罗罗发动机燃烧室简介资料
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柴油机的燃烧室
柴油机的燃烧室根据混合气形成方式及燃烧室的结构特点，柴油机的燃烧室可分为两大类，即直接喷射式燃烧室和间接喷射式(或称分开式)燃烧室。
其中直接喷射式燃烧室又可分为开式燃烧室和半开式燃烧室;分开式(或分隔式)燃烧室可分为涡流室燃烧室和预燃室燃烧室。
l.直接喷射式燃烧室直接喷射式(简称直喷式)燃烧室是因燃油直接喷射在燃烧室内而得名的。
这种燃烧室的结构主要取决于活塞顶上的凹坑形状。
通常根据燃烧室深浅又划分为开式燃烧室(燃烧室口径与气缸直径之比dk/D=0.8以上)和半开式燃烧室(燃烧室口径与气缸直径之比dk/D=0.35~0.65)两类。
(1)开式燃烧室。
开式燃烧室是一种由活塞顶面及气缸盖底面之间形成的、中间没有明显分隔的燃烧室。
这种燃烧室的结构特点是，活塞顶上的凹坑直径较大、深度较浅、没有缩口、呈浅盆形或浅ω形，以适应油束的形状。
与燃烧室相匹配的多孔喷油器装置在气缸盖中央，喷孔数为6~12个，孔径为0.25~0.80mm，喷油角度为140°~160°，喷油压力较高，一般为20~40MPa，最高喷油压力甚至高达l00MPa以上。
这种燃烧室内一般不组织空气涡流运动，其混合气体的形成主要靠燃油的喷散雾化，对燃油雾化质量要求较高。
开式燃烧室的特点是形状简单、结构紧凑、散热面积小、无节流损失，因而燃油消耗率低，而且起动较容易。
由于这种燃烧室是均匀的空间混合，在滞燃期内形成的可燃混合气体数量较多，因而最高燃烧压力Pz和平均压力升高率△P/△ρ较高，柴油机工作比较粗暴。
而且易冒黑烟，排气中NOx的生成量较高，对转速和燃油品质较敏感，且对燃油系统的要求较高。
柴油机所使用的多孔喷油嘴孔径小，容易堵塞。
由于上述特点，开式燃烧室适用于大型中低速柴油机。
(2)半开式燃烧室。
这种燃烧室在某种程度上被分为两部分，其中一部分由设置在活塞顶部或气缸盖底面上的凹坑组成，另一部分由活塞顶面到气缸盖底面之间的空间组成，两者间有较大的喉口相连通。
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
第二节 燃烧室部件
4)吊缸检查
2-16
活塞环折断的原因有 搭口间隙过小 环槽内积炭 活塞环压入 气缸套失圆 环端挂气口 环槽过度磨损
和气缸套上的磨台撞击等
2-14
第二章 柴油机的结构及主要部件
4)气缸套过度磨损 气缸套的正常磨损
铸铁缸套每千小时的磨损量为 0.1mm 左右 镀铬缸套每千小时的磨损量为 0.01~0.03mm
气缸套过度磨损的原因 2 燃烧室部件的管理要点 1)磨合 磨合 投入正常运转以前必须经过一个逐渐加负荷 达到互相贴合的过程
图 2-5
热疲劳的影响因素 与柴油机的累计转数并无 多大关系 主要取决于机器的起动 运行 停车的 循环次数 故亦称低频应力
防止出现热疲劳的方法 注意机器的冷却状态 不超负荷运行尽量减少起停柴油机的次数
3 燃烧室部件的结构特点
薄壁强背结构 钻孔冷却结构
所谓薄壁就是燃烧室部件的受热 壁要薄 以减少热应力 而强背 就是在薄壁的背面设置强有力的 支承 以降低机械应力 图 -6 钻孔冷却结构形式
来污油 污物漏入曲轴箱, 防止曲轴箱中的 滑油溅落到活塞杆上而带到扫气箱 基本结构 由两组填料环组成 其上组为密封 刮 油环 下组为刮油环
图 2-16
三 气缸
1 气缸的作用及工作条件 气缸的作用 形成柴油机工作循环进行的工作空间 在筒形活塞式柴油机中气缸起导承作用 承受活
塞的侧推力 2-7
第二章 柴油机的结构及主要部件
2-8
