加力燃烧室的工作原理
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燃烧室
叶片式 WP5、WP6、WP7、JT3D 无叶片式 WJ6；J69
（2）筒体
设计要求
壁面冷却与散热 具有一定流量和深度的进气孔
结构特点
冷却与散热——气膜式、散热片式 进气孔分布
（3）火焰筒的固定
简支式 WP6、WP7 悬臂式 JT3D、WJ6
（4）传焰管
功用：传焰、均压 结构特点：
冷却 密封
5.1.3.4 喷嘴
位于承力壳体外的用于飞机隔热用的，称隔热套；
位于承力壳体内的用于与燃气隔热的，称隔热屏。
振荡燃烧
５.３ 排气装置
５.３.１ 尾喷管 (1) 功用：将燃气的部分热焓转变成动能，并以一定方 向排出。 (2) 要求：
具有足够刚性，以保证排气流量精度与喷口动作的灵活 性。 喷口动作要求平稳，以使发动机状态变化匹配。
５.２ 加力燃烧室
５.２.１ 概述 (1) 功用 (2) 工作环境
进口温度高 速度大 压力低 含氧量小 余气系数低
(3) 设计要求
薄壁园筒应具有足够的强度与刚性 流阻要小(因为流速大) 热膨胀自由 起动平稳与迅速
５.２.２ 基本构件
组成：
扩压器、混合器、稳定器、供油与点火装置、 壳体等。
５.２.２.１ 扩压器
径向稳定器─WP7乙、WP13 蒸发式稳定器——(SPEY或WS9) 气动式稳定器——(法国“阿塔”) “沙丘”式稳定器
５.２.２.４ 供油系统与点火装置
(1) 喷咀特点：
喷咀小而数量多，以保证雾化质量。
(2) 常用形式
单路离心喷咀 直流喷咀 针塞喷咀
(3) 供油系统
1) 加力燃烧室供油系统是间断工作的，不 加力时， 空油管必须要通气冷却 2) 环形燃油总管的安排
（2）筒体
设计要求
壁面冷却与散热 具有一定流量和深度的进气孔
结构特点
冷却与散热——气膜式、散热片式 进气孔分布
（3）火焰筒的固定
简支式 WP6、WP7 悬臂式 JT3D、WJ6
（4）传焰管
功用：传焰、均压 结构特点：
冷却 密封
5.1.3.4 喷嘴
位于承力壳体外的用于飞机隔热用的，称隔热套；
位于承力壳体内的用于与燃气隔热的，称隔热屏。
振荡燃烧
５.３ 排气装置
５.３.１ 尾喷管 (1) 功用：将燃气的部分热焓转变成动能，并以一定方 向排出。 (2) 要求：
具有足够刚性，以保证排气流量精度与喷口动作的灵活 性。 喷口动作要求平稳，以使发动机状态变化匹配。
５.２ 加力燃烧室
５.２.１ 概述 (1) 功用 (2) 工作环境
进口温度高 速度大 压力低 含氧量小 余气系数低
(3) 设计要求
薄壁园筒应具有足够的强度与刚性 流阻要小(因为流速大) 热膨胀自由 起动平稳与迅速
５.２.２ 基本构件
组成：
扩压器、混合器、稳定器、供油与点火装置、 壳体等。
５.２.２.１ 扩压器
径向稳定器─WP7乙、WP13 蒸发式稳定器——(SPEY或WS9) 气动式稳定器——(法国“阿塔”) “沙丘”式稳定器
５.２.２.４ 供油系统与点火装置
(1) 喷咀特点：
