航空发动机工程通论-主燃室和加力燃室介绍

7.1.2.1　主燃烧室研发概述

在航空发动机领域，人们习惯上说燃烧室时是指主燃烧室，指加力燃烧室时都会带上加力两字以示区别。主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，燃烧室接受压气机流出的高压空气，通过燃油燃烧产生热能，为涡轮提供均匀混合的热气。

对所设计的燃烧室的技术要求如下：

1）完全燃烧；

2）总压损失适中；

3）燃烧过程稳定（不熄火）；

4）具有飞行中再点火能力；

5）出口的温度分布合适，没有“热点”；

6）长度短，横截面积小；

7）工作的质量流量、压力和温度范围广；

8）满足规定的环境空气污染物极限要求。

现在，已由常规燃烧室发展到以低污染为代表的民用燃烧室及以高油气比为代表的军用燃烧室了。然而，每个所期望的性能都与其他一个或多个性能相矛盾。例如，完全燃烧要求尺寸大，而适中的总压损失要求尺寸小；使生成的空气污染物最少的设计选择会严重影响到燃烧稳定性，并使稳定工作的参数范围变窄。和许多复杂的工程系统一样，主燃烧室或加力燃烧室的设计必然是工程设计的折中。

尉曙明［2］介绍了先进燃烧室的研发工作。燃烧室设计研发全过程如图7－9 所示，图中描述了燃烧室从概念预先研究到售后服务的全寿命周期内的研发过程，该过程适用于各种航空发动机和燃气轮机燃烧室的研发工作，亦可供其他部件和整机研制参考。

7.1.2.2　主燃烧室研发特点

（1）主燃烧室的研发以试验为主

主燃烧室中的燃烧过程涉及湍流、液滴破碎和蒸发、油气混合、化学反应、化学平衡、化学动力学、传热学等诸多学科，这些学科中的科学问题非常复杂，有待深化解决，因此在现阶段燃烧室的设计研发仍以试验为主。

图7-9　燃烧室设计研发全过程

（2）CFD 在主燃烧室研发中的作用

计算流体力学（CFD）在风扇和压气机的设计研发过程中起到了关键性作用，已有成熟的三维叶轮机系统设计方法。在主燃烧室的设计研发中，以前CFD 是在试验结果出来以后进行，对理解判断结果有所帮助，并且在研发初期也可以辅助做一些初步方案筛选。近年来，CFD 在燃烧室研发方面的应用也取得了长足的进展，但由于现有的湍流、液滴破碎和蒸发、化学反应等数学模型与试验结果往往还有一定的出入，需要对其进行校核后才能应用于燃烧室的CFD 计算中，因此CFD 在燃烧室中的应用研究还需要进一步发展。

（3）主燃烧室设计研发的综合性

主燃烧室的设计研发涉及各门学科，既有物理学科，如热力学、物理化学、传热学、流体力学和空气动力学，也有化学学科，如化学动力学。除此之外，还涉及机械设计、强度、应力分析、材料选择，有重量分析和成本考量，更有工艺、装配和试验，还离不开维修和寿命等问题。

7.1.2.3　主燃烧室设计内容和要求

（1）空气分配设计

空气分配指将主燃烧室气流划分或分配成多股气流的设计过程，其结果是提供合适的空气量给主燃区、二股气流或中间区 、稀释区 、火焰筒冷却 等，如图 7－10 所示。

图7-10　空气分配示意图和符号

空气分配是组织燃烧室燃烧的重要内容。主燃区和二股气流是参与燃烧的空气量，该空气量影响主燃区的当量比，因此主燃区和二股气流的气量可以控制燃烧产物必须达到的或限制的温度，以保证火焰筒和机匣材料的完整性。火焰筒冷却空气主要是为了火焰筒的热防护；稀释空气主要是为了调节出口温度分布，保护高压涡轮第1 级静子。空气分配后来增加了新要求，即调节火焰筒燃气的温度，以满足空气污染物的排放限制。

但是，对火焰筒燃气温度的设计限制需要注意：如果火焰筒燃气温度太低，则火焰稳定性会受到不利影响，而且在燃烧室出口不能达到完全燃烧。这样不但会降低燃烧效率，而且不完全燃烧产物将含有过量的污染物一氧化碳（CO）和未燃碳氢化合物（UHC）；如果火焰筒燃气温度太高，则火焰筒的结构完整性会受到危害，而且排放的空气污染物一氧化氮（NO）和二氧化氮（NO2）（合在一起称为“NOx”）会超过规定的极限。