第二章 柴油机的结构及主要部件
气缸套
活塞清洁环 2-9
第二章 柴油机的结构及主要部件
2 四冲程筒形柴油机气缸的结构
Anti-polish Ring Water Distribution Ring Chrome-ceramic Piston Ring Pressurized Skirt Lubrication Nodular Iron Skirt Low Friction Design
实训报告论文
西安航空职业技术学院毕业设计（论文）论文题目：wp-6发动机一级导向器、燃烧室、火焰筒的拆装所属系部：航空维修工程系指导老师：晋荣职称：技师学生姓名：邓永超班级、学号: 10504220专业：航空机电设备维修西安航空职业技术学院制2012年 05 月 9 日1.摘要 (3)1.1.航空发动机的分类 (3)1.2.燃烧室的主要组成部分 (4)1.3.各部分的主要功能 (5)1.4.各类型燃烧室各自优缺点 (5)1.5.燃烧室工作的方式以及过程 (9)2.实训内容 (10)2.1实训目的 (10)2.2实习工具 (11)2.3实训步骤 (11)3.注意事项 (12)3.1螺纹连接件的拧紧次序 (12)3.2螺纹螺栓的拧紧规定 (13)3.3.锁片的锁紧要求 (13)4.心得体会 (14)5.参考文献 (15)6.审查意见书 (16)1.1航空发动机的分类有两种基本类型的燃烧室：单管燃烧室和全环燃烧室，环管燃烧室是介于单管燃烧室和环形燃烧室中间的一种，它将多个筒状燃烧室安装在一个共同的环形机匣内。
二、航空发动机结构见图燃气涡轮发动机的涡轮是利用高压气体膨胀做功带动压气机器其他发动机附件的（包括增压泵、发电机、螺旋桨等），位置又在燃烧室的后面，燃烧室前面的是压气机。
涡轮前燃气温度一般不超过1200摄氏度，现代的单晶涡轮叶片使用高强度的合金制成的。
图中站位6就是涡轮。
关于材料：镍基高温合金是以镍为基体(含量一般大于50%) 在650～1000℃范围内具有较高的强度和良好的抗氧化、抗燃气腐蚀能力的高温合金。
在镍基铸造高温合金中发展出了定向结晶涡轮叶片和单晶涡轮叶片。
定向结晶叶片消除了对空洞和裂纹敏感的横向晶界，使全部晶界平行于应力轴方向，从而改善了合金的使用性能。
单晶叶片消除了全部晶界，不必加入晶界强化元素，使合金的初熔温度相对升高，从而提高了合金的高温强度，并进一步改善了合金的综合性能。
1.2航空燃气轮机燃烧室的主要组成部分有：扩压器（Diffuser），机匣（Case），帽罩（Cowl），油喷嘴（Fuel Nozzle），旋流器（Swirler），头部端壁（Dome），火焰筒（Liner）。
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。
罗罗发动机燃烧室简介
六、燃烧室的尺寸要小
长度减小, 重量减轻, 压气机和涡轮间距离减小, 机匣和
转子的重量减小。 直径减小，迎风面积减小 容热强度 在单位压力和单位燃烧室容积中,一个小时之内,进入 燃烧室的燃油燃烧实际所释放出的热量 （1200~200qm, f H ub
的贫油、富油极限之间的余气系数范围来表示,此范 围越宽,表示燃烧稳定性越好
三、燃烧完全
用燃烧效率和燃烧完全系数来表示。
燃烧效率：一公斤燃油燃烧后实际放出的热
量与燃油的热值之比 。 （0.95~0.98）
四、出口温度分布要满足要求
除点火过程外,火焰不得伸出燃烧室 出口温度场均匀，在出口环腔内最高温度与平均温
旋流器：
旋流器是由若干旋流片按一定角度沿周向排列成的。
