第一章航空发动机燃烧室概述
航空发动机燃烧室设计研发体系
航空发动机燃烧室设计研发体系0 引言航空发动机被比喻为飞机的“心脏”，而燃烧室可以说是“心脏”的“心脏”。
燃烧室的作用是将化学能（燃油加空气）转化为燃烧产物和剩余的未燃空气的热能（温度升高），燃烧室接受压气机流出的高压空气，并与燃油燃烧产生热能，为涡轮提供均匀混合的高温燃气，由涡轮输出驱动压气机工作所需的功率，这就决定了燃烧室是发动机的“心脏”，也就是飞机“心脏”的“心脏”。
目前，航空发动机燃烧室朝着军用高油气比燃烧室和民用低污染燃烧室方向发展。
在军用燃烧室方面，美国F135 涡扇发动机（装备F35 战斗机）的燃烧室油气比达到0.046，而美国下一步研发的燃烧室油气比要达到0.062。
在民用燃烧室方面，GE 公司研制的双环预混旋流器（Twin Annular Premixing Swirler,TAPS）燃烧室具有很低的污染物排放水平，TAPS Ⅰ（用于GENX 发动机，装备B-787 飞机）和TAPS Ⅱ（用于Leap-1A、Leap-1B和Leap-1C 发动机，装备A320neo、B737Max 和C919 飞机）的NOx 排放分别比CAEP6 标准低36%和50%，近期取得适航证的TAPS Ⅲ（用于GE9X 发动机，装备B777X 飞机）的NOx排放要求比CAEP6标准低75%。
航空发动机衍生燃气轮机燃烧室的发展方向也是低污染，要求在换算为15%氧浓度（质量分数）时，在50%~100%工况内（以后可能会要求25%~100%）的每一工况点，天然气燃料的NOx 排放要低于25×10-6，CO 排放要低于50×10-6；对柴油为燃料的燃气轮机燃烧室，NOx 排放要低于60×10-6，CO 排放要低于100×10-6。
燃气轮机燃烧室的另外一个主要要求要求是长寿命，要求第1 次大修前的寿命为3000～10000 h。
中国航空发动机与燃气轮机的设计研发起步较晚、发展较慢，其燃烧室与国外先进水平差距较大。
cf188发动机说明书
cf188发动机说明书CF188发动机说明书第一章介绍本章主要介绍CF188发动机的概述、用途、技术指标和主要特点。
1.1 概述CF188发动机是一款先进的航空发动机，采用了最新的技术和工艺，具有出色的性能和可靠性。
1.2 用途CF188发动机适用于各种型号的军用飞机，包括喷气式和涡轮螺旋桨飞机等。
1.3 技术指标CF188发动机的主要技术指标包括最大推力、燃油消耗率、推力重量比等。
1.4 主要特点CF188发动机具有以下主要特点：- 高效率: 采用先进的燃烧室和涡轮，提高了燃烧效率和推力重量比。
- 低噪音: 通过优化设计和先进的降噪技术，减少了发动机运行时的噪音。
- 可靠性: 采用了先进的故障检测和排除系统，提高了发动机的可靠性和维修性。
第二章结构与工作原理本章主要介绍CF188发动机的结构组成和工作原理。
2.1 发动机结构CF188发动机由压气机、燃烧室、涡轮和喷管等组件组成。
2.2 工作原理CF188发动机的工作原理是通过压气机将空气压缩，然后与燃料混合燃烧，产生高温高压气体驱动涡轮转动，最后由喷管排出高速气流。
第三章维护和维修本章主要介绍CF188发动机的维护和维修方法，包括例行检查、故障排除和零部件更换等。
3.1 例行检查CF188发动机的例行检查包括外观检查、润滑系统检查、燃油系统检查和故障记录等。
3.2 故障排除CF188发动机的故障排除方法包括故障检测、故障诊断和故障排除等。
3.3 零部件更换CF188发动机的常见零部件更换包括涡轮叶片、燃烧室和喷管等。
第四章安全与环保本章主要介绍CF188发动机的安全性能和环保措施。
4.1 安全性能CF188发动机具有可靠的安全性能，采用了多重安全保护措施，包括高温报警、故障自动切断和紧急停机等。
4.2 环保措施CF188发动机符合国际环保标准，采用了先进的减排技术，减少了有害气体和颗粒物的排放。
附件：1： CF188发动机技术参数表2： CF188发动机维护手册3： CF188发动机故障排除流程图法律名词及注释：1：技术指标：指描述产品、设备等技术性能的参数和要求。
航空发动机燃烧室设计与优化
航空发动机燃烧室设计与优化第一章：引言航空发动机是飞行器的动力来源，燃烧室是发动机内部最核心的部件之一。
燃烧室的设计和优化对于发动机的性能、燃烧效率和环境影响起着至关重要的作用。
本文将重点探讨航空发动机燃烧室的设计和优化方法。
第二章：燃烧室构造与工作原理2.1 燃烧室的分类与结构燃烧室可以根据其结构和工作方式进行分类。
常见的分类包括缸内燃烧室和缸外燃烧室。
缸内燃烧室即燃料和氧化剂在缸内混合并燃烧，而缸外燃烧室的燃料和氧化剂混合并在喷嘴处点火燃烧。
2.2 燃烧室的工作原理燃烧室是将燃料和氧化剂混合并燃烧产生高温高压气体，驱动涡轮和产生推力。
