航空燃气涡轮发动机构造 第3章 燃烧室
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航空燃气涡轮发动机燃烧室结构特点及稳定燃烧条件分析
燃烧室典型故障分析
喷嘴积碳 原因：1.炭粒子附着在喷嘴端面 2.燃油总管或喷嘴内产生热氧化沉 积物 危害：喷油不均，燃油雾化质量不良。影响 燃烧效率，热部件寿命
燃油流量分布不均 原因：燃油过滤不良，使喷嘴堵塞 危害：点火滞后，提前熄火 燃油流量分布不均 原因：火焰筒内壁、喷嘴喷口周围积碳，喷 嘴喷孔与旋流器不同心 危害：火焰筒局部过热，温度场变化，涡轮 叶片局部超温
燃烧室结构及工作原理
气流速度大（150-200m/s） 进气量大（油气比 1：45-1：130）
温度高（2000℃左右）
单管燃烧室
环管燃烧室
环形燃烧室
燃烧室稳定燃烧条件分析
点火可靠 燃烧稳定 燃烧完全 总压损失小 燃烧室尺寸要小 出口温度场符合要求 燃烧产物对大气污染要小 寿命长
燃烧室维护建议
做好燃烧室部件日常维护 加强燃烧室重点部位检查 防止因燃烧室部件故障引起启动超温
The End
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Structure characteristics and stable combustion condition analysis of aero gas turbine engine combustion chamber
பைடு நூலகம்
Contents
燃烧室结构特点及工作原理 稳定燃烧条件分析 典型故障分析 维护建议
燃气轮机结构-燃烧室
第三章燃气轮机3.1概述（1）燃烧室功用及重要性1.保证燃机在各种工况下，将燃料化学能转换为热能，加热压气机压缩的空气，用于涡轮膨胀做功。
2.燃烧室是燃机的主要部件之一，燃机的性能、可靠性、寿命皆与它有密切关系。
（2）燃烧室的工作条件①燃烧室在高温、大负荷下工作②燃烧室在变工况下工作③燃烧室在具有腐蚀性的环境下工作④燃烧室内的燃烧过程是一个极其复杂的物理化学过程⑤燃烧室中的燃烧在高速气流及贫油混合气情况下进行（“空气分股”、“减速扩压”、“反向回流”）（3）燃烧室的设计要求①不同工况下，燃烧室工作应稳定②燃烧要安全③燃烧室具有最小的流体阻力④燃烧室出口温度场应能满足涡轮的要求⑤在任何使用条件下，燃烧室都应该迅速、可靠地启动点火，且联焰性好⑥工作寿命长⑦燃烧室的尺寸和质量要小⑧排气污染应能满足国家标准要求⑨检视、装拆和维修应当方便3.2三种基本类型燃烧室的结构概述（1）分管燃烧室1.结构特点管形火焰筒的外围包有一个单独的壳体，构成一个分管，沿燃气轮机周围6-16个这样的分管，各分管用传焰管连通，以传播火焰和均衡压力。
2.优点：①装拆、维修、检修方便②因各个分管的工质流量不大，调试容易，实验结果比较接近实际情况3.缺点：①装拆、维修、检修方便②因各个分管的工质流量不大，调试容易，实验结果比较接近实际情况（2）环管燃烧室1 .结构特点：若干个火焰筒均匀排列安装在同一个壳体内，相邻火焰燃烧区之间用传焰管连通。
2.优点：①适合与轴流式压气机配合，布局紧凑、尺寸小、刚性小；②气流转弯小，流体阻力小，热散失亦小；③调试比较容易，加工制造的工作量比分管小。
3.缺点：①燃烧室出口温度场沿周向不够均匀；②燃烧室的流体损失较大；③耗费的材料、工时较多；④质量较重。
（3）环形燃烧室1.结构特点：内、外壳体与环管燃烧室类似，但火焰筒却有很大差别。
在内外壳体之间的环形腔中，布置了一个呈环形的火焰筒，即火焰筒内外壁构成环形主燃区。