当空气流过旋流器时,由轴向运动变成旋转运动, 气流 被惯性离心力甩向四周, 使燃烧室中心部分空气稀薄, 形成一个低压区 , 于是火焰筒四周的空气及后部一部 分高温燃气便向火焰筒中心的低压区倒流, 形成回流, 在燃烧室中 , 有回流的地方叫做回流区。使火焰筒内 同一个截面上的气流速度不相等, 于是在回流区形成稳 定的点火源，保证稳定燃烧。
油锥偏斜 雾化不良
出现局部过热的原因
空气的正常流动遭到破坏
火焰筒变形
火焰筒安装偏斜
喷油量过大
推油门过猛 装错喷嘴
预防措施
使用符合技术规格的喷嘴； 正确拆装燃烧室。
二、燃烧室熄火
熄火的现象和根本原因
现象：飞机抖动，发出不正常的声音，转速 和排气温度突然下降，油门操纵失灵，飞 机失去推力，飞行速度不断减小。 根本原因：混合余气系数超出稳定燃烧范围
环管形燃烧室
民航发动机简介4燃烧室
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NUAA
燃烧室
环管形燃烧室
2024/6/27
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NUAA
燃烧室
环形燃烧室
1913 法国 Rene lorin
2024/6/27
6
NUAA
燃烧室
☆大多数燃气涡 轮发动机在海 平面起飞状态 下的燃烧效率 几乎是100%， 在高空巡航状 态降低到98%
2024/6/2 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
NUAA
燃烧室
㊣燃烧室的任务是将燃油喷嘴供应的大量燃油和压气机供应的大量提及的空气
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 的均匀加热的平稳燃气流
☆这一任务
必须以最 小的压力 损失来完 成，并且 在有限的 可用空间 释放出最 大的热量
2024/6/27
1
NUAA
燃烧室
㊣在正常工作时，燃烧室的总的空气/燃油比可在45：1和130：1 之间变化，而燃油只能在接近于15：1的比例下有效燃烧，所以 燃油只和进入燃烧室的一部分空气在主燃烧区中燃烧，这依靠 火焰筒来实现
☆空气/燃油比在富油 和贫油极限之间的 范围随空气速度的 增加而减少，如果 空气质量流量的增 加超过一定的值， 就会熄火
☆点火过程有贫油和 富油极限，点火包 线在稳定包线以内
1913 法国 Rene lorin
2024/6/27
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2024/6/27
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NUAA
燃烧室
• ☆燃烧释放的燃气温度大约是1800℃到2000℃ • ☆部分空气用来在稀释区降低燃气的温度 • ☆其余的空气则用来冷却火焰筒的壁面
1913 法国 Rene lorin
2024/6/27
第十三章 航空发动机燃烧室
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
飞机发动机原理与结构—燃烧室
气流流经燃烧室会产生压力损失。它主要包括：摩擦损失、扩压损失、穿过 火烟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。
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
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
航空小知识——飞机的心脏：航空发动机
涡轮与压气机不同，静子部分在前，转子部分在后。如上图为PW4000发动机的涡轮部分分布，两级高压涡轮和四级低压涡轮。
