第十三章 航空发动机燃烧室
第十三章航空发动机燃烧室课件
燃烧室通过设计合理的流道和喷嘴，使燃油与空气充分混合，形成均匀的油气混合物。
燃油与空气的混合
燃烧室通过高压空气或超声波等手段，将燃油雾化成微小液滴，增加燃油表面积，加速燃油蒸发，提高燃烧效率。
燃油的雾化与蒸发
燃烧室通过设计适当的腔体和火焰筒等结构，使燃气在燃烧室内稳定燃烧，防止火焰失稳或回火。
火焰稳定
燃烧室通过控制燃油喷射量、空气流量等参数，调节燃气热量，以满足发动机不同工况下的需求。
燃气热量调节
空气在燃烧室内沿轴向流动，适用于中小型发动机。
直流燃烧室
回流燃烧室
分流燃烧室
空气在燃烧室内沿周向流动，形成回流，适用于大型发动机。
空气在燃烧室内分流后分别进入多个火焰筒，适用于高性能发动机。
03
05
CHAPTER
燃烧室的应用与发展趋势
燃烧室是航空发动机的关键部件之一，负责燃油与空气的混合、燃烧和能量释放。
现代航空发动机的燃烧室通常采用环形或轴向进气道设计，以提高燃油与空气的混合效率。
燃烧室内部通常采用耐高温、抗腐蚀的材料，以确保在高温、高压和高速气流条件下正常工作。
新型燃烧室设计将采用先进的材料和工艺，如陶瓷基复合材料、激光加工等，以提高燃烧室的耐高温性能和燃油效率。
第十三章航空发动机燃烧室课件
目录
燃烧室概述燃烧室设计燃烧室材料与制造工艺燃烧室性能与试验燃烧室的应用与发展趋势
01
CHAPTER
燃烧室概述
燃烧室是航空发动机的重要组成部件，通常位于压气机出口与涡轮进口之间。
位置
燃烧室的主要作用是完成燃油与空气的混合、燃烧，将化学能转化为热能，为发动机提供高温高压的燃气。
燃烧室还将采用先进的控制系统，实现燃油喷射、点火和火焰稳定等功能的智能化和自主化。
机械工程中航空发动机燃烧室的热流场分析
机械工程中航空发动机燃烧室的热流场分析航空发动机是现代航空运输的基础设备，其中燃烧室是发动机的核心部件。
燃烧室内的热流场分析对于发动机的性能和可靠性具有重要意义。
本文将探讨机械工程中航空发动机燃烧室的热流场分析，重点介绍燃烧室内的热流动现象、热负荷分布以及燃气温度等关键参数的计算方法。
1. 热流动现象的分析燃烧室内的热流动现象主要包括燃烧室内部的热辐射、对流和传导。
燃烧室内部的燃烧过程产生的高温气体通过排气口排出，同时燃烧室内壁面与燃气之间的热传导和对流也会导致热量的传输。
因此，对于热流场分析来说，需要考虑不同机构的热辐射应用、对流传热特性和热传导过程。
2. 热负荷分布燃烧室内的热负荷分布是热流场分析的关键参数之一。
热负荷分布决定了燃烧室内不同部位的热量转移情况，对于热流场的分析与设计具有重要影响。
在燃烧室内，燃气温度、压力、速度等因素会影响热负荷的分布，因此需要对这些因素进行综合考虑，以得到准确的热负荷分布。
3. 燃气温度分析燃气温度是机械工程中燃烧室热流场分析的另一个重要参数。
燃气温度的高低会直接影响到发动机的性能和寿命。
燃气温度的分析涉及到燃烧室内的燃烧过程、燃气的组成和燃料的燃烧效率等因素。
通过数值模拟和实验测试等方法，可以得到燃气温度分布图，并对其进行分析和评估。
4. 计算方法与实验验证对于航空发动机燃烧室的热流场分析，计算方法与实验验证是不可或缺的。
计算方法主要通过建立数学模型来模拟和计算燃烧室内的热流动现象，其中包括雷诺平均湍流模型、湍流燃烧模型等。
通过数值方法计算得到的结果可以提供参考，但是需要通过实验验证来验证其准确性和可靠性。
5. 工程应用与发展趋势热流场分析在航空发动机研发与设计中具有重要应用价值。
通过对燃烧室内热流动现象、热负荷分布和燃气温度等参数的分析，可以改善燃烧室的设计，提高发动机的效率和寿命。
未来，随着计算机技术的不断发展和数值模拟方法的改进，航空发动机燃烧室的热流场分析将更加精确和可靠。
航空发动机燃烧室传热特性研究
航空发动机燃烧室传热特性研究随着航空技术的不断发展，航空发动机的燃烧室传热特性研究日益受到重视。
燃烧室是航空发动机的核心部分，其中的燃烧过程直接影响着发动机的效率和性能。
本文将以航空发动机燃烧室传热特性研究为主题，深入探讨燃烧室内传热的机理、影响因素以及改进方法。
一、传热机理燃烧室内的传热机理是指燃烧室壁面与燃烧产物之间的热量传递过程。
在燃烧室内，燃料和空气混合后发生燃烧反应，产生大量的热能，同时还会产生一系列的燃烧产物。
这些燃烧产物与燃烧室壁面之间进行热量交换，从而导致燃烧室壁面温度的升高。