（2）主燃烧室部件设计

1）扩压器。主燃烧室扩压器最主要的作用是降低压气机输送至燃烧室的空气速度，使一部分动压恢复成静压，扩压器在满足降速、扩压的设计目标时应尽可能减小总压损失。

2）火焰筒和外机匣。需要设计确定火焰筒、外机匣各特征截面的内径和外径。火焰筒与机匣有很多不同的结构要求和温度要求。内机匣和外机匣的热负荷可以忽略不计，因为两者受到环形流道空气的对流冷却。但是内机匣壁和外机匣壁都是压力容器，必须能承受内部总压和环境静压之间的全部压差。与机匣显著不同的是，火焰筒的机械负荷可以忽略不计，因为它只承受较小的总压差，但要承受燃烧产生的强热负荷，因此要求合理设计用于流入冷却空气的冷却气孔，以保护火焰筒。

3）燃油喷嘴设计。计算确定燃油喷嘴的数量和形式；注意应根据需要确定是单路还是双路喷嘴及其是压力雾化还是空气雾化。

4）火焰筒头部设计。确定最佳头部、火焰筒高度等关键尺寸。

5）主燃区旋流器设计。旋流器是形成主燃区火焰形态和保持火焰稳定的关键，需要根据总体对燃烧室的要求合理设计进气量和旋流强度。

6）中间区空气孔设计。该区域的进气孔可以补充新鲜空气，进行补充燃烧，并可降低火焰筒内气体的温度。燃油完全燃烧程度，在燃烧室压力比较低的情况下，主燃区的仅有约50%，但在补燃区的作用下可以提高至超过80%。在燃烧室压力比较高的情况下，主燃区和补燃区的燃烧完全程度可以提高至超过95%。

7）稀释空气孔设计。燃油经过中间区的补燃后大部分已燃烧完毕，剩余部分要通过稀释空气孔进入的空气获得完全燃烧。稀释空气主要用于掺混降温，以获得需要的燃烧室出口温度分布。

（3）燃烧室技术发展(www.xing528.com)

新一代先进燃烧室以高温升军用燃烧室和低污染燃烧室为代表。在先进燃烧室出现之前，出现过两代燃烧室，现在的先进燃烧室可以称作第三代。

第一代燃烧室出现于20 世纪40年代末到70年代之间，其上游压气机总压比大约为10，采用的是空气动力学扩压器、双油路离心压力雾化喷嘴或双油路喷嘴，其燃烧区为富油燃烧区，冷却为波纹板冷却带。火焰筒上有主燃孔，主燃孔进来的空气与头部进来的空气共同形成一个大的回流区，有掺混孔，主要形式是环管燃烧室。典型代表有国内的WP－6 发动机燃烧室和美国的J－79 发动机燃烧室。

第二代燃烧室出现于20 世纪70年代至20 世纪末，其上游压气机总压比约为20，采用短突扩扩压器和预成膜式空气雾化喷嘴；主燃区设计为接近化学恰当比，冷却设计为机械加工的冷却环带。这个年代的燃烧室为短环型燃烧室，燃烧主要是扩散燃烧，典型代表有RB－211 发动机燃烧室和CFM－56 发动机燃烧室。

当今先进燃烧室为第三代燃烧室，其发展始于21 世纪，上游压气机总压比大于30。第三代燃烧室又分为低污染燃烧室和高温升燃烧室。第三代燃烧室的头部进气占了整个燃烧空气很大的百分数，参与燃烧的空气全部从头部进入；没有主燃孔，可以有掺混孔，也可以没有掺混孔。由于燃烧空气全部由头部进气，所以燃烧区的空气动力学完全由头部进气决定。与前两代燃烧室只有一个燃烧区不同，第三代燃烧室有副油和主油两个燃烧区。第三代燃烧室可以有预混预蒸发、预混合、直接混合的燃烧设计，也可以是其中几个的组合设计。对LPP 低污染燃烧室来说，要特别注意燃烧不稳定性问题。第三代燃烧室冷却采用发散小孔冷却，多层孔板式和瓦块式已被淘汰。

回顾几十年的发展历程，燃烧室从单管燃烧室、环管燃烧室已发展到环形燃烧室，再到今天的短环形燃烧室；燃烧室进口压力从10 个大气压以下到20 个大气压，再到30个大气压，现在到60 个大气压，下一步可提高到70 个大气压；燃烧室油气比从0.02 以下到0.03，再到0.046，下一步可以超过0.060。随着对主燃烧室要求的不断发展，其设计技术仍面临大的挑战。