燃烧室内部的形状和颗粒分布会直接影响混合燃料的燃烧过程。
优化燃烧室设计可以提高燃烧效率，降低发动机的燃料消耗和排放。
第三章：燃烧室设计的要求和挑战3.1 燃烧室的热负荷和热量损失燃烧室内部温度极高，需要经过设计合理的冷却系统来降低热负荷和热量损失。
热量损失会导致发动机的效率下降和部件的损坏，因此燃烧室设计需要考虑良好的散热和冷却效果。
3.2 燃烧室的气动特性燃烧室内部的气动特性直接影响混合燃料和氧化剂的分布和燃烧效率。
燃烧室设计需要考虑气流的均匀性和速度分布，避免过度湍流和压力波动。
第四章：燃烧室设计与优化方法4.1 流场模拟和计算流体力学利用计算流体力学方法可以对燃烧室内部流场进行模拟和分析。
通过优化燃烧室的形状和喷嘴设计，可以改善气流的分布和流动性能，提高燃烧效率。
4.2 燃烧室材料与冷却技术燃烧室的材料选择和冷却技术对于热负荷和热量损失具有重要影响。
使用高温合金和有效的冷却系统可以提高燃烧室的寿命和稳定性。
第五章：燃烧室设计案例分析5.1 燃烧室进口喷嘴形状优化通过改变进口喷嘴的形状，可以改善气流的分布和速度分布，提高燃烧室的效率。
5.2 冷却系统的优化设计优化冷却系统的设计可以提高燃烧室的散热效果和降低热负荷，从而提高发动机的性能和稳定性。
第六章：总结与展望本文探讨了航空发动机燃烧室的设计与优化方法。
航空发动机原理构造
航空发动机原理构造第一章、燃气涡轮发动机的工作原理1、燃气涡轮喷气发动机：将燃油燃烧释放的热能转化为机械能的装置。
它既是热机（将燃油化学能转化为热能），又是推进器（将热能转化为机械能）。
冲压式2、发动机涡喷涡轮式涡扇（包含桨扇）涡轴涡桨3、发动机分类依据：氧化剂来源；氧化剂形态；有无压气机4、燃气涡轮喷气发动机（Turbojet Engine）：以空气作为工质。
与航空活塞发动机相比这种发动机具有结构简单、重量轻、推力大、推进效率高，而且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。
5、涡轮螺旋桨发动机（Advanced Turbojet-propeller Engine）：组成：燃气轮机、螺旋桨、减速器工作原理：空气通过进气道进入压气机；压气机以高速旋转的叶片对空气做功压缩空气，提高空气的压力；高压空气在燃烧室内和燃油混合，燃烧，将化学能转化为热能，形成高温高压的燃气；高温高压的燃气在涡轮内膨胀，推动涡轮旋转输出功去带动压气机和螺旋桨，大量的空气流过旋转的螺旋桨，其速度有一定的增加，使螺旋桨产生相当大的压力；气体流过发动机，产生反作用推力。
优点：综合了涡喷和涡桨的优点，而且在较低的飞行速度下，具有较高的推 进效率，所以它在低压音速飞行时具有较好的经济性。
6、涡轮风扇发动机（Turbofan Engine ）:组成：进气道、风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压 涡轮、喷管工作原理：工作情况与涡喷发动机相同。
推力来源是风扇和内涵道推力。
涡 轮、燃烧室、尾喷管与涡喷发动机相同，压气机还可以提高发动 机性能。
优点：与涡喷发动机相比，涡扇发动机具有推力大，推进效率高，噪音低等 特点。
7、涡扇发动机有内外连个涵道。
8、涵道比：外涵流量与内涵流量的比值，用符号B 表示。
q q m m 21/B 。
9、涵道比越大，推力越大。
10、直升机主要使用涡轮轴发动机；涡轮风扇发动机主要用于民机；涡轮喷气发 动机主要用于军机。
航空活塞发动机分析
挡油涨圈
– 功用：控制气缸壁上滑油油膜的厚度。如果进入 燃烧室的滑油过多 , 滑油就将燃烧，并在燃烧室 壁上、电嘴上及气门头上留下很厚的积炭层，这 些积炭如果进入到涨圈槽或气门导套内，就可以 使气门和活塞涨圈粘住，此外，这些积炭还可以 引起电嘴点火延迟，早燃，爆震或滑油消耗量过 大。 位置：位于紧挨封严涨圈下面和活塞销衬套的上 面。 数量：大多数航空发动机每个活塞上安装有一个 或两个。 在涨圈槽上开有很多小孔，使过剩的滑油流回到 机匣。
• 五个工作过程： – 进气 – 压缩 – 燃烧 – 膨胀 – 排气
活塞在气缸的上死点和下死 点之间往返了两次，连续移 动了四个行程 在四个行程中曲轴旋转两周， 每个气缸有一次点火。 在一个循环中完成了五个过 程，五个过程的顺序是：进 气，压缩，燃烧，膨胀，排 气。
四行程发动机的点火次序
上面阐述的是一个气缸内四个行程的工作情形。实际上， 航空活塞式发动机都是多缸发动机，每个气缸都按照上述 四个行程的顺序进行工作。但是各气缸的相同行程并非同 时进行，而是按一定的次序均匀错开的，因此，每个气缸 的点火，也是按相同的次序均匀错开，保证活塞推动曲轴 的力量尽可能均匀，以获得发动机的平稳运转的效果。
实例观看
• 四个行程：