在燃烧室内，热量传递的主要途径有三种：辐射传热、对流传热和传导传热。
辐射传热是指热能以电磁波的形式传递，主要取决于燃烧室壁面的温度和表面特性。
对流传热则是通过流体的传输而实现，其中流体的速度和壁面的热阻对传热效果有重要影响。
传导传热是指热量通过固体直接传递，取决于燃烧室壁面材料的热导率和壁面的厚度。
二、影响因素航空发动机燃烧室传热特性受到多种因素的影响。
首先是燃料和空气的混合质量，它直接影响了燃烧过程的温度和热量释放率，从而影响了燃烧室壁面的温度。
其次是燃烧室壁面材料的选择，不同材料的热导率和热容量会直接影响燃烧室壁面的温度分布和传热速率。
此外，燃烧室的结构和形状也会对传热特性产生重要影响。
在实际工作中，航空发动机燃烧室内还存在诸多复杂因素。
例如，燃烧过程中生成的氮氧化物会影响燃烧室壁面的传热机制和溢出烟气中的污染物。
此外，燃烧室壁面的冷却设备也会对传热特性产生影响。
由于燃烧室内温度较高，燃烧室壁面需要采取冷却措施以保证发动机的正常运作。
传统的冷却手段包括冷却剂喷射和内部空腔雾化两种方法，但它们都会带来一定的冷却效率降低和增加系统复杂度的问题。
三、改进方法为了提高航空发动机燃烧室的传热特性，研究人员提出了许多改进方法。
其中之一是采用新型燃烧室壁面材料。
航空发动机燃烧室壁面材料需要具有较高的耐腐蚀性和耐高温性能，同时还要具备良好的传热特性。
第十三章 航空发动机中的燃烧
QV =
3600W f H uη c
P3 tVc
式中 W f ， H u ，η c ， P3t ，Vc 分别为燃料流量，燃料低热值，燃烧效率，燃烧室进口总压 及燃烧室体积。也可以按火焰筒体积 V f 定义容热强度，
QVf =
3600W f H uη c P3 tV f
3
一般，主燃烧室的 QV = (750 − 908)kJ /( m ⋅ h ⋅ Pa ) ； 火焰筒的 QVf = (1234 − 2073) kJ /( m ⋅ h ⋅ Pa ) ；
第十三章 航空发动机中的燃烧
目前飞机的发动机一般均采用航空燃气轮机。 主燃烧室是它的三大核心部件之一。 对于 军用发动机还设有加力燃烧室。 它们工作的优劣直接影响发动机的性能。 本章将介绍航空发 动机主燃烧室和加力燃烧室的结构、工作原理及性能。
§13-1 航空发动机主燃烧室
一、引 言
燃烧室 （图 13.1） 的作用就是将燃油喷嘴供应的大量燃油和压气机供应的大体积空气一 起燃烧，释放热量，让空气膨胀和加速，以便在所有状态下供给涡轮所需的燃气流。这一任 务必须以最小的压力损失来实现，并且在有限的可用空间里释放出最大的热量。
233
图 13.6 多个单管燃烧室图
图 13.7 环管形燃烧室
图 13.8 环形燃烧室
与环管燃烧系统比较，与之相当的环形燃烧室的壁面积少得多，因而，防止火焰筒壁烧 穿所要求的冷却空气量大约也少 15%。冷却空气量的这一减少提高了燃烧效率，因此，实 际上消除了未燃烧的燃油， 并将一氧化碳氧化成无毒的二氧化碳， 从而减少了对空气的污染。 将空气雾化喷嘴引入这种类型的燃烧室大大改善了燃油为燃烧所做的准备， 因空气会进 入靠近喷嘴处的燃油喷雾中，而这些喷雾都是过度富油的。这大大减轻了初始碳粒的形成。 4、折流式环形燃烧室 折流式环形燃烧室的火焰筒由内、外壁组成。对小型燃气涡轮发动机．因其流量小，转 速高， 可以采用离心式压气机和燃油从发动机轴内腔经甩油盘离心甩出的供油方式。 为了充 分利用空间尺寸，缩短转子支点的距离，所以常采用折流式环形燃烧室。美国 J69 发动机采 用了折流式环形燃烧室。 5、回流式环形燃烧室 回流式环形燃烧室的火焰筒由内、 外壁和环形圆顶组成。 这种燃烧室也用在带有离心式 压气机的燃气涡轮发动机中。 从压气机出来的气体， 在组织燃烧和与燃气掺合的过程中要经 过两次折转再流入涡轮部件。燃烧室的燃油是由在环形圆顶部的喷嘴提供。
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。
航空发动机的燃烧室流动与燃烧特性优化
航空发动机的燃烧室流动与燃烧特性优化航空发动机作为一种重要的动力装置，在航空航天领域起着至关重要的作用。
而燃烧室作为航空发动机的核心部件，其流动和燃烧特性的优化对于提高发动机的性能和效率具有重要意义。
本文将探讨航空发动机的燃烧室流动与燃烧特性的优化方法和技术。