喷咀小而数量多，以保证雾化质量。
(2) 常用形式
单路离心喷咀 直流喷咀 针塞喷咀
(3) 供油系统
1) 加力燃烧室供油系统是间断工作的，不 加力时， 空油管必须要通气冷却 2) 环形燃油总管的安排
第6章-加力燃烧室.幻灯片课件
V形稳定器，蒸发式稳定器又称值班火焰稳定器，是目前改善低温稳 定燃烧和扩大稳定工作范围的有效措施
沙丘驻涡稳定器：WP6甲、WP13
气动式稳定器：阿塔（法）
WP6发动机加力燃烧室
单排环形 V形稳定器
双排环形 V形稳定器
WP7发动机加力燃烧室
涡喷7乙发动机加力燃烧室
双排径向式 V形稳定器
蒸发式稳定器
喷油杆——J57-F13、WP7乙 喷油圈——WS发动机（分区、分压供油） 针塞式——F100发动机，制造困难，材料好
喷油杆射流式喷嘴供油
分圈分压式供油
6.3 加力燃烧室的基本构件
5、加力燃烧室壳体
➢ 快卸环结构：联接外壁 ➢ 防震屏：采用多孔的波纹板，造成气流的乱反射和气体
阻尼，有效防止加力燃烧室的震荡燃烧。
喷管操纵套管
复燃燃气
加力燃烧室
喷管
可调推进喷口
6.2 加力燃烧室的工作特点和构造要求
1、进口温度高：950～1100K，含氧量低——加力燃烧室需 要足够长的长度；
2、涡轮出口速度高：350～450m/s——扩压器，火焰稳定器 稳定气流；
3、进口气体压力低——预燃室可靠点火； 4、壳体振动，震荡燃烧——要加强刚度； 5、起动迅速、平稳，对其他部件无影响——可调尾喷口； 6、出口温度高，热应力、热变形大——进行冷却，对机舱
第6章-加力燃烧室.
WP6发动机加力燃烧室的组成
6.1概述
➢ 燃烧过程：扩压、燃烧、排气
扩压器内锥顶截去，使截面积骤然增大，并在该处形 成中心回流区；
火焰稳定器后也形成环形回流区；
扩压段燃油逆流喷入燃气；
加力燃油在压力较低的燃气中燃烧，热循环效率较低， 燃烧效率不高。
沙丘驻涡稳定器：WP6甲、WP13
气动式稳定器：阿塔（法）
WP6发动机加力燃烧室
单排环形 V形稳定器
双排环形 V形稳定器
WP7发动机加力燃烧室
涡喷7乙发动机加力燃烧室
双排径向式 V形稳定器
蒸发式稳定器
喷油杆——J57-F13、WP7乙 喷油圈——WS发动机（分区、分压供油） 针塞式——F100发动机，制造困难，材料好
喷油杆射流式喷嘴供油
分圈分压式供油
6.3 加力燃烧室的基本构件
5、加力燃烧室壳体
➢ 快卸环结构：联接外壁 ➢ 防震屏：采用多孔的波纹板，造成气流的乱反射和气体
阻尼，有效防止加力燃烧室的震荡燃烧。
喷管操纵套管
复燃燃气
加力燃烧室
喷管
可调推进喷口
6.2 加力燃烧室的工作特点和构造要求
1、进口温度高：950～1100K，含氧量低——加力燃烧室需 要足够长的长度；
2、涡轮出口速度高：350～450m/s——扩压器，火焰稳定器 稳定气流；
3、进口气体压力低——预燃室可靠点火； 4、壳体振动，震荡燃烧——要加强刚度； 5、起动迅速、平稳，对其他部件无影响——可调尾喷口； 6、出口温度高，热应力、热变形大——进行冷却，对机舱
第6章-加力燃烧室.
