第十三章航空发动机燃烧室

航空发动机燃烧室调研报告

一、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。

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）。火焰筒上开有各种孔，主燃孔，掺混孔，气膜冷却孔。

下面分别介绍各部分的主要功能。

（1）扩压器：降低压气机出口流速，恢复动压头，利于燃烧室组织燃烧；

（2）机匣：用于安装火焰筒，连接发动机压气机部分和涡轮、加力燃烧室部分，是承力件；

（3）喷嘴：用于燃油雾化；

（4）旋流器：使气流旋转，产生回流区，稳定燃烧过程；

注：目前发展趋势为，将上述二者结合，称之为空气雾化喷嘴；

（5）帽罩：使空气按照环腔、头部所需量分股时，流动不发生分离，减小流动损失；（6）火焰筒：燃烧室承温部件，火焰筒上开有各种孔，实现（气量分配、前述的设计理念）在其间气液两相流稳定高效燃烧，并与冷气掺混，满足出口温度分布需要，同时壁面采取有效的冷却防护措施，防止烧坏。

发动机燃烧室

发动机燃烧室∗

ZuojinZhua(zuojin@)a

FacultyofEngineeringScience,UniversityofScienceandTechnologyofChina,

Hefei,230026,China

2015年9月23日

∗

EditedbyDr.ZuojinZhuat/.

1目录

1燃气轮机燃烧室41.1引言...............................................4

1.2初始段内的燃烧

........................................4

1.3混合和化学反应

........................................5

1.4燃烧段

..............................................6

1.5燃气轮机排放的污染物

....................................7

1.5.1CO...........................................7

1.5.2温度对

CO、

NO排放量的影响

............................7

1.5.3燃烧的特征时间

....................................8

1.5.4烟尘

...........................................10

1.5.5减少烟尘的添加剂

...................................10

1.6燃烧控制技术

..........................................11

1.6.1NASA旋流稳焰器式燃烧室

..............................12

1.6.2预混式燃烧室

航空发动机燃烧室燃尽过程模拟及优化

航空发动机是现代民用航空产业不可或缺的一环，其燃烧室作为发动机的心脏，起到了至关重要的作用。燃烧室内发生的燃烧过程会直接影响到发动机的动力性能、排放性能和寿命等重要指标。因此，燃烧室设计的优化和燃尽过程的模拟就显得尤为重要。本文将围绕航空发动机燃烧室燃尽过程模拟及优化进行讨论。

一、航空发动机燃烧室燃尽过程模拟

航空发动机的燃烧室内充满了复杂的化学反应，导致燃气状态的复杂变化，其数值模拟是确定燃烧室运行性能的重要手段。

1. 燃烧室流场模拟

为了最大化的提高燃烧效率，飞行安全和环保性能的参数要求，燃烧室流场模拟成为了燃烧室燃尽过程模拟的基础。

燃烧室流场模拟首先要确定燃料和气体的喷射位置和方向，然后通过计算空气的流量，建立燃烧室三维模型进行模拟。目的是研究燃烧室内的流动和混合，确保燃料混合适当，并与足够的空气混合。这种流体模拟方法是基于牛顿流体力学理论和计算流体动力学数学规律。其中有限元方法、有限体积法和有限差分法是比较常用的计算模拟方法。

2. 化学反应模拟

化学反应计算统计是需要进行燃烧室燃尽过程模拟的另一个重要工具。在化学反应计算中，剩余氧气必须混合以及反应产物必须正确预测以保证燃烧过程的稳定，可靠性和耐久性。为了避免由多个化学组分组成的燃料混合氧化反应产生的复杂化合物，计算化学模型通常使用各自简化基元反应。

常用的化学反应模拟方法有最小自由能方法、化学动力学方法和热力学均衡方法。热力学均衡方法不仅可以计算混合物中任意成分的反应，还可以估算燃料燃烧的热效率、生成气体的传质系数和热传导系数等。此外，它还可以确定氧化剂和燃料之间获得最大能量的反应类型。

二、航空发动机燃烧室燃尽过程优化

燃烧室优化设计旨在达到以下目标：

1. 条件优化

通过模拟计算，精细控制燃料的混合，提高燃料的利用率和热效率。此外，燃烧室还需要满足工作介质的要求，如经济性、可靠性和环保要求等。

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。

航空发动机燃烧室冷却技术研究

航空发动机是现代航空领域的核心设备之一，其性能直接影响到飞机的安全性和运行效率。而航空发动机在高温高压条件下运行时，燃烧室冷却是至关重要的一个环节。燃烧室冷却技术的研究和发展，对于提高发动机的可靠性、延长使用寿命以及提高发动机的功率密度具有重要意义。