航空燃气涡轮发动机概述
q2= Cp(T4 - T1) 由于理想循环 w0 = q1- q2 所以，布莱顿循环的理想循环作功为：
w0 = Cp(T3- T2)- Cp(T4- T1) 式中：T1、T2、T3、T4分别为工质状态 1、2、3、4时的温度。
布莱顿循环的理想循环效率为：
T
w0 q1
1 q2 q1
1 T4 T1 T3 T2
结构简单,重量轻, 推力大, 推进效率高 在很大的飞行速度范围内, 发动机的推力随飞行速度的
增加而增加
（2）涡轮风扇发动机（Spey，JT8D，CFM56）
涵道比： 外涵道空气流量/内涵道空气流量
高涵道比涡扇发动机
三叉戟飞机（装备三台Spey）
CFM56涡扇发动机
低涵道比涡扇发动机
涡轮风扇发动机
涡喷发动机推重比为3.5~4 涡轮风扇发动机推重比达8以上
4、单位迎面推力FA
定义：发动机推力/发动机最大迎风面积
最大迎风面积相同时，FA越大，推力F越大 推力F相同时，FA越大，发动机迎风面积越小
（二）经济性能指标
1、燃油消耗量Gf（单位kg/s，kg/h） 定义：单位时间内所消耗的燃油量
推力相同时，Gf越小越好 2、单位燃油消耗率sfc(单位kg/h N,kg/h daN ) 定义：产生一牛顿推力每小时所消耗的燃油量
改写为：
T
1 T4 T1 T3 T2
1 T1(T4 T1 1) T2 (T3 T2 1)
因为１－２和３－４为绝热过程，所以：
T1
(
p1
k 1
)k
T2 p2
T4
(
p4
)
k 1 k
T3 p3
w0 = Cp(T3- T2)- Cp(T4- T1) 式中：T1、T2、T3、T4分别为工质状态 1、2、3、4时的温度。
布莱顿循环的理想循环效率为：
T
w0 q1
1 q2 q1
1 T4 T1 T3 T2
结构简单,重量轻, 推力大, 推进效率高 在很大的飞行速度范围内, 发动机的推力随飞行速度的
增加而增加
（2）涡轮风扇发动机（Spey，JT8D，CFM56）
涵道比： 外涵道空气流量/内涵道空气流量
高涵道比涡扇发动机
三叉戟飞机（装备三台Spey）
CFM56涡扇发动机
低涵道比涡扇发动机
涡轮风扇发动机
涡喷发动机推重比为3.5~4 涡轮风扇发动机推重比达8以上
4、单位迎面推力FA
定义：发动机推力/发动机最大迎风面积
最大迎风面积相同时，FA越大，推力F越大 推力F相同时，FA越大，发动机迎风面积越小
（二）经济性能指标
1、燃油消耗量Gf（单位kg/s，kg/h） 定义：单位时间内所消耗的燃油量
推力相同时，Gf越小越好 2、单位燃油消耗率sfc(单位kg/h N,kg/h daN ) 定义：产生一牛顿推力每小时所消耗的燃油量
改写为：
T
1 T4 T1 T3 T2
1 T1(T4 T1 1) T2 (T3 T2 1)
因为１－２和３－４为绝热过程，所以：
T1
(
p1
k 1
)k
T2 p2
T4
(
p4
)
k 1 k
T3 p3
航空燃气涡轮发动机结构设计-课件
❖ （中国）
❖ 用于
歼六 强五
使用WP-6发动机的飞机
歼敌机FJ-6
强敌机A-5
2. 1 单转子的支承方案
❖ 三支点 （1-2-0） 涡喷-6 (WP-6)
РД-20发动机
❖ 苏联制造 ❖ 用于
雅克-15 米格-9
米格-9（前苏联）
2.1 单转子的支承方案
❖ 四支点（1-3-0）РД-20
二、轴向力和发动机的推力
二、轴向力和发动机的推力
2.4 大涵道比风扇发动机
风扇向前轴向力小于涡轮向后轴向力 主轴承的周向力向后
二、轴向力和发动机的推力
2.5 作用在发动机上的力矩