尾喷管
尾喷管安装在涡轮的后部，也是发动机的重要部件之一。主要作用是将从涡轮流出的燃气膨胀加速，将燃气部分的焓转变为动能，提高燃气速度，使燃气以很大的速度排出，产生较大的推力。
GEnx
GEnx发动机是由GE公司研制生产的高涵道比双转子轴流式涡扇发动机，最大推力63800磅。核心机主要部件（详见示意图）：轴流式压气机（包括1级风扇、4级低压压气机和10级高压压气机 ）、环形燃烧室和轴流式涡轮（包括2级高压涡轮和7级低压涡轮 ）。GEnx发动机现用于Boeing 787和Boeing747-8飞机，未来将用于A350等飞机。
航空发动机的五大部件
航空发动机主要分为五大部件，分别是进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，下文将对各大部件逐一进行介绍：
进气道
航空发动机进气道主要的作用是在各种工作状态下，能够将足够量的空气，以最小的流动损失，引入压气机。进气道可分为亚音速进气道和超音速进气道，民航发动机的进气道多为亚音速进气道。
TrentXWB
TrentXWB发动机是罗罗公司正在研制的高涵道比三转子轴流式涡扇发动机，未来将用于A350飞机。设计推力分别为75,000磅（适用于A350-800）、84,000磅（适用于A350-900）及97,000磅（适用于A350-1000）。
CFM56系列
CFM56系列发动机是由美国的GE公司和法国的斯纳克玛公司组成的CFM国际公司研制生产的高涵道比双转子轴流式涡扇发动机。于1974年6月投入使用，发动机的推力为18,000至34,000磅。主要型号有CFM56-3、CFM56-5B和CFM56-7B分别用于Boeing 737-300/400/500；A320系列；Boeing737-700/800/900。
尾喷管
尾喷管安装在涡轮的后部，也是发动机的重要部件之一。主要作用是将从涡轮流出的燃气膨胀加速，将燃气部分的焓转变为动能，提高燃气速度，使燃气以很大的速度排出，产生较大的推力。
GEnx
GEnx发动机是由GE公司研制生产的高涵道比双转子轴流式涡扇发动机，最大推力63800磅。核心机主要部件（详见示意图）：轴流式压气机（包括1级风扇、4级低压压气机和10级高压压气机 ）、环形燃烧室和轴流式涡轮（包括2级高压涡轮和7级低压涡轮 ）。GEnx发动机现用于Boeing 787和Boeing747-8飞机，未来将用于A350等飞机。
航空发动机的五大部件
航空发动机主要分为五大部件，分别是进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，下文将对各大部件逐一进行介绍：
进气道
航空发动机进气道主要的作用是在各种工作状态下，能够将足够量的空气，以最小的流动损失，引入压气机。进气道可分为亚音速进气道和超音速进气道，民航发动机的进气道多为亚音速进气道。
TrentXWB
TrentXWB发动机是罗罗公司正在研制的高涵道比三转子轴流式涡扇发动机，未来将用于A350飞机。设计推力分别为75,000磅（适用于A350-800）、84,000磅（适用于A350-900）及97,000磅（适用于A350-1000）。
CFM56系列
CFM56系列发动机是由美国的GE公司和法国的斯纳克玛公司组成的CFM国际公司研制生产的高涵道比双转子轴流式涡扇发动机。于1974年6月投入使用，发动机的推力为18,000至34,000磅。主要型号有CFM56-3、CFM56-5B和CFM56-7B分别用于Boeing 737-300/400/500；A320系列；Boeing737-700/800/900。