7.1.2.4　加力燃烧室设计要求

加力燃烧室向进口燃气流补加热能，以此方法来增加推力。大多数加力燃烧室能产生约50% 的推力增量，但是要多付出约300%的燃油流量作为代价。因为在加力燃烧室工作时，发动机的耗油率和实际耗油量比非加力状态高很多，所以加力状态多数用在较短时间内需要大推力时，如起飞、爬升、跨声速加速和战斗机动。

（1）加力燃烧室性能要求

加力燃烧室主要设计要求如下：

1）温升大，加力燃烧室不受涡轮的物理限制和温度限制，只受到燃烧时可用氧气量以及隔热屏和喷管冷却空气需要量的限制。

2）干损失小，在冷态工作期间由稳定器、喷油杆和加力燃烧室壁面的阻力引起的发动机推力损失很小。

3）温度调节范围广，可以“分区”或“分级”加力，使得可以更精确地调节推力。

4）燃烧效率高。

5）长度短且重量轻。

6）高空点火性能好。

7）不出现声学—燃烧不稳定性。

8）寿命长，成本低，易于修理。

9）隐身性——发动机（涡轮出口）热元件的隐蔽。

（2）加力燃烧室部件设计要求

1）混合器。

低压涡轮出口截面热的核心燃气流应与外涵道出口截面比较冷的更富氧的外涵空气混合，目的是提供温度足够高的燃气混合气来蒸发下游喷油杆喷出的液雾，并提供具有足够高温度的氧气量，以便位于更下游的火焰稳定器尾迹区保持燃烧。

2）扩压器。

进入加力燃烧室的气流应该减速，直到总压损失和加力燃烧室横截面积间达到平衡。在加力式涡扇发动机中，扩压器可以和混合器组合在一起，以使混合后的气流进入燃烧段。

3）燃油喷射、雾化和蒸发。

燃油喷射系统的目的是在进入加力燃烧室的燃气流中形成一个合适的燃油蒸气分布。在大多数发动机中都采用燃油分级供给方式，以便使热量加入率从零到需用值平缓增加。

4）点火。

在加力燃烧室中燃油—空气混合气的点火通常使用火花塞或电弧电嘴或值班燃烧室实现，一旦点火成功，燃烧将在火焰稳定器尾迹内继续，而且这个过程要向其余火焰稳定器传播。值班燃烧室含有一个值班区，其中少部分进口空气（通常在10%以下）在一个包围住的保护区内燃烧到化学当量比的温度。值班燃烧室产生的热燃气是主区燃油喷射系统的点火源和稳定源。

5）火焰稳定。

用于加力燃烧室的通用火焰稳定器有三种，即非流线体V 形槽、沙丘驻涡稳定器和值班火焰稳定器。V 形槽火焰稳定器的优点是阻塞比小，总压损失低，结构简单，重量轻。沙丘驻涡稳定器具有良好的自然气流结构，总压损失低，稳定性好。值班火焰稳定器通常用它的小值班热源去点燃第一区燃油。

6）火焰传播和加力燃烧室的长度。

加力燃烧室为了获得最佳的火焰稳定和最佳的火焰传播确定了两条设计准则：

①流道高度应该尽可能小，以便使加力燃烧室长度最短。

②来流速度应该尽可能小，以便使其在混合层内（稳定火焰）的停留时间加大。

因先进战斗机的隐身需求，故要求火焰稳定器的位置能遮挡涡轮出口的高温，以便减小红外信号，通常可以输送和掺入较冷的外涵空气来冷却这些火焰稳定器。

7）加力燃烧室隔热防振屏。

加力燃烧室隔热防振屏可以用作隔热屏及改善燃烧稳定性。作为隔热屏，和主燃烧室的火焰筒一样，能够把外机匣和很高的温度隔开；冷却气膜沿着隔热屏长度分布，能降低隔热屏金属温度，并使加力燃烧室外机匣承受加力燃烧室压力和冷却气流温度。

隔热防振屏也可作为防止啸声或轰鸣的防振屏使用，以防止因燃烧不稳定或热能的不稳定释放引起极高频率和振幅的压力脉动。实现的方法是沿着隔热防振屏的起始长度段开很多小孔，选择合适的孔径和孔的分布以及孔后面共鸣腔的几何尺寸可以阻尼选定的声学频率。