一、航空发动机燃烧室流动特性的研究与分析燃烧室内气体的流动特性对于燃烧效率和发动机性能的影响不可忽视。
燃烧室内流动的不稳定性和不均匀性会导致燃烧的不完全和功率损失。
因此，研究和分析燃烧室的流动特性对于优化燃烧室设计具有重要意义。
在流动特性的研究中，可以采用数值模拟方法，如计算流体力学（CFD）模拟，来模拟和预测燃烧室内的流动情况。
通过建立准确的数学模型，可以分析燃烧室内的湍流和速度分布等参数，以及分析燃烧室内的湍流能量传递和燃料混合情况。
这有助于了解燃烧室内的流动特性，并根据分析结果对燃烧室进行优化设计。
另外，通过实验手段，如高速摄影和颗粒图像测速（PIV）等技术，也可以对燃烧室的流动特性进行直接观测和测量。
通过实验数据的分析和处理，可以获取燃烧室内的流场信息，揭示流动特性的规律，指导优化燃烧室结构。
二、航空发动机燃烧特性的研究与优化航空发动机的燃烧特性对于其性能和效率具有直接影响。
燃烧效率的提高和污染物的减排是航空发动机燃烧特性优化的主要目标。
在燃烧特性的研究中，首先需要研究燃料在燃烧室内的混合过程。
合理的燃料混合可以提高燃烧效率和燃烧稳定性。
通过数值模拟和实验手段，可以研究燃料在燃烧室内的分布和混合情况，以及燃烧室内的温度和压力分布等参数。
这有助于找出燃料混合的不足之处，并提出相应的优化措施。
其次，燃烧室内的燃烧过程也需要研究和优化。
燃料的燃烧速度、燃烧温度和燃烧稳定性等参数对于燃烧效率和污染物排放有重要影响。
通过数值模拟和实验手段，可以研究燃料的燃烧机理和燃烧过程中的各种化学反应，以及燃烧产物的生成和分布情况。
这有助于优化燃烧室的设计和调整燃烧参数，提高燃烧效率和减少污染物排放。
飞机发动机原理与结构—燃烧室
燃烧室的总压恢复系数是：燃烧室出口处的总压与燃烧室进口处的总压之比 ，对于燃气 涡轮喷气发动机，燃烧室的总压恢复系数一般在 0.92～0.96 范围内。
6. 尺寸小，重量轻
温度场要求：
（1）火焰除点火过程的短暂时间外，不得伸出燃烧室； （2）在燃烧室出口环形通道上，温度分布尽可能均匀，在整个出口环腔内最高温度与 平 均温度之差不得超过 100－120℃； （3）沿叶高（径向上）靠近涡轮叶片叶尖和叶根处的温度应低一些，而在距叶尖大约 三分之一处温度最高。
5.总压损失小
2. 燃烧室熄火
预防：
• 在飞机起飞、进近、着陆阶段，为了防止燃烧室熄火，确保飞行安全，需要接通发 动机 点火电门加强发动机点火;
• 飞行中，在复杂的气象条件下（如颠簸气流、严重积冰区、大雨 等），也需接通 发动机点火电门，实施点火，同时还需要维持发动机一定的转速，以提高稳定的燃 烧范围。
• 发动机的维护工作中，应加强对压气机防喘系统的检查和维护，使之处于良好的状 态， 防止因防喘系统有故障而发生喘振，导致燃烧室熄火停车；
f qmf qm
余气系数 α α=燃烧时实际空气量/理论所需空气量 燃料系数 β β=实际供油量/ 将空气中氧气完全燃烧完理论所需供油量
• α>1或β<1 贫油燃烧 • α<1或β>1 富油燃烧 • α=1或β=1 完全燃烧
• 油气比f要在一定的贫油或富油范围内才能燃烧，过于贫油或富油不可以； • 目前航空发动机燃烧室里的余气系数一般为2.53.5，但在中心燃烧区接近于1。
1. 燃烧室的工作过程和基本组件
航空发动机主燃烧室中的燃烧
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
燃烧室必须能够允许燃油在范围广泛的 工作状态下有效地燃烧而不致产生巨大的 压力损失。此外，如果火焰熄灭了，它必 须能够重新点燃。在完成这些功能时，火 焰筒和喷嘴雾化器部件必须在机械上是可 靠的。 燃气涡轮发动机按等压循环工作，因而， 燃烧过程的压力损失必须保持在最低水平。 在提供足够的湍流和掺混时，总压损失在 燃烧室进口空气压力的 3~8%之间变化。
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航空发动机主燃烧室示意图
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