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点火器 直接点火器 间接点火器
喷嘴：将燃油雾化，加速燃油与空气的掺混 （1）离心喷嘴
单油路喷嘴、双油路喷嘴 优点：工作可靠，结构坚固，易于调试 缺点：供油压力高，存在富油区，有污染
（2）气动喷嘴
优点：混合均匀，避免富油区，供油压力小，工作范围宽。 缺点：起动时雾化不良
（3）蒸发管式喷嘴
第三节 燃烧室的稳定燃烧(*)
燃烧室燃烧时出现的问题： 余气系数
气流流速和火焰传播速度
稳定燃烧的条件
燃烧时的气流速度等于火焰的传播速度 为了稳定燃烧，所以必须想法：
降低空气的流速 提高火焰的传播速度 以保证能达到稳定燃烧的条件。
一、降低燃烧室内局部区域气流速度 扩压器：将气流速度从100m/s降到40m/s
管形燃烧室
组成：燃烧室头部，外套，火焰筒，喷嘴 优点：维护、检查和更换比较方便 缺点：环行截面积利用率低，总压损失大，起动性能差， 重量大。
环管形燃烧室
优点：迎风面积小；出口燃气温度、压力比较均匀；安排 合理，检修容易。 缺点：重量大，高空起动性能差。 应用：用于轴流式压气机的发动机上
五、总压损失小
燃烧室的总压恢复系数: 燃烧室出口总压 / 燃烧室进口
总压（0.94）
b
p3* p2*
扩压产生的流阻损失 空气从小孔,缝隙流入燃烧室时的摩擦损失 冷热气流掺混造成的损失 加热(燃烧)造成的热阻损失
六、燃烧室的尺寸要小
长度减小, 重量减轻, 压气机和涡轮间距离减小, 机匣和 转子的重量减小。
Ga
G f L0
进入燃烧室的空气流量 进入燃烧室的燃油流量
理论空气量 理论空气量是一公斤燃油
完全燃烧所需要的最少空气 量。对于航空煤油,理论空气 量为: 14.7公斤空气／公斤燃 油
余气系数的物理意义
表示贫油和富油的程度 α＜１时为富油; α ＞１时为贫油; 航空发动机的余气系数一般为3.5－4.5
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
优点：迎风面积小，重量轻，起动性能好，出口燃气 压力、温度分布均。
应用：广泛用于新型发动机。
二、燃烧室组件
三、燃烧完全
用燃烧效率和燃烧完全系数来表示。
燃烧效率：一公斤燃油燃烧后实际放出的热 量与燃油的热值之比 。
（0.95~0.98）
四、出口温度分布要满足要求
除点火过程外,火焰不得伸出燃烧室
出口温度场均匀，在出口环腔内最高温度与平均温 度之差不得超过100－120℃
在径向上：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
燃烧室的工作特点
燃烧室工作的基本情形
燃烧室内气体参数变化情形（P82图4-3）
喷嘴 扩压器
旋流器
火焰筒
外套
燃烧室的工作特点
燃烧气流的速度高 出口温度受涡轮叶片材料强度限制
第二节 燃烧室的分类和组件
一、燃烧室的分类
分类： 管形（筒形）燃烧室 环管形燃烧室 环形燃烧室
燃烧室排放的污染物, 除了因燃油中含硫而生 成的SO2外, 通常还有CO、HC、NO2、NO、 烟等
污染物的含量随发动机的工作状态而变化,其 规律如下图所示
八、寿命长
在航空发动机中, 燃烧室在高温情况下工作, 条 件十分恶劣, 往往需要经常检修或更换零件,合 理地组织燃烧和冷却, 或采用高性能耐热材料 等,以提高燃烧室的寿命
3. 当量比
定义：完全燃烧一公斤空气所 需的燃油质量
Gf L0
Ga
余气系数与当量比互为倒数：
1
二、燃烧要稳定
要求燃烧室在点燃以后,必须在规定的全部飞 行高度和速度范围内都能保证稳定燃烧而不被 吹熄
稳定燃烧的条件:气流速度＝火焰传播速度.