气动力矩是不传给飞机的； 压气机，涡轮中相应的动叶和静叶上气动力矩
相等 各转子上力矩相等
二、轴向力和发动机的推力
2. 1 单转子的支承方案
❖ 浮动套齿联轴器
2. 1 单转子的支承方案
❖ 两支点方案特点
适用于刚性转子 一般情况下后支点位于涡轮前
❖缩短转子长度 ❖提高轴的刚度 ❖支点环境温度高
后支点位于涡轮后
❖转子支点间跨度加大
2.1 单转子的支承方案
❖ 三支点方案特点
适用于轴向尺寸大的转子 必须解决“三点共线”问题
❖ 中介轴承的使用（GE公司）
中介轴承一般为滚棒轴承 。 减小转子长度。 节省一个承力框架，降低发动机重量。 轴承的供油、封严、安装困难。 转子间的动力影响较大。
2.2 双转子支承方案
❖ HP 0-2-0 LP 1-2-0
2.3 三转子支承方案
❖ HP 1-0-1 I P 1-2-1 LP 0-2-1
❖ WP6低压联轴器
3.2 柔性联轴器
❖ WP7球形接头套齿联轴器
❖ 用于
歼六 强五
使用WP-6发动机的飞机
歼敌机FJ-6
强敌机A-5
2. 1 单转子的支承方案
❖ 三支点 （1-2-0） 涡喷-6 (WP-6)
РД-20发动机
❖ 苏联制造 ❖ 用于
雅克-15 米格-9
米格-9（前苏联）
2.1 单转子的支承方案
❖ 四支点（1-3-0）РД-20
二、轴向力和发动机的推力
二、轴向力和发动机的推力
2.4 大涵道比风扇发动机
风扇向前轴向力小于涡轮向后轴向力 主轴承的周向力向后
二、轴向力和发动机的推力
2.5 作用在发动机上的力矩
气动力矩是不传给飞机的； 压气机，涡轮中相应的动叶和静叶上气动力矩
相等 各转子上力矩相等
二、轴向力和发动机的推力
2. 1 单转子的支承方案
❖ 浮动套齿联轴器
2. 1 单转子的支承方案
❖ 两支点方案特点
适用于刚性转子 一般情况下后支点位于涡轮前
❖缩短转子长度 ❖提高轴的刚度 ❖支点环境温度高
后支点位于涡轮后
❖转子支点间跨度加大
2.1 单转子的支承方案
❖ 三支点方案特点
适用于轴向尺寸大的转子 必须解决“三点共线”问题
❖ 中介轴承的使用（GE公司）
中介轴承一般为滚棒轴承 。 减小转子长度。 节省一个承力框架，降低发动机重量。 轴承的供油、封严、安装困难。 转子间的动力影响较大。
2.2 双转子支承方案
❖ HP 0-2-0 LP 1-2-0
2.3 三转子支承方案
❖ HP 1-0-1 I P 1-2-1 LP 0-2-1
❖ WP6低压联轴器
3.2 柔性联轴器
❖ WP7球形接头套齿联轴器
第三章燃烧室
第三章 燃烧室
燃烧室的设计应满足以下主要要求: 燃烧室的设计应满足以下主要要求: (1)在地面和空中的各种气象条件和飞行条件下,起动点火迅速可靠. 在地面和空中的各种气象条件和飞行条件下, 在地面和空中的各种气象条件和飞行条件下 起动点火迅速可靠. (2)在飞行包线内,在发动机一切正常工作状态下,燃烧室应保证混 在飞行包线内, 在飞行包线内 在发动机一切正常工作状态下, 合气稳定地燃烧,具有高的完全燃烧系数和低的压力损失系数. 合气稳定地燃烧,具有高的完全燃烧系数和低的压力损失系数. (3)保证混合气在尽可能短的范围内完全地燃烧,燃气的火舌要短, 保证混合气在尽可能短的范围内完全地燃烧, 保证混合气在尽可能短的范围内完全地燃烧 燃气的火舌要短, 特别是不能有余焰流出燃烧室.还应减少排气污染物的产生. 特别是不能有余焰流出燃烧室.还应减少排气污染物的产生. (4)出口的燃气温度场沿圆周要均匀.沿叶高应保证按涡轮要求的规 出口的燃气温度场沿圆周要均匀. 出口的燃气温度场沿圆周要均匀 律分布. 