– – – – 进气行程 压缩行程 膨胀行程 排气行程
进气行程
在进气行程中，排气门始终关闭，活塞在 上死点时进气门打开。因此，当活塞从上 死点向下死点移动时，气缸内容积扩大， 压力减小，在气缸内外压力差的作用下， 混合气经过进气门进入气缸。活塞到达 下死点，进气门关闭，不再进气，于是进 气行程结束。
缩行程
在进气行程之后，活塞从下死点往上死点移 动，此时由于进气门和排气门都关闭着，使 气缸内的容积不断缩小，混合气受到压缩， 因而压力和温度升高，成为压缩行程。活塞 到达上死点时，压缩行程也就结束。
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
航空发动机概述精品PPT课件
4、涡轮轴发动机
➢ 涡轮轴发动机用于直升机，与涡桨发动机相类似， 将燃气发生器产生的可用功几乎全部从动力涡轮 轴上输出，带动直升机的旋翼和尾桨。
➢ 涡轮轴发动机简图
发动机在飞机上的位置
机身内后部
发动机在飞机上的位置
机翼根部
发动机在飞机上的位置
机翼下（多用于旅客机）
发动机在飞机上的位置
机身后部平尾根部
冲压空气喷气发动机
脉动式空气喷气发动机
（2）燃气涡轮喷气发动机
发动机工作时，空气的压缩除了利用冲压 的作用外，主要依靠专门的压气机来完成。
燃气涡轮喷气发动机的分类
用于飞机的航空燃气轮机： 涡轮喷气发动机 涡轮风扇发动机 涡轮螺桨发动机
用于直升飞机的航空燃气轮机： 涡轮轴发动机
1、涡轮喷气发动机
一、航空活塞式发动机
按混合气着火的方法区分 点燃式发动机
电嘴产生电火花点燃混合气 压燃式发动机
不装电嘴
一、航空活塞式发动机
按冷却发动机的方法区分 气冷式发动机
直接利用飞行中的迎面气流来冷却气缸 液冷式发动机
利用循环流动的冷却液来冷却气缸
一、航空活塞式发动机
按气缸排列的方式区分 直列型发动机
二、喷气发动机
火箭发动机
固体火箭发动机
液体火箭发动机
无压气机式空 气喷气发动机
冲压式喷气发动机 脉动式喷气发动机
空气喷气发动机
涡轮喷气发动机
有压气机式空气喷 气发动机
涡轮风扇发动机 涡轮螺旋桨发动机
涡轮轴发动机
1、火箭发动机
火箭发动机自身带有氧化剂，燃料燃烧时 不需要外界输入空气来助燃，可以在真空 中飞行，飞行高度不受限制。
根据采用的燃料不同，分为固体燃料火箭 发动机和液体燃料火箭发动机两种。
航空发动机燃烧室机匣的组成及选材分析
航空发动机燃烧室机匣的组成及选材分析3.1航空发动机的基本组成发动机是飞机的“心脏”，是推动飞机和整个航空工业蓬勃发展的源动力，20世纪下半叶世界航空动力呈加速发展态势，21世纪航空动力面临新的机遇，它将以更快的速度向前发展，并促使飞机和航空工业出现新的飞跃。
一般而言发动机由点火装置、燃烧室、装药和喷管四部分组成。
3.1.1点火装置发动机点火装置工作的基本要求是: 能保证主装药准确、可靠地点燃、点火延迟时间要短。
它的基本失效模式有发火失效和对发动机点火失效两种。
以往的型号研制经验表明，一般情况下，众多的结构可靠性评估续计变量中，以在规定时间内达到的点火压强为最佳统计变量。
3.1.2燃烧室燃烧室是燃料与空气混合并进行燃烧的地方，燃烧室工作的好坏直接影响发动机的性能，并关系到发动机的安全可靠性。
3.1.3装药一般选取受内压时的壳体应力为统计变量。
发动机药柱分为自由装填式和壳体粘接式两类。
对于自由装填式药柱，强度是足够的，通常不需要进行结构完整性分析。
对于壳体粘接式药柱，特别是内孔形状复杂的药柱，通常存在较严重的药柱强度问题，因为药柱从制造到使用的过程中，其内部会产生各种机械应力。
药柱失效的基本故障或基本机理，决定最终结果造成气体生成速率过低或过高。
在化学和结构两方面的损坏都表现为造成过高的壳体内压。
经验及分析表明，当壳体粘接式药柱受热载荷和工作压强载荷时，工作内压是应研究的主要载荷，以延伸率作为药柱结构可靠性评估的统计变量较为合理；而受加速度载荷和自重载荷时。
以强度作为药柱结构可靠性评估的统计变量较为合理。
上述观点已为多年来发动机的研制实践所证实。
3.1.4喷管航空发动机离心喷嘴主要有喷嘴壳体、旋流器、旋流室和喷口组成。
根据其自身工作条件及环境影响，其材料主要选用马氏体钢材2Cr13、3Cr13和4Cr13三种类型。
一般离心喷嘴有四种类型：单路、双路单室单喷口、双路双室单喷口及双路双室双喷口，分别具有不同的结构设计、性能和用途。
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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8-9km，采取补氧等措施后可达12-13km。提 高点火高度，也是目前研究的重要课题。
2、燃烧稳定
要求燃烧室在点燃以后，必须：
50’s~60’s