燃烧室是航空发动机中的关键部件，其作用是将燃料与空气进行充分混合并燃烧，产生高温高压气体，驱动涡轮机转动从而推动飞机前进。然而，燃烧过程中产生的高温高压气体会对燃烧室内壁面造成巨大的热负荷，如果不进行有效的冷却处理，会导致燃烧室融化、开裂等问题，严重影响发动机的运行安全和寿命。

目前，航空发动机燃烧室冷却技术主要包括内壁面冷却、外壁面冷却和补给冷却三种形式。

首先，内壁面冷却是指通过在燃烧室内部设置冷却通道，将冷却剂引入到燃烧室内壁面附近形成薄膜冷却层，用以保护内壁面。这种冷却方式主要通过对冷却剂的喷射、转化和薄膜传热来实现。内壁面冷却技术具有结构简单、制造工艺成熟等优点，已经被广泛应用于现代航空发动机中。

接下来，外壁面冷却是指通过在燃烧室外壁面设置冷却孔，将冷却剂喷射到外壁面形成冷却膜，以降低外壁面温度。相比内壁面冷却，外壁面冷却可以更有效地降低外壁面温度，提高燃烧室的热防护能力。一种常见的外壁面冷却方式是采用薄膜冷却技术，即在外壁面上涂覆一层陶瓷膜，通过陶瓷膜的隔热性能实现外壁面的冷却。

最后，补给冷却是指将冷却剂喷射到燃烧室燃烧区域和喷嘴等高温部位，以消耗燃烧产物的热量并降低温度。补给冷却可以有效地保护燃烧室内的零部件免受高温的侵蚀，提高发动机的可靠性和使用寿命。补给冷却技术的研究主要集中在冷却剂的喷洒方式、喷洒位置以及喷洒量等方面。值得一提的是，随着航空技术的不断发展，航空发动机对冷却技术的要求也越来越高。目前，一些先进的冷却技术正在逐渐应用于航空发动机的研制中。例如，超声速冷却技术利用超声波的能量传递特性，可以提高冷却剂的喷射效率，提高冷却效果。另外，纳米材料在燃烧室冷却技术中的应用也引起了广泛关注。纳米材料具有出色的导热和辐射热防护性能，可以极大地增强冷却材料的耐冲击性和高温性能。

航空发动机燃烧学_先进主燃烧室技术发展_102高温升燃烧室_

-1-

西北工业大学

航空发动机燃烧学课程组

《航空发动机燃烧学》

高温升燃烧室

CONTENTS

-2-

1 燃烧组织技术

2结构设计技术

3火焰筒材料技术

-4-

冷却

燃烧气量与冷却气量之间的平衡

出口温度分布系数难调整

高功率状态时的排气冒烟低功率状态时的燃烧稳定性

扩宽稳定工作范围技术挑战

¤更高的冷却要求

燃烧室的燃气温度更高更多的空气参与燃烧，冷却空气减少

火焰筒壁温度的不均匀性增大?而对燃烧室寿命的要求并不降低

0.2

高温升燃烧室火焰筒头部燃烧组织设计思想：

多旋流和复合雾化

分级分区

非常规

当低工况时，仅部分级或区供油?当高工况时，所有级或区都供油燃烧

保证燃烧室内获得合理的气流结构、良好的雾化，以及恰当的油气

匹配

非常规的燃烧室，如驻涡燃烧室TVC ，超紧凑燃烧室

UCC

◆英国Mellor等人提出的高温升燃烧室

基于燃烧分区思想；

回流区分为主回流区和副回流区，位置

如图所示；

主燃烧区在中心；

副燃烧区位于头部与火焰筒的角落中。

英国Mellor 等人提出的高温升燃烧室

无旋流器，用于隔开中心的主燃烧区和外围的副燃烧区

雾化副油路，其旋流数为2.5，形成副回流区，用于小工况条件下改善点火和熄火性能。

雾化主油路，其旋流数为0.7，形成主回流区，用于大工况条件下的燃烧，降低污染排放。

效果：慢车条件下燃烧室贫油熄火极限0.003，燃烧效率99.5%；

大工况的下的EI NOx 小于10g/kg 燃油，冒烟数小于10。

国内林宇震提出的复合燃烧的高温升燃烧室：总油气比达0.040核心思想：空气及燃油均分级采用多旋流双液雾

复合式头部来拓宽

稳定工作范围。

国内林宇震提出的复合燃烧的高温升燃烧室：

小状态：压力雾化喷嘴（燃油

直接喷射到回流区中，改善贫

油熄火油气比）；

大状态：空气雾化方式（燃油打

在收扩式文氏管上，在旋流剪切

航空发动机燃烧室热工设计及优化

航空发动机的性能直接影响着飞机的飞行性能和经济效益。其中，燃烧室作为发动机的核心部件之一，对燃烧的效果和热力性能起着至关重要的作用。本文将针对航空发动机燃烧室的热工设计和优化进行探讨。

