第十三章 航空发动机燃烧室

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=7-32atmP4略有下降T3=500-750KT4=1150-1850Kc3=120-180m/sc4=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。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）,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。,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）,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。,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OTDF2)燃烧室出口径向温度分布系数RTDF,出口温度场分布要求：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OTDF1.这段的补燃作用就十分明显，其目的是使燃油在此前尽可能烧完全。补燃段还把在主燃区中由于温度高于2000K发生的离解之燃烧产物重新化合成稳定的产物，将这部分热量重新释放出来。,4、掺混段进气，占25-30%作用：将上游已燃高温气流掺冷、掺均至合理温度分布这部分空气随亦有微弱的补燃作用，但它的主要作用是将上游已然高温气流掺冷、掺均至合理温度分布，达到涡轮可接受的程度。由于燃气温度在此段明显降低，反应几乎不再进行，同时也不会产生离解，燃气成分趋于稳定。在火焰筒中心部分由于旋流器对气流的旋转作用有可能引起中心涡束。他是个高温燃气热核心，也由于他处于中心位置，各类进气孔穿透深度不易达到，因此掺混段有少量引导孔（在孔的火焰筒内边加引套）以便加强进气深度；将中心高温心涡束吹散。,5、冷却火焰筒壁面用气，占35%作用:隔热、吸热冷却由于耐热材料的发展及涡轮冷却技术的改进，使a逐渐减少，T4不断升高，这就要求保护在高温下工作的火焰筒。因此大量采用壁面气膜冷却技术，有引导的并分段接力的将冷却空气沿火焰筒内壁面流动，一则用于隔热，二则用于吸热冷却。从当前大量试验和使用情况看，效果较好。随着航空发动机向高参数（高温高压高速），燃烧室进口和出口温度都有不断提高的趋势，可用于冷却的空气也越少，这将是未来火焰筒设计面临的又一困难问题。,提纲：,13.4燃烧室特性,1、典型的燃烧效率特性,效率下降原因：在偏富一侧：头部在设计状态时本来就是富油（约0.4），这时由于供油量的增加就更富，于是过多的油要吸热蒸发，使头部温度下降，燃烧反应速度减慢，显然后来主燃孔及补燃孔又进来大量空气使上升，但燃烧区后移，有可能在回流区尾部和回流区之后的区域。这里流速较高，可燃微团停留时间较短，在流出火焰筒时，尚有部分油珠来不及燃烧而导致燃烧效率下降。供油量过多容易造成较大油珠的数量增加，在走完火焰筒全程时尚未燃烧。头部过富油容易产生积炭及冒烟，这不仅使从烃类燃料中析出的C未再反应生成CO，而且会破坏气流结构，影响燃烧区的正常工作。过分的富油旺旺是炙热区脱离回流区而导致熄火，也容易引起震荡燃烧和由于温度过高而将火焰筒烧坏。,在贫油一边：在头部燃烧进行得较为充分，因此燃烧效率下降得较为缓慢。