律分布. (5)燃烧室的零组件及其连接处应具有足够的强度和刚性,以及良好 燃烧室的零组件及其连接处应具有足够的强度和刚性, 燃烧室的零组件及其连接处应具有足够的强度和刚性 的冷却和可靠的热补偿,减小热应力. 的冷却和可靠的热补偿,减小热应力. (6)燃烧室的外廓尺寸要小,轴向尺寸要短,重量要轻,具有高的容 燃烧室的外廓尺寸要小, 燃烧室的外廓尺寸要小 轴向尺寸要短,重量要轻, 热强度.燃烧室的结构要简单.有良好的使用性能.维护检查方便, 热强度.燃烧室的结构要简单.有良好的使用性能.维护检查方便, 使用期限长. 使用期限长.
3.1.1分管燃烧室 3.1.1分管燃烧室 分管燃烧
分管燃烧室的结构特点是:燃烧室由若干个 分管燃烧室的结构特点是:燃烧室由若干个(6-16个)单 个单 管燃烧室组成,每—个单管燃烧室由一个管形火焰简及其外 管燃烧室组成, 个单管燃烧室由一个管形火焰简及其外 围单独的外壳构成,沿发动机圆周均匀地分布, 围单独的外壳构成,沿发动机圆周均匀地分布,各单管燃烧 室之间用传焰管联通,传播火焰和均衡压力. 室之间用传焰管联通,传播火焰和烧室的基本类型
北航航空燃气涡轮发动机燃烧特性课件
获得πTH =const 共同工作方程
2012/11/7
T4* KH 1 1 const * 1 T23 KH (1 )TH eTH
qmcor .23 KH
1
1 KHΒιβλιοθήκη KH CH11
高低压涡轮共同工作
流量连续条件
高压涡轮导向器喉道 截面流量与低压涡轮 导向器喉道截面流量 引入多变指数 nT
1 g 1 g
流量连续
KH
T4* const * qmcor .23 T23
核心机共同工作方程
联立消去温度比 当： πTH =const
(证明见下一页)
KH
T4* const * qmcor .23 T23
1
g 1
eTH THg
几何尺寸固定
2012/11/7 9
WTHm WKH
功平衡方程
1 * eKH 1 c T (1 )TH c pT23 ( ) eTH KH
* pg 4
T4* eKH 1 1 const * T23 KH (1 1 ) TH eTH eKH KH ，eTH TH
图3-3
2012/11/7 13
核心机共同工作线
共同工作线
几何不变的核心机，当低压 涡轮处于临界工作状态时： 无论飞行条件或发动机工作 转速如何变化 核心机的共同工作点总在共 同工作线上移动
共同工作线与每一条等相似 转速线（ n Hcor =const）有唯
2012/11/7
KH
* T4* qm 23 T23 T4* const * const * qmcor .23 * T23 P23 T23
航空发动机总体结构演示幻灯片
第2章 发动机总体结构
第2.1节 航空燃气涡轮发动机的组成 第2.2节 转子支承方案 第2.3节 联轴器 第2.4节 支承结构 第2.5节 静子承力系统
1
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
2
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
3
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
4
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成 1. 进气道
在燃气涡轮发动机中，发动机转子通过 支承结 构 支承于发动机机匣上。转子上承受的各种负荷 （如气体轴向力、重力、惯性力及惯性力矩等）由 支承结构承受并传至发动机机匣上，最后由机匣通 过安装节传至飞机构件中。