Afterburner/turbofan
70’s~80’s
Subsonic Transonic
M<1.5 M>2 H>20km
Multi fun
4G
F15/16, Mig-29, Su-27
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
T/W=8(turbofan)
21st Cen
Supercruise
F22/35, L44
T/W=10(turbofan)
2200//34
21/34
3. 燃烧室部件
2222//347
燃烧室的基本构成
• 扩压器
– 减速扩压 – F出/F进=3.0~5.0，120~180m/s→30~50m/s
• 喷油嘴
– 雾化和预蒸发
• 火焰筒 • 旋流器 • 点火器 • 联焰管
2233//347
4. 燃烧室基本类型 （1）单管燃烧室
4/37
5/34
第一章 航空发动机燃烧室概述
1. 燃烧室的功用 2. 燃烧室基本性能要求 3. 燃烧室部件 4. 燃烧室基本类型 5. 燃烧室特性
6/37
1G 2G 3G
飞机
F-86, Mig-15 F4, F404, Mig 21/23
发动机
服役时间
特点
Ends of 40’s
Turbojet
（2）环管燃烧室
与单管燃烧室相同的是：联管燃烧室也是有单独的火焰筒。但是这些 火焰筒被包容在一个共同的环形腔道里。联管燃烧室的优点是结构比 较紧凑，外壳可传递扭矩，因而有利于减轻发动机的结构重量。此外
，它的火焰筒与单管燃烧室相似，因而对设计调试仍较方便。
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（3）环形燃烧室
它是由四个同心的圆筒组成。在火焰筒的头部装有一圈燃油喷嘴和火焰
稳定装置。与压气机出口和涡轮进口的环形气流通道可以有很好的气动
配合，可以减少流动损失，缩短燃烧室头部的扩压段。可以得到较均匀
的出口周向温度场。空间利用率最高，壳体结构有利于扭矩和力的传递。
更有利于减轻重量。
缺点首先是沿圆周均匀分布的各个离心喷嘴喷油所形成的燃油分布和环
形通道的进气不易配合好。设计调试比较困难，需要有大型的气源设备。
1100//34
• 因此一个好的燃烧室必须在这些参数变化 范围宽广的状况下保持正常工作，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、低污染地实现。
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2. 燃烧室的基本性能要求
定义：单位压力下，每单位燃烧室容积内， 每小时燃烧燃料所释放出的热量。
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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为： （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）由于燃烧时温度较高，特别是在地面起飞状况 时，容易形成Nox类物质，对人类及其他生物危害也很 大。 （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。
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燃烧的几个重要参数
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3333//34
3344//34
THE END！
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主要内容
第一章 航空发动机燃烧室概述（ 3学时） 第二章 航空发动机中的燃烧（3学时） 第三章 燃烧原理基础（3学时） 第四章 着火与熄火（3学时） 第五章 火焰传播与火焰稳定（3学时）
3
主要内容
第六章 喷嘴及燃油雾化（3学时） 第七章 燃烧室中的空气流动（3学时） 第八章 加力燃烧室（3学时） 第九章 燃烧室排气污染（3学时） 第十章 现代军用高温升燃烧室和民用低污 染燃烧室技术发展（3学时）
现代航空发动机燃烧技术与发展
梁红侠
动力与能源学院
Tel: 8849 3680 E-mail:
hx_liang@ 1
参考书籍：
【1】侯晓春 季鹤鸣 刘庆国 严传俊等. 《高性能航空 燃气轮机燃烧技术》国防工业出版社，2002.01 【2】金如山.《航空燃气轮机燃烧室》宇航出版社， 1988.02 【3】张斌全.《现代航空发动机燃烧室》北京航空学院 出版社，1986.10 【4】杜声同 严传俊. 《航空燃气轮机燃烧与燃烧室》 西北工业大学.