其所以下降是由于：总的温度降低，较多的冷空气较早的渗入，使得反应速度降低，导致燃烧效率下降；过低的供油量使离心式喷油嘴供油恶化，不仅使得燃烧效率迅速下降，而且也容易造成火焰熄灭。,燃烧效率与效率相似准则的关系,二、火焰稳定特性在进口气流参数（压力、速度、温度等）一定的条件下，混气能稳定燃烧的油气范围。典型的火焰稳定特性曲线,稳定燃烧极限,三、燃烧室的流阻特性流阻特性：燃烧室中因流动及燃烧过程所带来的压力损失对燃烧室性能的影响。1、燃烧室压力损失的组成（1）扩压器中的流体损失（2）火焰筒进气损失（3）火焰筒内的总压损失a.燃料喷射雾化掺混及与冷却空气的掺混引起的总压损失b.回流区强紊流扰动形成的损失c.燃料燃烧使气流加热引起的总压损失，即热阻损失（4）附加损失气流流过通道内的各种障碍物及通道表面产生摩擦造成的损失。,2、燃烧室压力损失的表示方法总压恢复系数流阻系数（阻力系数）流阻系数在燃烧室主要工作状态下，基本上是个常数实际上，他是流体力学中的欧拉相似准则，即当燃烧室内的气流的Re数大于105-106时，流动进入自模化，为一定值。与流速无关，而只随燃烧室结构的不同而不同。,流阻系数一般反映燃烧室结构在流体力学方面的完善性，而总压恢复系数则直接反映燃烧室流体损失的大小，他除了与燃烧室的加热比有关外，主要决定于流过燃烧室的平均流速。据气体动力学知识，在燃烧室工作的气流速度范围内流体损失与流速的平方成正比，这也是c为定值的原因。,3、燃烧室的流阻特性流阻特性：燃烧室压力损失、流阻系数及气流速度（以燃烧室的主要尺寸和状态参数来表示）之间的关系。,各型燃烧室压力损失的典型数据,提纲：,13.5燃烧室的排气污染,一、排气污染物概述三类污染物不完全燃烧产物：未燃尽燃料，如CO、未燃烃和微粒碳等。在高温下形成的：主要是NOX。由燃料杂质的氧化物构成：如SO2等，其特点时化学上的不可避免性，不过在油中S的含量少，可以不考虑。另外航空发动机的环境污染还有噪声污染。在航空发动机中，污染物的含量主要取决于工作状态,现代航空发动机主燃烧室典型工作状态参数,二、排气污染物生成机理及消除途径1、生成机理（1）CO的生成环境：温度低、供氧不足a.CO大多数是因为供氧不足而产生的b.在慢车情况下由于供油压力低，燃油雾化不良，而且此时进入燃烧室的空气压力和温度均较低使雾化和蒸发恶化，燃烧不充分，燃烧效率低。如果改善燃油的物化条件，如用蒸发管喷嘴或气动喷嘴情况会好些。c.如果过早地有大量冷空气过深的渗入，会使温度迅速降低，使生成CO2的反应中断而生成CO，严重时会产生局部萃熄，都会使CO增多。d.在慢车时，燃烧着的微团在燃烧室停留时间缩短，使燃烧不充分，也是CO生成的原因。,（2）未燃烃的生成a.高沸点大分子烃，由于在燃烧室中停留时间短，来不及蒸发就排出去。b.裂解后的烃，由于温度较低，未能与氧化和而被排出室外。未燃烃的生成规律类似于CO，但他的氧化作用比CO快，故含量比CO少。,（3）NOX的生成主要是NO、NO2、N2O4等，他们主要在高温燃烧区由N2和O2化和产生。可以通过降温、混合均匀以避免局部高温和降低氧的浓度来降低。可见，控制NOX与控制CO相矛盾。（4）微碳粒的生成头部局部富油区是产生微碳粒的主要原因，在高温缺氧的条件下燃油裂解生成碳粒，离心式喷嘴如喷射式散射不广与穿透不深，形成燃油过分集中，容易冒黑烟。,2、消除途径研究表明，火焰头部的燃油浓度与气流结构对排气污染物的生成起主要作用。在转速与当量比的坐标图上，低污染区与发动机工作区相交后有个共同的区域，因此设计时应计量时发动机在这个区内工作，即使不落在共同区也不要太远，以免污染严重。