在发动机中，转子采用几个支承结构（支点）， 安排在何处，称为 转子支承方案 。
12
转子支承方案的表示方法（简图和代号）：
的 两 支
19
图2-7 0-2-0支承方案
图2-8 1-0-1支承方案
20
二、双转子和三转子支承方案
多转子发动机中，转子数多，支承数目多，而且低压转 子轴要从高压转子轴中心穿过，使结构复杂，但原则上仍以 每个转子分别进行处理。
与单转子发动机不同的是，有些支点不直接安装在承力 机匣上，而是装在另一个转子上，通过另一转子的支点将负 荷外传，由于这个支点是介于两个转子之间的，所以称为 中 介支点 。中介支点中的轴承，则称为 中介轴承或轴间轴承 。 在多数发动机中，采用中介支点，可使发动机长度缩短，承 力机匣数减少。但是轴间轴承的润滑较困难，轴承工作条件 较差，而且装拆也比较复杂。
图2-2 浮动套齿联轴器
16
J47 单转子涡轮喷气发动机转子的 1-3-0四支点 支承方案。
图2-3 1-3-0的四支点支承方案
17
2) 3支点方案
第2.1节 航空燃气涡轮发动机的组成 第2.2节 转子支承方案 第2.3节 联轴器 第2.4节 支承结构 第2.5节 静子承力系统
1
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
2
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
3
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
4
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成 1. 进气道
在燃气涡轮发动机中，发动机转子通过 支承结 构 支承于发动机机匣上。转子上承受的各种负荷 （如气体轴向力、重力、惯性力及惯性力矩等）由 支承结构承受并传至发动机机匣上，最后由机匣通 过安装节传至飞机构件中。
在发动机中，转子采用几个支承结构（支点）， 安排在何处，称为 转子支承方案 。
12
转子支承方案的表示方法（简图和代号）：
的 两 支
19
图2-7 0-2-0支承方案
图2-8 1-0-1支承方案
20
二、双转子和三转子支承方案
多转子发动机中，转子数多，支承数目多，而且低压转 子轴要从高压转子轴中心穿过，使结构复杂，但原则上仍以 每个转子分别进行处理。
与单转子发动机不同的是，有些支点不直接安装在承力 机匣上，而是装在另一个转子上，通过另一转子的支点将负 荷外传，由于这个支点是介于两个转子之间的，所以称为 中 介支点 。中介支点中的轴承，则称为 中介轴承或轴间轴承 。 在多数发动机中，采用中介支点，可使发动机长度缩短，承 力机匣数减少。但是轴间轴承的润滑较困难，轴承工作条件 较差，而且装拆也比较复杂。
图2-2 浮动套齿联轴器
16
J47 单转子涡轮喷气发动机转子的 1-3-0四支点 支承方案。
图2-3 1-3-0的四支点支承方案
17
2) 3支点方案
航空发动机构造第3章燃烧室
3.2.1 分管燃烧室
分管燃烧室的组成是在内、外壳体之间有6-16 个单管燃烧室，每个单管燃烧室有它自己单独的火 焰筒和外套，火焰筒前安装有旋流器，喷油嘴，通 常在两个单管燃烧室上装有点火装置，各个单管燃 烧室之间有联焰管相连。
分管燃烧室的优缺点
优点：试验和修正比较容易，不需要庞大的试验设备；维 护、检查和更换也比较方便，不需要分解整台发动机；从发 动机总体结构安排上，与离心压气机的配合比较协调。因而， 在早期发动机上，分管燃烧室得到广泛采用。