1144//34
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
OTDF Tt4max Tt4 Tt4 Tt3
2）燃烧室出口径向温度分布系数RTDF
RTDF Tt4r max Tt4 Tt4 Tt3
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出口温度场分布要求：
（1）火焰除点火过程的短暂时间外，不 得伸出燃烧室； （2）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Tt4max与平均温度Tt4之差不得超过 100-120 ℃。 （3）沿叶高（径向）温度分布应符合中 间高两端低的要求-----等强度原则。
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）
12/34
3、燃烧完全
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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力 已很大，再加上高温气 流的冲击，工作条件十 分恶劣，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。
使用中装拆维护也比较复杂。
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5. 燃烧室特性
①燃烧效率； ②燃烧室压力损失； ③燃烧稳定性(熄火特性)； – 气体在燃烧室内的流动和燃烧过程十分复杂，受许 多物理化学因素的影响，无法用计算的方法来取得燃烧 室的特性 – 燃烧室特性主要通过实验获得
单管燃烧室由多个(一般是8～16个)单个燃烧室组成。它们之间有联焰管相联 ，起传播火焰和均压的作用。在早期的涡轮喷气发动机用得较多，与离心式 压气机配合使用，在结构上比较简单。可以单独的拆换，维护比较方便。缺 点主要是它的空间利用率低；在重量上不仅本身比较重，而且因为它不能传 递涡轮和压气机壳体上的扭矩，还要增加其他结构部件(轴承机匣)的重24量/3。4
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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。因此，为了获得要求的高功率，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R-R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。因此，该燃烧室每秒释放将近112208kJ的热量。
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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 筒承受这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 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。为了防止过热、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 寿命期内安全可靠地工作。 军机一般400-1000h，民机6000-8000h。
1. 燃烧室的功 用
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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，然后流向涡轮膨胀做功。（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补充喷油燃烧 ，提高气流温度，增加做功能力，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：
把燃油的化学能释放出来转变为热能。使气体的总焓增 大，以便提高燃气在涡轮和尾喷管中膨胀作功的能力。（ 燃油释放能力做功）
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燃烧室是动力机械的能量发源地，是发动机中的核心部件之一。
燃烧室工作特点
（1）、进口气流速度很大 （2）、燃烧室容积很小（热强度很大） （3）、工作温度高（2500K） （4）、出口气流温度受到涡轮叶片的热强度的限制，不能过高 （5）、进口参数变化大