1、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=7-32atm P4略有下降 T3=500-750K T4=1150-1850K c3=120-180m/s c4=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
2、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
3、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
4、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OTDF0.2，RTDF=0.08-0.12。在整个出口环腔内最高温度T4max与平均温度T4之差不得超过100-120. 沿叶高温度分布应符合中间高两端
5、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。常用总压恢复系数来衡量压力损失。,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。因而，为了获得要求的高功率输出，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，一台罗罗公司的RB211-524发动机每小时消耗9368kg燃油。这种燃油具有大约43120KJ/kg的热值。因此，该燃烧室每秒释放近112208KJ的热量。换言之，这种潜在的
6、热量消耗率相当于大约150000马力。常用容热强度这个参数来衡量燃烧室容积的利用程度。,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 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。 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。 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。 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。 要求符合污染标准,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
7、，使火焰筒承受着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。现代航空燃气涡轮发动机的燃烧室内，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的工作。这些要求之间往往出现矛盾，例如火焰筒稳定性与气流压力损失之间的矛盾，容热强度与寿命之间的矛盾。因此根据飞机的不同用途，要这种考虑。军机一般400-1000h，民机6000-8000h。,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
8、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很大的基本压力损失（热阻损失）。每当向流动的气体加热时发生的这种损失由下式给出：,对于v=150m/s，以及有代表性的T3、T4、p数值的情况来说，P基约为进口压力的25%，这太大了。靠增加一进口扩压器可使燃烧区的流速下降到一个数值，此时P基是可容许的。例如，若流速下降到原来的1/5，则基本压力损失将下降到原来的1/25，即大约是进口压力的1%，这是可以接受的。,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，以便提供回流和一个使火焰“驻定”
9、的低流速回流区。为了防止火焰吹熄并使低压条件下容易在点火，这是特别需要的。故在主燃烧室-旋流器，加力燃烧室-V形槽,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；若要叶片承受得了，必须在已燃气进入涡轮叶片前降温，故燃烧室必须分区-引入火焰筒。上图表明在折流挡板上加装一火焰筒，其上合适位置开有合适尺寸的进气孔以达到分区的目的。 火焰筒的引入解决了“既要烧得着，又能受得了”的矛盾。,五、燃烧室的进本结构和类型,航空发动机主燃烧室示意图,涡喷6发动机燃烧室示
10、意图,燃烧室类型,六、单管、环管、环形燃烧室比较,各类燃烧室特点综合比较,13.2 燃烧过程的计算,燃烧过程中的质量平衡 L0，混气成分、组分等 燃烧过程中的能量平衡 ，T4，a,f,13.2.1 燃烧过程中的质量平衡,一、平衡方程、理论空气量及热值,航空煤油的化学反应式：航空煤油的热值： 理论空气量（完全燃烧所需的最少空气量）的计算：氧气占空气的质量百分比：23.2%完全燃烧1kg煤油所需的理论质量空气量L0：,二、热离解,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，
11、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。因此可以说，在航空发动机主燃烧室中，无需考虑离解问题。,13.2.2燃烧过程中的能量平衡,一、燃烧过程的能量平衡、燃烧效率,二、燃烧温度近似计算公式：影响T4*的因素：,精确求解用迭代法：,提纲：,13.3 燃烧室的工作过程,一、燃烧室的气流流型 在燃烧室内建立适当的气流流型是组织燃烧的基础。 燃烧室的气流流型应满足： 能促进燃油与空气混合，形成所需要的浓度场； 产生回流区，确保可靠点火，火焰稳定及燃烧完全； 在壁面形成保护气膜，使壁温在允许的范围内； 通过掺混、降温形成所要求的出口流场和温度场。,叶片式旋流器：在装有
12、旋流器的燃烧室中，少量空气形成了气体的回流。气流的轴向速度分布：形成顺流区、逆流区、过渡区。过渡区位于虚线所示的轴向速度线附近，可形成气流速度等于火焰传播速度的条件，既满足火焰稳定的条件。在过渡区，速度梯度大，紊流强度大（可达50%以上），因此发生着强烈的稳流质量交换的过程，提供了不断流向火焰筒前端的高温燃气，这促使燃料迅速蒸发，并保证新鲜混气被不断点燃。主燃孔：将空气导入火焰筒前部参加燃烧过程。由于空气的进入流速较高，因此在每一主燃孔处均形成一气柱状射流。他阻止着旋流器下游气流的旋转，使回流区截止在主燃孔所在的截面附近。气膜孔：形成保护气膜，使壁温在容许的范围内。补燃孔及掺混孔：以柱状射流的
13、形式进入火焰筒，经过掺混、降温形成所要求的出口温度场。,二、燃烧室中的燃料分布燃料喷出后，形成一锥形空心油膜，他迅速扩大变薄而破裂成细小的油珠群，同时穿出回流区进入紊流度很大的过渡区，其中大油珠可以穿到顺流区，而最小的油珠则可能被回流区的气流带走，随之漂流。在强烈的紊流换热和换质的条件下，油珠不断蒸发并与不断进入火焰筒头部的新鲜空气强烈混合，形成适宜于燃烧的新鲜混气。 根据对冷吹风时燃料浓度分布的测量结果知道，燃料在火焰截面上呈非均匀分布，其中大部分集中在油雾锥面附近，在离开油雾锥面的地方，燃料浓度迅速减小。余气系数的分布则与此相反，随着远离喷嘴，截面上燃料局部浓度和余气系数逐渐均匀。燃烧室中