WP6发动机加力燃烧室的组成
6.1概述
➢ 燃烧过程：扩压、燃烧、排气
扩压器内锥顶截去，使截面积骤然增大，并在该处形 成中心回流区；
火焰稳定器后也形成环形回流区；
扩压段燃油逆流喷入燃气；
加力燃油在压力较低的燃气中燃烧，热循环效率较低， 燃烧效率不高。
第十三章 航空发动机燃烧室资料讲解
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。
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）
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。
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。
第八章加力燃烧室PPT课件
燃烧效率 冷态阻力系数(按最大截面)
主燃烧室
80~250 500~800
120~170 (0.2~0.3)
约40 120~200
21% 0.002~0.003
33~2.2 1000~1500 周向分布尽可能均匀分布径向分布 有特殊要求 0.95~0.99
约20
加力燃烧室
20~30 700~1000
350~450 (0.5~0.7) 120~180 250~400 14%~17% 0.002~0.07
• 8.2 加力燃烧室主要部件和工作原理
加力式主要部件：扩压器、供油装置、点火器、 火焰稳定器、防震（隔热）屏和加力室筒体等。
WP13加力燃烧室外形
WP9加力燃烧室立体图
一、扩压器(混合器)
加力燃烧室的扩压器是由中心鼓筒和外壳构成，按面积的 扩压比一般在2左右，其目的是将高速气流减速，并使压力 有所提高，这将有利于组织燃烧和减少阻力。中心鼓筒由 若干个整流支板支承，支板有一定的偏斜度，以扭正涡轮 排气的旋转气流动(整流)，有利于使稳定器截面处的流场 均匀。 加力燃烧室扩压器一般是做成大扩张比和小扩张角，这有 利于减小压力损失，但这要受直径和长度的限制，为了减 小可能产生的气流分离，扩张角一般不宜太大，为了工艺 简单，中心鼓筒或外壳常做成直线截锥形，也有做成特型 曲面的。
复燃加力(reheating):即通过在已燃气中喷燃油， 提高排气温度来增加推力。在地面台架状态，加 力推力较最大状态推力可增加25~50%，在高速或 超音速飞行是增加更多，可达100%以上。对于涡 扇发动机加力推力增加比例更大，地面台架状态 可达70%以上，超音速时可达150%以上。
8.1 加力燃烧室特点及对发动机性能的影响
加力燃烧室点火和主燃烧室点火有类似之处，也是靠 外加点火源先将局部可靠，点火范围宽广。
主燃烧室
80~250 500~800
120~170 (0.2~0.3)
约40 120~200
21% 0.002~0.003
33~2.2 1000~1500 周向分布尽可能均匀分布径向分布 有特殊要求 0.95~0.99
约20
加力燃烧室
20~30 700~1000
350~450 (0.5~0.7) 120~180 250~400 14%~17% 0.002~0.07
• 8.2 加力燃烧室主要部件和工作原理
加力式主要部件：扩压器、供油装置、点火器、 火焰稳定器、防震（隔热）屏和加力室筒体等。
WP13加力燃烧室外形
WP9加力燃烧室立体图
一、扩压器(混合器)
加力燃烧室的扩压器是由中心鼓筒和外壳构成，按面积的 扩压比一般在2左右，其目的是将高速气流减速，并使压力 有所提高，这将有利于组织燃烧和减少阻力。中心鼓筒由 若干个整流支板支承，支板有一定的偏斜度，以扭正涡轮 排气的旋转气流动(整流)，有利于使稳定器截面处的流场 均匀。 加力燃烧室扩压器一般是做成大扩张比和小扩张角，这有 利于减小压力损失，但这要受直径和长度的限制，为了减 小可能产生的气流分离，扩张角一般不宜太大，为了工艺 简单，中心鼓筒或外壳常做成直线截锥形，也有做成特型 曲面的。
复燃加力(reheating):即通过在已燃气中喷燃油， 提高排气温度来增加推力。在地面台架状态，加 力推力较最大状态推力可增加25~50%，在高速或 超音速飞行是增加更多，可达100%以上。对于涡 扇发动机加力推力增加比例更大，地面台架状态 可达70%以上，超音速时可达150%以上。
8.1 加力燃烧室特点及对发动机性能的影响
加力燃烧室点火和主燃烧室点火有类似之处，也是靠 外加点火源先将局部可靠，点火范围宽广。
燃气轮机原理 第四章 燃烧室4-1&4-2&4-3
① 燃烧室进口气流速度很大，一般在 120~180m/s之间，相当于4倍12级台风的 速度。在如此高的气流速度下，组织燃烧 十分困难。高速气体在燃烧室内流动，还 会造成很大的总压损失。必须采取措施降 速，即使降速后的速度也还相当高，不采 取其它措施，仍不能保证火焰稳定。