热工设计是指在给定的工作条件下，根据燃烧室的结构和工作流动特性，确定燃气温度、压力分布和燃气流速等参数，从而满足设计要求。优化设计是在热工设计的基础上，通过改变燃烧室的结构形式、调整燃烧参数，以达到更好的性能、更低的燃料消耗和更低的排放。

首先，航空发动机燃烧室的热工设计需要考虑的几个关键因素是燃料燃烧过程中的传热、传质和化学反应。对于传热和传质，设计师需要考虑燃气和燃烧室壁面的传热传质特性，以保证足够的冷却能力，防止燃烧室过热。对于化学反应，设计师需要优化燃烧室的燃烧过程，以提高燃料的燃烧效率，并尽量减少有害气体的生成。

其次，燃烧室的结构形式对热工性能有着重要的影响。传统的航空发动机燃烧室多采用环形或筒形结构，其优点是结构简单、制造成本低，但其热工性能相对较差，容易产生过高的温度和压力梯度。近年来，随着先进材料和先进制造技术的发展，一些新型结构形式如多孔板燃烧室、涡流燃烧室和透明燃烧室等逐渐被应用于航空发动机中。这些新型结构旨在改善燃烧室的热工性能，提高燃料的燃烧效率。

此外，燃烧室的燃烧参数也是热工设计和优化的关键。燃烧室的燃烧参数包括燃料喷射位置、喷射量、燃烧室内部的空气燃料比以及点火方式等。通过调整这些参数，可以改变燃料的分布和燃烧过程，进而影响热工性能。例如，合理设置燃料喷射位置和喷射量可以提高燃料的混合和燃烧效率；通过优化燃烧室内部的空气燃料比可以调节燃烧室的温度和压力分布，进而提高热工性能。

在航空发动机燃烧室的热工设计和优化中，计算流体力学（CFD）模拟是一种常用的工具。通过数值模拟和计算，可以预测流场、温度场和压力场等热工参数的分布。通过对不同参数的变化进行建模和仿真，可以评估不同热工设计和优化方案的性能。然后，根据模拟结果，优化设计师可以调整燃烧室的结构参数和燃烧参数，以获得更好的性能和更低的燃料消耗。

航空发动机燃烧室设计与优化

航空发动机是航空工业中的一个重要组成部分，其性能的好坏可以直接关系到整个飞行过程的安全性和可靠性。而燃烧室则是航空发动机中非常重要的一个设计部分，它直接关系到燃烧的效率和排放的量，因此必须得到合理的设计和优化才能满足飞行的需要。本文将对航空发动机燃烧室设计和优化进行探讨。

一、燃烧室的结构和功能

航空发动机中的燃烧室是一个非常重要的部分，主要用于实现燃料的燃烧和发电机的产生，同时还能够控制燃烧的速率和温度等参数，以满足飞行的需求。而燃烧室的主要结构部分则是燃烧室限制器、燃烧室内衬和燃气喷嘴等，其中燃烧室限制器主要用于控制燃气的流量和速率，燃烧室内衬则可以防止燃气在燃烧过程中产生积碳和堵塞燃气喷嘴等。

二、燃烧室设计的基本原则

燃烧室设计的基本原则主要是考虑到燃烧室的效率和排放的量，一般来说，要尽可能地提高燃料在燃烧过程中的利用率，同时还要将排放的有害物质控制在合理的范围以内，这样才能够满足飞行过程的需要。在具体的燃烧室设计过程中，还需要考虑到以下几个方面： 1. 燃烧室的结构：燃烧室的结构应该尽可能地简单，以减少对燃烧的影响，同时还需要考虑到压力的分布和气流的流动情况，以确保燃烧室的效率。

2. 燃气喷嘴：燃气喷嘴的设计是燃烧室中最为重要的部分之一，它可以直接影响到燃烧室的性能和效率，因此需要合理的设计和优化，以确保燃气喷嘴能够实现燃气的混合和均匀喷洒。