斯 贝 发 动 机 的 联 管 燃 烧 室
3.2.3 环形燃烧室
环形燃烧室的结构特点是在燃烧室内、外壳体之间的环形 腔内安装了一个共同的火焰筒内外壁构成的环形燃烧区和掺混 区。
根据气体在燃烧室内流动的情况，环形燃烧室可分为直流 环形燃烧室、回流环形燃烧室和折流环形燃烧室三种。
环形燃烧室由四个同心圆筒组成，最内、最外的两个圆筒 为燃烧室的内、外壳体，中间两个圆筒为火焰筒，在火焰筒的 头部装有一圈旋流器和喷油嘴。
第3章 燃烧室
第3.1节 概述 第3.2节 燃烧室的基本结构形式 第3.3节 燃烧室的构造 第3.4节 燃烧室基本构件的结构
第3.1节 概述
功用：燃烧室位于压气机和涡轮之间，其功用是使高压空气与燃 油混合、燃烧，将化学能转变为热能，形成高温高压的燃气。
重要性：燃烧室是发动机的重要部件之一，发动机的可靠性、经 济性和寿命在很大程度上取决于燃烧室的可靠性和燃烧有效程度。
型式：
根据扩压器内气流通道型面的不同，目前常见的扩压器有以 下三种形式：
➢一级扩压式 ➢二级扩压式 ➢突然扩张式
一、 一级扩压式的扩压器
一级扩压的扩压器，气流通道横截面积按一定的规律变化， 使压力较均匀地增加。
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3.4.2 火焰筒FLAME TUBE(LINER) Combustin chamber
3.4.2 火焰筒FLAME TUBE(LINER) Combustin chamber
3.4.2 火焰筒FLAME TUBE(LINER) Combustin chamber
3.4.2 火焰筒-火焰筒冷却方法
3.2燃烧室构造-联管
优点：保持了分管燃烧室的一些优点，试验、修 正容易，检查、拆装比较方便； 环形面积利用率提高，能够与轴流式压气 机平滑衔接
缺点：重量仍然较大，结构比较复杂
3.2燃烧室构造-环形
❖ 环形燃烧室：在燃烧 室的内外壳体之间安 装了一个由共同的火 焰筒内外壁组成环形 燃烧区和掺混区
2.全环形燃烧室
由两个机械加工的环筒组成，采用先进的气膜冷却技 术，无材料搭接，无焊接接头，避免应力集中和热点， 能够减少裂缝，延长燃烧室寿命
2.全环形燃烧室- Single Annular Combustor
CFM56
普惠F119发动机
2.全环形燃烧室
2.全环形燃烧室
2.全环形燃烧室 Double Annular Combustor
燃烧室功用： 保证在各种工作状态下，将燃料的化学能转 化为热能
对燃烧室基本要求: 点火可靠,燃烧稳定、完全 出口温度场均匀 足够的强度和刚度,冷却良好、热补偿可靠 尺寸小、重量轻 结构简单、维护性好
3.1 概述及要求
Company Logo
3.2燃烧室构造
Gas Turbine
Aero-engine
LOGO
第3章 燃烧室
第三章 燃烧室COMBUSTION SYSTEM
3.1 概述及对燃烧室的基本要求 3.2 燃烧室的基本结构形式 3.3 燃烧室的结构 3.4 燃烧室基本构件的结构
Company Logo
3.1 概述及要求
火焰筒上进气孔的 大小，形状，数量 和分布取决于组织 燃烧的需要的涡轮 前燃气温度的要求
3.3.3 回流环形燃烧室
3.3.3 回流环形燃烧室
高压气体经过两次折转再注 入涡轮，回流燃烧室使得压 气机和涡轮的轴向长度大大 缩短，短轴连接，缩短发动 机长度，减轻重量；提高临
界转速；通路长，油气 混合均匀，减少排气污 染，降低发烟度。
3.4燃烧室基本构件的结构
3.4燃烧室基本构件的结构