燃烧稳定特性：在一定的进气条件下,用能稳定燃烧 的贫油、富油极限之间的余气系数范围来表示,此范 围越宽,表示燃烧稳定性越好
直径减小，迎风面积减小
容热强度
在单位压力和单位燃烧室容积中,一个小时之内,进入
燃烧室的燃油燃烧实际所释放出的热量
（1200~2000kj/m3 h Pa）
Qvb
3600qm, f Hub
p2*Vb
容热强度大，表示燃烧室的尺寸小；
容热强度小，表示燃烧室的尺寸大。
七、燃烧产物对大气的污染要小
机匣（外套） 扩压器 火焰筒 喷油嘴 :雾化 点火装置
旋流器 :回流区 连焰管 :传焰 ,均压
机匣 形成二股气流的通道； 承力。
扩压器 减速，便于燃烧稳定； 将空气分流成一股气流和二股气流。
火焰筒：包括火焰筒筒体和旋流器
旋流器的作用：形成回流区，保证稳定燃烧 火焰筒筒体的作用和工作环境
第四章 燃烧室
第一节 概 述
燃烧室：是燃气涡轮发动机的重要部件，其 功用是把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 。
对燃烧室的基本要求
点火可靠，余气系数控制在一定范围 燃烧稳定 燃烧完全，用燃烧效率表示 总压损失小，用总压恢复系数表示 尺寸小 出口温度分布满足要求 排气污染小
旋流器：
旋流器是由若干旋流片按一定角度沿周向排列成的。 当空气流过旋流器时,由轴向运动变成旋转运动, 气流 被惯性离心力甩向四周, 使燃烧室中心部分空气稀薄, 形成一个低压区, 于是火焰筒四周的空气及后部一部 分高温燃气便向火焰筒中心的低压区倒流, 形成回流, 在燃烧室中, 有回流的地方叫做回流区。使火焰筒内 同一个截面上的气流速度不相等, 于是在回流区形成稳 定的点火源，保证稳定燃烧。
一、点火可靠
点火可靠：在一定的外界条件下能保证可靠点火, 即能在地面和空中可靠的点火。
影响点火可靠性的主要因素：燃油与空气的比例 （油气比、余气系数、当量比）
1、油气比 f
燃烧室燃油流量 / 燃烧室空气流量
f Gf Ga
2、余气系数
进入燃烧室的空气流量与进入燃烧室的燃油流量完全 燃烧所需要的理论空气量之比。
喷嘴：将燃油雾化，加速燃油与空气的掺混 （1）离心喷嘴
单油路喷嘴、双油路喷嘴 优点：工作可靠，结构坚固，易于调试 缺点：供油压力高，存在富油区，有污染
（2）气动喷嘴
优点：混合均匀，避免富油区，供油压力小，工作范围宽。 缺点：起动时雾化不良
（3）蒸发管式喷嘴
第三节 燃烧室的稳定燃烧(*)
燃烧室燃烧时出现的问题： 余气系数
气流流速和火焰传播速度
稳定燃烧的条件
燃烧时的气流速度等于火焰的传播速度 为了稳定燃烧，所以必须想法：
降低空气的流速 提高火焰的传播速度 以保证能达到稳定燃烧的条件。
一、降低燃烧室内局部区域气流速度 扩压器：将气流速度从100m/s降到40m/s
管形燃烧室
组成：燃烧室头部，外套，火焰筒，喷嘴 优点：维护、检查和更换比较方便 缺点：环行截面积利用率低，总压损失大，起动性能差， 重量大。
环管形燃烧室
优点：迎风面积小；出口燃气温度、压力比较均匀；安排 合理，检修容易。 缺点：重量大，高空起动性能差。 应用：用于轴流式压气机的发动机上
五、总压损失小
燃烧室的总压恢复系数: 燃烧室出口总压 / 燃烧室进口
总压（0.94）
b
p3* p2*
扩压产生的流阻损失 空气从小孔,缝隙流入燃烧室时的摩擦损失 冷热气流掺混造成的损失 加热(燃烧)造成的热阻损失
六、燃烧室的尺寸要小
长度减小, 重量减轻, 压气机和涡轮间距离减小, 机匣和 转子的重量减小。
Ga
G f L0
进入燃烧室的空气流量 进入燃烧室的燃油流量
理论空气量 理论空气量是一公斤燃油
完全燃烧所需要的最少空气 量。对于航空煤油,理论空气 量为: 14.7公斤空气／公斤燃 油
余气系数的物理意义
表示贫油和富油的程度 α＜１时为富油; α ＞１时为贫油; 航空发动机的余气系数一般为3.5－4.5