,为降低污染值，可考虑在慢车状态时使主燃区更富油些，在起飞等大转速状态时应贫油些。由于主燃区的高温可降低CO含量，却增加NOX，因此主燃区可采用温度折中值，从左图可看出，在1600KT10-15%。（5）加力耗油率要尽可能低在低压中复燃，故热效率低，所以加力耗油率比主燃烧室的高出一倍左右。（6）机匣筒体壁温要低，工作可靠性好涡喷：T7750；涡扇：T7350由上可见，涡扇加力的优势较多，因此会逐步取代涡喷加力。,2、性能要求（1）减小流体阻力。由于加力燃烧室流速大，且供油、点火及稳定器部件在不开加力时不工作，是产生无效阻力累赘，因此设法改进设计，减小阻力是加力燃烧室改进的课题。（2）提高燃烧效率，降低发动机的单位耗油率。（3）出口温度场尽可能均匀，以减少推力损失。（4）防止震荡燃烧。剧烈的震荡燃烧会给整个发动机带来灾难，即使一般的震荡也会产生让人难以忍受的噪音。采取适当的措施，减少或消除震荡燃烧的发生是近代加力燃烧室研究的主要课题之一。加力燃烧室中的防振屏（兼有隔热作用）即为防止振荡燃烧的措施之一。（5）点火和燃烧稳定性好，特别是在低压高速下的点火迅速和提高点火高度、火焰稳定，亦是加力燃烧室研究的重要课题之一。,三、加力燃烧室工作时对发动机性能的影响,1、加力比航空发动机的推力等于燃气的动量增加，在地面台架上，w1=0,2、耗油率比,3、加力时发动机尾喷口面积的变化为了保持发动机的主要工作参数不变，在开动加力时，必须同时扩大尾喷口面积。根据流量公式，可以推倒出加力与未加力时的面积比：可见，加力面积比亦与加温比的平方根成正比。加力面积比是由自动调节系统随机控制，一般尾喷口形式如下：,13.6.2加力燃烧室主要部件和工作原理,一、扩压器加力燃烧室的扩压器是由中心鼓筒和外壳构成，按面积的扩压比一般在2左右，其目的是将高速气流减速，并使压力有所提高，这将有利于组织燃烧和减少阻力。中心鼓筒由若干个整流支板支撑，支板有一定的偏斜度，以扭正涡轮排气的旋转流动（整流），有利于使稳定其截面处的流场均匀。加力燃烧室扩压器一般是做成大扩张比和小扩张角，这有利于减小压力损失，但这要受直径和长度的限制。为了减小可能产生的气流分离，扩张角一般不宜太大，为了工艺简单起见，中心鼓桶或外壳常坐成直线截锥形，也有做成特型曲面的。,二、供油装置加力喷嘴多置于扩压段通道里，这里紊流度大，有利于蒸发和掺混。大多数加力燃烧室用直流式喷嘴，即在喷油环和杆上钻许多小孔（直径一般在0410mm范围内），其数量可达上百个，这样可以保证分布较为均匀。直射式喷嘴使用时又可分为侧喷、逆喷和顺喷以及小角度喷射等多种方式。,三、点火及点火装置,四、火焰稳定器,五、防振隔热屏振荡燃烧（不稳定燃烧）是加力燃烧室筒体内燃烧时气柱的脉动现象。通常有供油质量脉动或放热量脉动所引发。,13.6.3涡扇加力燃烧室与软点火,双流路涡扇加力燃烧室分：外涵加力：相当于主燃烧室方式（ductheater)核心流加力：相当于涡喷加力（afterburner)较少采用分流加力：又称平行加力，相当于上述两者叠加混合流加力：普遍采用，都有一个混合扩压器，简称为混合器，是涡扇加力燃烧的主要部件之一。涡扇加力与涡喷加力的区别：（1）进口条件不一样（2）外涵无节流，没有临界截面，点火与起动不同，压力扰动不能过火软点火（3）外涵温度低，必须组织低温下的燃烧（4）低频振荡燃烧,软点火与硬点火：涡喷加力由于涡轮通常处于临界状态，故点火对涡轮及其前面的零件无影响，即使加力燃烧室放炮，其压力脉动也逾越不过涡轮导向器，所以其加力无所谓强弱与软硬。而由于涡扇的外涵在发动机全部工作状态下始终处于亚音速流动，所以加