术与 发展概述
1. 2. 3. 4. 5. 航空发动机发展的回顾 燃烧室部件 燃烧室基本性能要求 燃烧室特性 燃烧室技术的进展
第一章 现代航空发动机燃烧技术与 发展概述
1. 2. 3. 4. 5. 航空发动机发展的回顾 燃烧室部件 燃烧室基本性能要求 燃烧室特性 燃烧室技术的进展
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2. 燃烧室部件
2.1 燃烧室的基本结构
• 扩压器
– 减速扩压 – F出/F进=3.0~5.0，120~180m/s→30~50m/s
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☆ 燃烧室压力损失特性 – 燃烧室的总压损失Δp*34与气流的动压头有直接的关系
qma cm Am 3
– 燃烧室的总压损失Δp*34可以通过流阻系数ψb来计算：
p34 b 1 2 3cm 2
流阻系数的数值主要由主燃烧室的结构设计决定，还与 主燃烧室工作时的加热比有关。 单管燃烧室的ψb值较大，联管燃烧室其次，而环形燃烧 室的ψb值最小。
3 3
2 qma RT3 p34 b 2 2 Am p3
qma T3 p R b ( ) p 2 Am p3
34 3
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☆ 主燃烧室熄火特性 ◇余气系数过大引起熄火称为贫油熄火， ◇余气系数过小引起熄火称为富油熄火， ◇余气系数在两者之间，燃烧室才能稳定燃烧。 ◇ 燃烧室进口空气流速c3越大，燃烧稳定工作的范 围越小 ◇ 进口空气流速越大就要求余气系数更接近最佳的 余气系数值 ◇ 进口空气流速过小，使空气流量太小，喷油量太 少，雾化质量差，也不能保持稳定燃烧。
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图 主燃烧室熄火特性图 31/37
一．燃烧室设计框架
设计的技术说明书
A.选择燃烧室型式 B. 确定参考面积 C. 确定火焰筒面积
D. 估算冷却空气量
图 燃烧室设计程序
E. 确定气流分配比例 F. 设计扩压器 G. 确定火焰筒长度
H. 确定流动状态
I.设计旋流器 L. 设计喷嘴
J. 设计火焰筒上的孔