燃油可以选用二种不同方式之一供入空气 流中。 最普通的是用喷嘴将雾化良好的燃油喷 入回旋的空气流中。第二种方式是让燃油预先 汽化，然后进入燃烧区。 在汽化方式中（图 4） ，燃油从供油管喷入位于火焰筒内部的汽 化管中。这些汽化管将燃油折转 180°，喷入 火焰筒头部，与主燃区空气形成可燃混气，在 主燃区燃烧。高温燃气对汽化管加热，有利于 燃油在汽化管蒸发。主空气流同时流入火焰筒 进口段孔和二股气流孔。冷区和稀释空气经限 流孔进入火焰筒，其方式与进入雾化式火焰筒 相似。
0702102班 2014寝室
朱少飞 沈迪迪 王辉 张春楠 邓瑞渠 周晓伟
演讲： 朱少飞
摘要：
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
个速燃火秒压 工度烧焰，器 作区室不仍扩 范，中能大压 围以创稳于后 内使造定火速 都火出。焰度 能焰一因传大 稳在个此播约 定发低，速为 燃动的必度 烧机轴须， 。整向在使米
燃烧效率随空气/燃油比变化
《航空发动机主燃烧室中的燃烧》 能源2班 2014
燃烧稳定性是指在宽广的工作范围内平稳 燃烧和火焰保持在燃着状态的能力。 就任 一具体燃烧室而言，都有空气/燃油比的 富油极限和贫油极限，超出这些极限火焰 就会熄灭。在发动机慢车状态下下滑或俯 冲期间极有可能出现熄火， 这时的空气流 量大而又只有很小的燃油流量，即很贫的 混合强度。典型的稳定性包线如图6所示。 由稳定包线规定的工作范围显然必须覆盖 燃烧室的空气/燃油比和质量流量变化范 围。 点火过程有贫油和富油极限，类似于 图 9中表示稳定性的极限。然而，点火包 线在稳定包线以内，因为在点火起动冷状 态下建立燃烧比发动机正常工作状态下燃 烧要困难得多。
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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 发生很大的基本压力损失（热阻损失）。每当向流动的气体加热时发 生的这种损失由下式给出：
3.
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度。
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
出口温度场分布要求：
1.
2.
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。
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。
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。
3.
4.
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。
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=7-32atm 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）
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。
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）
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。
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
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。
靠增加一进口扩压器可使燃烧区的流速下降到一个数值，此时⊿P基是 可容许的。例如，若流速下降到原来的1/5，则基本压力损失将下降到 原来的1/25，即大约是进口压力的1%，这是可以接受的。
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，以便提供回流和一个使火焰“驻定”的低流速回流区。为 了防止火焰吹熄并使低压条件下容易在点火，这是特别需要的。 故在主燃烧室----旋流器，加力燃烧室----V形槽
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）