② 燃烧室容积很小，但要在短时间内发出大 量的热能，要燃烧相当多的燃料，而且要 求燃烧完全。 涡喷-6发动机：10个火焰筒，总容积不到 0.07m3，但每小时要烧掉2.5吨燃油。 燃烧室的发展趋势：长度缩短，体积减 小，燃料燃尽程度接近100%。
3
航空燃气轮机
= (1.2 ~ 3.5) × 108 qvp
地面重型燃气轮机 主燃烧室 火焰筒 蜂窝煤炉
qvp = (1.2 ~ 5) × 107
qvp = (7.5 ~ 9.08) × 107
qvp = (12.34 ~ 20.73) × 107 qvp = 4.3 × 10
6
KJ /( m ⋅ bar ⋅ h )
一次空气供应方式
将一次空气全部通过装在火焰管头部旋流器供入 燃烧区 将一次空气分别由旋流器和开在火焰筒前段的几 排一次空气射流孔供入燃烧区
2—旋流器 5—一次空气射流孔
试验表明，第 种供气方式，即将一 次空气分别由旋流器和开在火焰筒前 段的几排一次空气射流孔供入燃烧 区，可以保证燃烧室具有比第 种供 气方式，即将一次空气全部通过装在 火焰管头部旋流器供入燃烧区，更为 宽广的负荷变化范围。这是由于在第 种供气方式中，燃烧室具有“一次空 气量自调特性”。
航空发动机的污染表现
• 由于燃烧组织的不完全，特别是富油时，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，生成大量的炭粒子，形成可 见黑烟雾，造成污染； • 由于燃烧时温度较高，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。
② 燃烧室容积很小，但要在短时间内发出大 量的热能，要燃烧相当多的燃料，而且要 求燃烧完全。 涡喷-6发动机：10个火焰筒，总容积不到 0.07m3，但每小时要烧掉2.5吨燃油。 燃烧室的发展趋势：长度缩短，体积减 小，燃料燃尽程度接近100%。
3
航空燃气轮机
= (1.2 ~ 3.5) × 108 qvp
地面重型燃气轮机 主燃烧室 火焰筒 蜂窝煤炉
qvp = (1.2 ~ 5) × 107
qvp = (7.5 ~ 9.08) × 107
qvp = (12.34 ~ 20.73) × 107 qvp = 4.3 × 10
6
KJ /( m ⋅ bar ⋅ h )
一次空气供应方式
将一次空气全部通过装在火焰管头部旋流器供入 燃烧区 将一次空气分别由旋流器和开在火焰筒前段的几 排一次空气射流孔供入燃烧区
2—旋流器 5—一次空气射流孔
试验表明，第 种供气方式，即将一 次空气分别由旋流器和开在火焰筒前 段的几排一次空气射流孔供入燃烧 区，可以保证燃烧室具有比第 种供 气方式，即将一次空气全部通过装在 火焰管头部旋流器供入燃烧区，更为 宽广的负荷变化范围。这是由于在第 种供气方式中，燃烧室具有“一次空 气量自调特性”。
航空发动机的污染表现
• 由于燃烧组织的不完全，特别是富油时，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，生成大量的炭粒子，形成可 见黑烟雾，造成污染； • 由于燃烧时温度较高，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。
经典04燃烧室的基本原理及结构
最新.
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点火装置
点火装置的作用是在启动时向燃烧 室提供初始点火炬。当燃烧室主燃 区能连续、稳定地燃烧时，点火装 置即停顿工作。
点火设备要位于气体流速较低，油 气浓度较适宜处，并要能提供足够 的能量才能点着。
最新.
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点火装置
电站燃气轮机常用的点火器
〔1〕电火花塞点火器
利用电极高压放电 或半导体外表放电，点燃燃 料空气混合物。
最新.
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燃烧过程和气流的组织
燃烧室中气流流动过程的组织 燃烧区中燃料浓度场的组织 燃烧区中可燃混合物的形成与 燃烧
最新.
15
燃烧室中气流流动过程的组织
燃烧区中气流流动过程的组织 混合区中二次掺冷空气与高温燃 气掺混过程的组织 火焰筒壁冷却过程的组织
最新.
16
最新.
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燃烧区中气流流动过程的组织
最新.