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
优点：迎风面积小，重量轻，起动性能好，出口燃气 压力、温度分布均。
应用：广泛用于新型发动机。
二、燃烧室组件
三、燃烧完全
用燃烧效率和燃烧完全系数来表示。
燃烧效率：一公斤燃油燃烧后实际放出的热 量与燃油的热值之比 。
（0.95~0.98）
四、出口温度分布要满足要求
除点火过程外,火焰不得伸出燃烧室
出口温度场均匀，在出口环腔内最高温度与平均温 度之差不得超过100－120℃
在径向上：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
燃烧室的工作特点
燃烧室工作的基本情形
燃烧室内气体参数变化情形（P82图4-3）
喷嘴 扩压器
旋流器
火焰筒
外套
燃烧室的工作特点
燃烧气流的速度高 出口温度受涡轮叶片材料强度限制
第二节 燃烧室的分类和组件
一、燃烧室的分类
分类： 管形（筒形）燃烧室 环管形燃烧室 环形燃烧室
燃烧室排放的污染物, 除了因燃油中含硫而生 成的SO2外, 通常还有CO、HC、NO2、NO、 烟等
污染物的含量随发动机的工作状态而变化,其 规律如下图所示
八、寿命长
在航空发动机中, 燃烧室在高温情况下工作, 条 件十分恶劣, 往往需要经常检修或更换零件,合 理地组织燃烧和冷却, 或采用高性能耐热材料 等,以提高燃烧室的寿命
3. 当量比
定义：完全燃烧一公斤空气所 需的燃油质量
Gf L0
Ga
余气系数与当量比互为倒数：
1
二、燃烧要稳定
要求燃烧室在点燃以后,必须在规定的全部飞 行高度和速度范围内都能保证稳定燃烧而不被 吹熄
稳定燃烧的条件:气流速度＝火焰传播速度.
燃烧稳定特性：在一定的进气条件下,用能稳定燃烧 的贫油、富油极限之间的余气系数范围来表示,此范 围越宽,表示燃烧稳定性越好
直径减小，迎风面积减小
容热强度
在单位压力和单位燃烧室容积中,一个小时之内,进入
燃烧室的燃油燃烧实际所释放出的热量
（1200~2000kj/m3 h Pa）
Qvb
3600qm, f Hub
p2*Vb
容热强度大，表示燃烧室的尺寸小；
容热强度小，表示燃烧室的尺寸大。
七、燃烧产物对大气的污染要小
机匣（外套） 扩压器 火焰筒 喷油嘴 :雾化 点火装置
旋流器 :回流区 连焰管 :传焰 ,均压
机匣 形成二股气流的通道； 承力。
扩压器 减速，便于燃烧稳定； 将空气分流成一股气流和二股气流。
火焰筒：包括火焰筒筒体和旋流器
旋流器的作用：形成回流区，保证稳定燃烧 火焰筒筒体的作用和工作环境
第四章 燃烧室
第一节 概 述
燃烧室：是燃气涡轮发动机的重要部件，其 功用是把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 。
对燃烧室的基本要求
点火可靠，余气系数控制在一定范围 燃烧稳定 燃烧完全，用燃烧效率表示 总压损失小，用总压恢复系数表示 尺寸小 出口温度分布满足要求 排气污染小
旋流器：
旋流器是由若干旋流片按一定角度沿周向排列成的。 当空气流过旋流器时,由轴向运动变成旋转运动, 气流 被惯性离心力甩向四周, 使燃烧室中心部分空气稀薄, 形成一个低压区, 于是火焰筒四周的空气及后部一部 分高温燃气便向火焰筒中心的低压区倒流, 形成回流, 在燃烧室中, 有回流的地方叫做回流区。使火焰筒内 同一个截面上的气流速度不相等, 于是在回流区形成稳 定的点火源，保证稳定燃烧。
一、点火可靠
点火可靠：在一定的外界条件下能保证可靠点火, 即能在地面和空中可靠的点火。
影响点火可靠性的主要因素：燃油与空气的比例 （油气比、余气系数、当量比）
1、油气比 f
燃烧室燃油流量 / 燃烧室空气流量
f Gf Ga
2、余气系数
进入燃烧室的空气流量与进入燃烧室的燃油流量完全 燃烧所需要的理论空气量之比。