14、的燃料分布的不均匀性，正是组织燃烧所需要的。因为在燃烧室各截面上，由于染料浓度和余气系数都在变化，因此在各种工况中一般都自然存在着符合火焰稳定所需要的混气浓度的地方，从而是火焰稳定区域很宽。,三、燃烧室中的燃烧过程,火焰稳定和总的气流图,四、火焰筒各路进气的分配及功用燃烧室工作总体描述：空气分股，燃烧分区。,1、旋流器进气：占5%-10%空气量，这时a=0.3-0.5作用：造成旋转气流，形成回流区，同时对油膜破碎雾化和掺混 起作用 2、主燃孔进气：占20%空气量，这时a=1左右作用：向头部主燃区恰当的供入新鲜空气，以补充旋流器空气与燃油配合的不足。头部的贫油设计与富油设计以此处的a为准，若a1
15、则为贫油。在这个区，大部分燃料将烧完。旋流器进气加上主燃孔进气一般称第一股气流，即用于燃烧的，其余则用于掺混的谓之第二股气流。主燃孔的位置和大小至关重要，过前、过后、过大和过小都将会对主燃区的工作带来影响。,3、补燃孔进气：占10%空气量 作用：补燃及掺混之间。由于在主燃孔截面前，燃油随大部分烧完，但由于在回流区外气流速度较高且温度较低，油珠停留时间较短，尚来不及反应。另外，在燃烧区总有一些大油珠而未能烧完，而且当头部富油设计时，更需要补充空气使a1.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
16、，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
17、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
18、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
19、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
20、 （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
21、。,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
22、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
23、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
24、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1600KT1750K时，可以使CO和NO都低于规定的标准。故称之为低污染工作区。 凡是改善喷油雾化，消除局部过富和过贫区域，都会式排气污染物减少。,慢车状态在环形燃烧室中分级供油的方式,三、2020年航空发动机的环境污染控制目标 降低可感觉噪音一般 NOx降低80% CO2降低50% （与2001年水平比较）,四、低污染燃烧技术研究概况在美国1974年制定
25、的实验清洁燃烧室项目（ECCP）中，发展了高效节能发动机E3-采用径向和轴向的分级燃烧室方案新概念燃烧室。从70年代至90年代，主要针对降低NOX排放进行研究，取得了一系列有实用价值的成果。美国能源部1992年制定了先进燃气轮机系统计划，被列为长期战略投资项目。着重于高效和高性能： T4大于1426 60%的热效率 达到环保要求,建议发展以下领域，以便获得高性能： 应用陶瓷热壁，可以使燃烧室在更多预混情况下燃烧，以降低NOx、CO、UHC； 开发贫油预混燃烧室系统，不仅可以降低NOx ，还可改善涡轮性能； 在燃烧室内采用催化金属或陶瓷基体反应器，以降低污染； 采用富油急冷贫油燃烧室，以降低NO
26、x排放。,提纲：,13.6航空发动机的加力燃烧室,加力的几种方法 喷液（水或水醇类混合液）加力，即经压气机入口处喷高压液体，比便在压缩过程中蒸发吸热，降低气流温度，提高压气机效率和增加质量流量，从而提高推力，但这种方法需增加一套供液系统，且推力增加有限，已不再为所用。 复燃加力：即通过在已然其中喷油燃烧，提高排气温度来增加推力。在地面台架状态，加力推力较最大状态推力可增加25-50%，在高速或超音速飞行时增加更多，可达100%以上。对于涡扇发动机加力推力增加比例更大，在地面台架状态，可增加70%以上，在超音速飞行时可达150%以上.,13.6.1加力燃烧室特点及对性能的影响,一、加力燃烧室的功
27、用,二、加力燃烧室工作特点及对它的要求,1、工作特点 （1）进口总压低，气流速度大，进口总温高。点火和火焰稳定都相当困难，燃烧效率显著下降。 （2）二次燃烧，工质含氧量小，惰性成分增加，燃烧效率显著下降。对组织燃烧不利。 （3）加力燃烧室中没有转动部件，温度不受过多限制，可达2000K左右，相对富油，不需要火焰筒。 （4）工作状态变化小，不会出现过渡状态下的极度贫油和富油。 （5）余气系数小，含氧量小，燃烧容易不稳定，产生震荡燃烧。,加力燃烧室的战术技术指标如下： （1）加力点火应迅速、可靠、平稳接通加力1-2s，慢车至全加力时间=4-5s；加力接通可靠性：不低于105次；接通加力时不允许报燃
28、或放炮。 （2）加力推力要尽可能大 第3代：T/M=7-8；第4代： T/M=9-10. （3）加力稳定工作范围宽涡喷：加力比1.1-1.5；涡扇：加力比1.051.70；在全部工作范围内没有推力脉动或不稳定燃烧现象。,（4）在任务剖面内开加力无使用限制一次加力的工作时间10min；在总寿命内，加力时间10-15%。 （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
29、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
30、,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
31、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
32、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（duct heater) 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
33、：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，所以加力燃烧室中任何压力脉动都可能前传影响风扇，严重时会引起风扇工作不稳定，压气机喘振，甚至造成全机振动。故将点火时风扇是否受得了的压力脉动值作为衡量尺度，在此值以上为硬点化，以下则为软点火。,13.6.4 振荡燃烧,一、 振荡燃烧的特点和类型1、特点2、类型a、纵向振荡b、横向振荡c、径向振荡,二、加力燃烧室的激振因素1、发动机转速引起的燃烧振荡2、旋涡脱落引起的燃烧振荡3、供油脉动引起的燃烧室振荡4、燃烧本身引起的脉动,三、消除或减弱振荡燃烧的措施1、减弱原始的压力脉动2、改善火焰稳定器的设计3、设置阻尼装置4、改善供油条件,谢谢！,