7
对燃烧室的根本要求
点火可靠,燃烧稳定 在各种工况，包括工况急剧变化的过 程〔过渡过程〕, 燃烧室应保证稳定 燃烧，即不熄火，无燃烧脉动。
空气过量系数α：燃烧时实际空气量 L与理论上需要的空气量L0的比值， 即α＝L／L0。
最新.
8
对燃烧室的根本要求
燃烧完全
在燃气轮机的主要工况下，燃烧室应 具有足够高的完全燃烧程度和最小的 散热损失。
最新.
3
燃气轮机燃烧室
燃烧室工作特点和要求
燃烧过程和气流的组织
燃烧室的构造和型式
燃烧室的变工况特性
气体燃料的燃烧技术
液体燃料的雾化和喷嘴
燃烧室的低NOx燃烧技术
最新.
4
燃烧室工作特点和要求
燃烧室工作过程
最新.
航空发动机加力燃烧室不稳定燃烧机理与控制方法研究
航空发动机加力燃烧室不稳定燃烧机理与控制方法研究摘要航空发动机是航空器的核心之一，其具有重要的作用。
航空发动机加力过程中，燃烧室出现不稳定燃烧现象，对航空发动机的正常使用及安全带来风险。
本文从燃烧室不稳定燃烧机理与控制方法入手，对航空发动机燃烧室不稳定燃烧机理进行研究，提出相应的控制方法，以提高发动机的稳定性和安全性。
关键词：航空发动机；燃烧室；不稳定燃烧；机理；控制方法一、引言随着航空技术的不断发展，航空发动机的使用越来越广泛。
燃烧室是航空发动机的心脏，起到了燃烧混合气的作用，同时是发动机的能量转换中心。
在航空发动机加力过程中，燃烧室内可能会出现不稳定燃烧现象，导致发动机的失控，严重时可能造成发动机事故。
因此，研究航空发动机的燃烧室不稳定燃烧机理及其控制方法对于提高航空安全和发动机的稳定性具有重要意义。
二、燃烧室不稳定燃烧机理1.燃烧室不稳定燃烧发生的原因燃烧室不稳定燃烧发生的原因是多方面的，比如燃料流动不均匀，燃烧过程中的化学反应过激，喷嘴的设计不合理等等。
但是最为关键，影响最大的因素是燃烧室的流动结构不稳定所导致的问题。
在过去的研究中，已经发现了一些燃烧室不稳定燃烧的机理问题，例如有关动态失稳和后、侧消烧这两个问题。
2.燃烧室不稳定燃烧的机理燃烧室不稳定燃烧的机理包括很多因素，其中最主要的因素是燃烧室内的气体动力学流动结构不稳定。
当工作流动的稳定性缺失时，会导致极其复杂的涡流产生，这些涡流会扰动燃烧室内的燃料混合气的分布。
由于燃烧室内的燃料混合气分布出现不均匀现象，不仅会导致燃烧室内部出现温度不均匀现象，而且会导致燃烧室内发生不稳定燃烧，由此会引发燃烧室爆炸的风险。
三、燃烧室不稳定燃烧的控制方法1.燃烧室的调整合理的燃烧室结构设计是避免不稳定燃烧的关键。
需要考虑燃烧室的几何形状、流道的设计、调焦器的位置及数量等因素，保证燃烧过程中燃料的均匀混合，避免出现燃烧不充分、易爆的问题。
2.燃烧控制系统发动机燃烧控制系统是航空发动机的关键部分，对燃油进入、混合、氧气进入和燃烧过程的控制起到重要作用。
加力燃烧室
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图２喷油杆与稳定器一体化设计设想方案
１．２国外第四代军用航空发动机加力燃烧室技术概况
第四代战斗机用航空发动机加力燃烧室的进口温度一般高达９００℃，出口温度达１８００
１
３国９ｌ，☆ｎ力燃烧室技术发展趋势
传统发动机加力燃烧室大都采用ｖ型钝体火焰稳定器，尽管流道阻塞大，重量较重，