3. 燃料的选择：燃料的选择是燃烧室设计的另一个重要方面，不同的燃料可以产生不同的燃烧效果和排放效果，需要根据具体情况进行选择和调整。

三、燃烧室优化的主要方法

燃烧室的优化是一个比较复杂的过程，需要运用多种方法进行分析和调整，以下是几种常见的燃烧室优化方法：

1. 数值模拟：数值模拟是一个较为常用的燃烧室优化方法，其主要原理是利用计算机仿真和模拟的方式分析和预测燃烧室的性能和效果，可以通过对不同参数的调整和变化进行模拟来实现纠正和优化。

第一章航空发动机燃烧室概述

航空发动机燃烧室是航空发动机中一个至关重要的组件，其主要功能是将燃料和氧气混合并点燃，产生高温高压气体以提供动力驱动发动机运转。在燃烧室内，燃料和氧气混合物在高温高压条件下燃烧，释放出巨大的能量。这些能量会转化为高温高压气体，通过喷嘴喷出，推动涡轮叶片旋转，进一步驱动发动机的转子部分。

燃烧室的设计和性能对于航空发动机的整体性能至关重要。一个优秀的燃烧室应当能够实现高效的燃烧，产生最大的推力，并且具有良好的耐久性和可靠性。燃烧室的设计涉及到多个方面的考虑，包括燃烧室形状、燃料喷射和点火系统、冷却方法、喷嘴设计等。

首先，燃烧室的形状对于燃烧效率和喷嘴出口速度有着重要影响。常见的燃烧室形状有圆筒形和环形燃烧室。圆筒形燃烧室具有简单的结构，易于制造，但燃烧效率相对较低。环形燃烧室则能够更好地扩大喷嘴出口速度，提高推力。

其次，燃料喷射和点火系统的设计对于燃烧室的性能和稳定性至关重要。燃料喷射系统需要确保燃料均匀地喷入燃烧室，并与空气充分混合。喷射角度、喷嘴口径和布置都会影响喷射效果。而点火系统则需要确保燃料可靠地点燃，点火的时机和稳定性对于燃烧效率和推力输出也有重要影响。

另外，燃烧室还需要采取有效的冷却措施，以保证燃烧室内部能够承受高温高压的工作环境。常用的冷却方法包括内壁冷却、外壁冷却和衬套式冷却。内壁冷却通常通过将一部分空气引入燃烧室内壁冷却腔进行冷却。外壁冷却则是通过在燃烧室外壁设置冷却排管，从而将热量传导到发动机外部。衬套式冷却是在燃烧室墙壁上加装陶瓷衬套，起到隔热的作用。

最后，喷嘴的设计对于燃烧室推力输出和燃烧效率也有重要影响。喷嘴的形状和大小会影响喷射速度和喷射方向。常见的喷嘴形状有圆形喷嘴、方形喷嘴和扇形喷嘴等。

总的来说，航空发动机燃烧室是发动机中非常重要的一个组件，它直接影响着发动机的性能和可靠性。一个优秀的燃烧室应当能够实现高效的燃烧、产生巨大的推力，并具有良好的耐久性和可靠性。燃烧室的形状、燃料喷射和点火系统、冷却方法以及喷嘴设计等方面都是关键的考虑因素，对于提高航空发动机整体性能具有重要影响。

航空发动机燃烧室机匣可靠性分析

摘要

I 摘要

本次设计中，主要考虑了单边依赖热应力的强度，并且用一个拥有随应力幅度变化而变化的条件概率均值函数的离散随机变量来表示热应力依赖强度，然后用拉格朗日因子多项式法来建立了一个热应力依赖强度的应力-强度干涉模型。在该模型中，强度概率均值函数集服从威布尔多项式分布，而应力概率均值函数集则是正态多项式分布。

论文中选择马氏体不锈钢作为燃烧室机匣的材料，并利用应力-强度干涉模型对航空发动机燃烧室机匣进行可靠性分析。通过可靠性计算可知，不锈钢材料2Cr13、3Cr13和4Cr13的可靠度分别高达0.9899、0.9917及0.9936，从而验证了所建立的SSI模型的正确性和有效性。

关键字：热应力依赖强度；应力-强度干涉模型；拉格朗日因子多项式；燃烧室机匣；结构可靠性

ABSTRACT

Ⅱ ABSTRACT

In this paper, we mainly consider the unilateral dependency of strength on thermal

stress. And the thermal stress-dependent strength is represented by a discrete random

variable that has different conditional probability mean function under different stress

amplitudes. Then the Lagrange factor polynomial technique is developed to generate the

stress-strength interference model with thermal stress-dependent strength. In this model,

the strength probability mean function is subordinated toWeibull distribution, while the