3.3.1直流环形燃烧室
一、带单独头部的环形燃烧室 在环形燃烧室头部作成多个类
似联管燃烧室火焰筒的头部结构 ,在单独的头部后面在转接成环 形的掺混区
1.直流环形燃烧室
带20个单独头部的环形燃烧室，在头部涡流 器中央装喷嘴，头部与外壁焊成一体
1.直流环形燃烧室
涡桨5发动机带单独 头部的环形燃烧室， 由扩压器壳体，燃烧 室外套，火焰筒，工 作喷嘴，起动点火器 组成
3.2燃烧室构造-联管
冷却空气由小孔进入 形成气膜冷却火焰筒头部 内壁面，降低壁面温度， 以免积炭。
3.2燃烧室构造-联管
3.2燃烧室构造-联管
联焰管根部由于易形成涡流，因此最易烧毁，所以在 其下部设计一个引冷却空气进入根部的风斗。
3.2燃烧室构造-联管
3.2燃烧室构造-联管
由9个火焰筒组成，每个火焰 筒带有一个双路燃油喷嘴，在 位于4点和8点钟（图中4和7 号）位置的火焰筒上安装有点 火装置
3.4燃烧室基本构件的结构-扩压器
3.4燃烧室基本构件的结构-扩压器
(3)突然扩张式扩压器 长度最短,燃烧室出口较少 受压气机sion of F100 engine
3.4.2 火焰筒FLAME TUBE(LINER) Combustin chamber
2.全环形燃烧室❖Staged Combustor-分级燃烧室
3.3.2 折流环形燃烧室
由燃烧室外 套、火焰筒 内壳、封气 套筒、供油 管以及甩油 盘等组成， 充分利用了 空间尺寸， 缩短转子支 点间的距离
Reflection-flow annular combustor used in F100 engine
3.2燃烧室构造-分管
3.2燃烧室构造-分管
3.2燃烧室构造-分管
优点:试验、修正容易 检查、维护更换方便 与离心式压气机配合比较协调
缺点：环形面积利用率低、气流速度大； 总压损失大 启动性能差 冷却空气量大 出口温度场分布不均匀 重量大
3.2燃烧室构造-联管
❖ 联管燃烧室： 多个火焰筒装 在同一个壳体 间，各个火焰 筒燃烧区间用 联焰管连接
燃烧室基本类型： ❖分管燃烧室Multiple combustion chambers ❖联（环）管燃烧室Tubo-Annular Chamber ❖环形燃烧室Annular Chamber
3.2燃烧室构造-分管
❖ 分管燃烧室：每 一个管式火焰筒 外围都包有一个 单独的外壳，构 成一个分管，分 管间利用传焰管 相连，现已基本 不用
3.2燃烧室构造-环形
民航所使用的涡轮风扇发动机大多 采用环形燃烧室
环形燃烧室分类：
直流环形燃烧室THROUGH-FLOW ANNULAR
COMBUSTOR
折流环形燃烧室REFLECTION-FLOW ANNULAR
COMBUST
回流环形燃烧室REVERSE-FLOW COMBUSTOR
3.3燃烧室的构造
3.4燃烧室基本构件的结构
扩压器
功用:降低从压气机流出的气流速度,以利于组织燃烧 设计要求:减小损失；可靠承力
3.4燃烧室基本构件的结构-扩压器
(1)一级扩压的扩压器:
压力均匀增加,总压损失小,流场均匀
3.4燃烧室基本构件的结构-扩压器
3.4燃烧室基本构件的结构-扩压器
(2)二级扩压的扩压器: 扩压气进出口面积相差 大时,可缩短扩压器长度
3.4燃烧室基本构件的结构
火焰筒是整体式环形燃烧室，火焰筒头部装有20 个旋流喷嘴以混合空气和燃油。燃烧室机匣形成 了压气机前静子和低压涡轮静子之间的结构连接。 高压涡轮衬环（shroud）和第一级低压涡轮喷嘴 环位于燃烧室机匣后端里面，并形成核心机和低 压涡轮组件之间的界面。
3.4燃烧室基本构件的结构-扩压器