但技术成熟，仍然得到广泛应用。先进的第三代和三代半歼击机发动机广泛采用径向火焰稳 定器，并在现有技术可能的范围内实现了加力燃烧室某些部件的一体化设计，如火焰稳定器 和喷油杆结合、扩压器与混合器相结合等，这些一体化设计措施均有助于减ｄ，，０１力燃烧室的 体积和长度，提高发动机推重比。但是，钝体结构必然会阻塞流道，特别在非加力状态造成 额外的损失，点火器、支撑框架以及复杂的冷却系统又增加了发动机的重量，难以实现更高 推重比的目标，这是钝体火焰稳定器与生俱来的缺点。 第四代军用发动机加力燃烧室采用加力与涡轮后承力框架一体化设计后，可以克服传统 方案流阻大、重量重等缺点，在试验和实际使用中表现了卓越的性能，国外研究资料表明， 这种加力燃烧室方案还适用于更高推重比发动机。
未来高推重比发动机加力燃烧室要在第四代发动机的基础上大幅度降低重量，常规的加 力型式和材料无法满足重量设计要求。为了满足重量指标的要求，一方面需要采用先进的加 力型式，简化加力结构，减少零件数，缩短加力长度，另一方面需要大量的采用轻质的耐高 温复合材料。
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燃烧室工作特性
燃烧室工作特性：指燃烧室性能随进口气流参数 （压力、温度、流速和空气流 量等）以及余气系数之间的变 化规律。 燃烧室工作特性主要有三方面内容： 燃烧效率特性、熄火特性和流阻特性。
燃烧室效率特性
燃烧效率特性：指燃烧效率与燃烧室余气系数之 间的关系，
b f ( )
燃烧室效率特性
燃烧室的使用特性
T3 p3 H 雾化质量差 燃烧速度 稳定燃烧范围 ma , m f
燃烧室的使用特性
（2）飞行速度变化时，稳定燃烧范围变化的情形
* T3 p3 雾化质量变差 稳定燃烧范围 V ma , m f
熄火特性：在混合气初温、初压一定时，稳定燃
烧范围随燃烧室进口气流速度的变化
关系。
b f (c3 )
燃烧室熄火特性
燃烧室熄火特性
燃烧室的流阻特性
燃烧室的流阻特性：指在燃烧室中因流动及燃烧
过程所带来的压力损失对燃
烧室性能的影响规律。 造成燃烧室总压损失的主要原因：
1、扩压流阻损失 2、表面缝隙和小孔的摩擦损失
（4）燃烧本身引起的脉动
振荡燃烧概述
3、防止振荡燃烧的措施 （1）减小加力燃烧室初始压力振幅 （2）改善火焰稳定器设计 （3）防振屏来吸收压力脉动振荡能量 （4）改善燃油匹配，燃油分布最优化
防振屏
加力燃烧室的工作原理
1、加力燃烧室工作条件的特点 （1）加力燃烧室进口气流的总温高、总压低、 气流速度大。 （2）进入燃烧室的气流含氧量低、惰性成分 增加、不利于组织稳定的燃烧。 （3）出口气流温度不受过多限制，余气系数 可以比较小。 （4）在整个飞行范围内进口气流速度和温度 变化量不大，但进口压力的变化较大。
(2)α > α最佳 α 过量空气供入,冲淡混合气，补燃作用差→ ηb ↓。 α 过分贫油，雾化质量↓，燃烧速度↓，ηb ↓↓ 。
燃烧室效率特性
(3)p3 ↓
p3 ↓ → ma↓ → m f ↓(α一定) →雾化质量→ηb↓
(4) T3↑ 混合气形成快，ut ↑ → ηb ↑。
燃烧室熄火特性
（1）预混室点火
（2）热射流
（3）催化点火
（4）高能电嘴点火
热射流点火
催化点火
加力燃烧室的工作原理
4、稳定燃烧
（1）V形火焰稳定器
（2）蒸发式火焰稳定器
（3）气动式火焰稳定器
V形火焰稳定器
蒸发式火焰稳定器
气动式火焰稳定器
沙丘驻涡火焰稳定器
振荡燃烧概述
1、振荡燃烧类型 ①高频：200~3000Hz , 10%<Δp/p0<20%
3、回流、紊流和掺混时的摩擦损失
4、热阻损失
燃烧室的使用特性
* p3 n * T3 V H c3 mf
b
燃烧室的使用特性
1、燃烧室稳定工作范围随发动机工作条件的变化规律 （1）飞行高度变化时，稳定燃烧范围变化的情形
2、发动机工作时，易导致燃烧室熄火的条件 (1)高空猛收油门或收油门断加力时，易造成贫油熄火； (2)高空小速度飞行，操纵飞机的动作过猛，易造成富油 熄火； (3)当压气机或超声速进气道发动机发生失速、喘振等不 稳定现象时，易造成富油熄火； (4)当飞机发射武器或编队飞行时，混合气含氧量较少，
无法保证正常燃烧。
纯空气 (α－1) L0
* * b L0 h4a h3a H 4 H 0
Hf
燃烧室效率特性
2、典型的燃烧效率特性
燃烧室效率特性
(1)α < α最佳 ut↓ →部分燃料来不及燃烧→ ηb ↓
α ↓↓ →燃烧速度 ↓，发热量↓，燃油蒸发吸热，头部燃 烧区温度↓→燃烧速度↓↓→ ηb ↓↓
尖叫啸声，颤振筒体过热。
②中频：30~200Hz, Δp/p0 ≥20%
低频：20~30Hz
嗡鸣声—滚雷。燃烧不稳定，转速摆动。
③间歇振荡：无节拍，Δp/p0 ≥50%~100%
振荡燃烧概述
2、产生振荡燃烧的原因 （1）发动机转速引起的燃烧室振荡 （2）旋涡脱落引起的燃烧振荡 （3）供油脉动引起燃烧室振荡
1、燃烧效率的计算
h ma
* 3
mg
* h4
* h3 f mf
m f b H f
燃烧室效率特性
* * f mg h4 g h0 g ma h3a h0a m f h* h0 f b mf H f
燃气 1+αL0
b
纯燃气 1+L0
燃烧室的使用特性
（3）发动机转速变化时特性
* C , T3 p3
n ma , m f 雾化质量 ut ma , c3 局部气流速度
贫油极限 稳定燃烧 富油极限稍 范围增大
燃烧室的使用特性
加力燃烧室的工作原理
2、对加力燃烧室的要求 （1）减小流体阻力 （2）提高燃烧效率，降低发动机的耗油率 （3）出口流场均匀，以减小推力损失 （4）点火和燃烧稳定性好
（5）防止振荡燃烧的发生
加力燃烧室的工作过程
加力燃烧室的工作原理
加力燃烧室工作过程包括以下几个方面： 1、气流经扩压器减速 2、供油 3、点火
燃烧室工作特性：指燃烧室性能随进口气流参数 （压力、温度、流速和空气流 量等）以及余气系数之间的变 化规律。 燃烧室工作特性主要有三方面内容： 燃烧效率特性、熄火特性和流阻特性。
燃烧室效率特性
燃烧效率特性：指燃烧效率与燃烧室余气系数之 间的关系，
b f ( )
燃烧室效率特性
燃烧室的使用特性
T3 p3 H 雾化质量差 燃烧速度 稳定燃烧范围 ma , m f
燃烧室的使用特性
（2）飞行速度变化时，稳定燃烧范围变化的情形
* T3 p3 雾化质量变差 稳定燃烧范围 V ma , m f
熄火特性：在混合气初温、初压一定时，稳定燃
烧范围随燃烧室进口气流速度的变化
关系。
b f (c3 )
燃烧室熄火特性
燃烧室熄火特性
燃烧室的流阻特性
燃烧室的流阻特性：指在燃烧室中因流动及燃烧
过程所带来的压力损失对燃
烧室性能的影响规律。 造成燃烧室总压损失的主要原因：
1、扩压流阻损失 2、表面缝隙和小孔的摩擦损失
（4）燃烧本身引起的脉动
振荡燃烧概述
3、防止振荡燃烧的措施 （1）减小加力燃烧室初始压力振幅 （2）改善火焰稳定器设计 （3）防振屏来吸收压力脉动振荡能量 （4）改善燃油匹配，燃油分布最优化
防振屏
加力燃烧室的工作原理
1、加力燃烧室工作条件的特点 （1）加力燃烧室进口气流的总温高、总压低、 气流速度大。 （2）进入燃烧室的气流含氧量低、惰性成分 增加、不利于组织稳定的燃烧。 （3）出口气流温度不受过多限制，余气系数 可以比较小。 （4）在整个飞行范围内进口气流速度和温度 变化量不大，但进口压力的变化较大。
(2)α > α最佳 α 过量空气供入,冲淡混合气，补燃作用差→ ηb ↓。 α 过分贫油，雾化质量↓，燃烧速度↓，ηb ↓↓ 。
燃烧室效率特性
(3)p3 ↓
p3 ↓ → ma↓ → m f ↓(α一定) →雾化质量→ηb↓
(4) T3↑ 混合气形成快，ut ↑ → ηb ↑。
燃烧室熄火特性
（1）预混室点火
（2）热射流
（3）催化点火
（4）高能电嘴点火
热射流点火
催化点火
加力燃烧室的工作原理
4、稳定燃烧
（1）V形火焰稳定器
（2）蒸发式火焰稳定器
（3）气动式火焰稳定器
V形火焰稳定器
蒸发式火焰稳定器
气动式火焰稳定器
沙丘驻涡火焰稳定器
振荡燃烧概述
1、振荡燃烧类型 ①高频：200~3000Hz , 10%<Δp/p0<20%
3、回流、紊流和掺混时的摩擦损失
4、热阻损失
燃烧室的使用特性
* p3 n * T3 V H c3 mf
b
燃烧室的使用特性
1、燃烧室稳定工作范围随发动机工作条件的变化规律 （1）飞行高度变化时，稳定燃烧范围变化的情形
2、发动机工作时，易导致燃烧室熄火的条件 (1)高空猛收油门或收油门断加力时，易造成贫油熄火； (2)高空小速度飞行，操纵飞机的动作过猛，易造成富油 熄火； (3)当压气机或超声速进气道发动机发生失速、喘振等不 稳定现象时，易造成富油熄火； (4)当飞机发射武器或编队飞行时，混合气含氧量较少，
无法保证正常燃烧。
纯空气 (α－1) L0
* * b L0 h4a h3a H 4 H 0
Hf
燃烧室效率特性
2、典型的燃烧效率特性
燃烧室效率特性
(1)α < α最佳 ut↓ →部分燃料来不及燃烧→ ηb ↓
α ↓↓ →燃烧速度 ↓，发热量↓，燃油蒸发吸热，头部燃 烧区温度↓→燃烧速度↓↓→ ηb ↓↓
尖叫啸声，颤振筒体过热。
②中频：30~200Hz, Δp/p0 ≥20%
低频：20~30Hz
嗡鸣声—滚雷。燃烧不稳定，转速摆动。
③间歇振荡：无节拍，Δp/p0 ≥50%~100%
振荡燃烧概述
2、产生振荡燃烧的原因 （1）发动机转速引起的燃烧室振荡 （2）旋涡脱落引起的燃烧振荡 （3）供油脉动引起燃烧室振荡
1、燃烧效率的计算
h ma
* 3
mg
* h4
* h3 f mf
m f b H f
燃烧室效率特性
* * f mg h4 g h0 g ma h3a h0a m f h* h0 f b mf H f
燃气 1+αL0
b
纯燃气 1+L0
燃烧室的使用特性
（3）发动机转速变化时特性
* C , T3 p3
n ma , m f 雾化质量 ut ma , c3 局部气流速度
贫油极限 稳定燃烧 富油极限稍 范围增大
燃烧室的使用特性
加力燃烧室的工作原理
2、对加力燃烧室的要求 （1）减小流体阻力 （2）提高燃烧效率，降低发动机的耗油率 （3）出口流场均匀，以减小推力损失 （4）点火和燃烧稳定性好
（5）防止振荡燃烧的发生
加力燃烧室的工作过程
加力燃烧室的工作原理
加力燃烧室工作过程包括以下几个方面： 1、气流经扩压器减速 2、供油 3、点火