喷气式发动机燃烧室的工作原理（机务你造吗）

喷气式发动机燃烧室的工作原理（机务你造吗）1.4 超紧凑燃烧室图3涡轮级间燃烧室图2 驻涡燃烧室1.3 涡轮级间燃烧室此类燃烧室（图3）是在高低压涡轮之间再布置一个小型燃烧室，由于有涡轮级间燃烧室的存在，可以拓展压气机总增压比的设计范围，适当降低涡轮前温度提高涡轮寿命，实现高飞行马赫数下发动机推力更大耗油率更低的目标。涡轮级间燃烧室由于受到结构布局的影响，需要在较小的空间内完成稳焰、燃烧等过程，所以一般采用驻涡凹腔稳焰燃烧的方案。

摘 要：燃烧室是航空发动机的三大核心机之一，其性能直接影响着整个发动机的性能，而且发动机的可靠性、经济性和寿命很大程度上取决于燃烧室的可靠性和有效程度。随着现代发动机的工作压力和涡轮前温度越来越高，燃烧室的工作条件和技术指标要求越来越苛刻，突出的技术矛盾是在燃烧室负荷越来越高的情况下，满足高的燃烧性能和轻的重量要求。现在又强调增加燃烧室温升和延长寿命，在传统燃烧技术基础上，必须采用新的原理和技术方案以提高发动机总体性能指标。前 言航空发动机是由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管及燃油系统、滑油、空气系统、电气系统等组成，其中，压气机、燃烧室和涡轮三大核心部件构成所谓的“核心机”。经过多年的发展，航空发动机的技术难题仍然一直制约着现代航空发动机的发展，每当在航空发动机工程技术难题上取得某些进展时，都会对现代航空发动机的发展起着巨大的推动作用，尤其是燃烧室部件。在航空燃气涡轮发动机上的燃烧系统包括主燃烧室和加力燃烧室两部件，二者的功能都是将燃料的化学能通过燃烧转化为热能，提高混合气的热焓。

图1 旋流器阵列多点喷射燃烧室

1.2 驻涡燃烧室

驻涡燃烧室（图2）是一种采用独立凹腔进行稳焰的燃烧室，其原理是由超声速燃烧的背风台阶稳定火焰原理演变而来，最早在美国的IHPTET计划中提出。驻涡燃烧室由产生值班火焰的凹腔结构和钝体稳焰主燃区组成，其主要特点是可以实现分区分级燃烧，发动机在点火、慢车等小工况状态时，燃烧室只驻涡区工作，保证了燃烧室低工况稳定性；而在起飞等大功率状态下燃烧室驻涡区和主燃区同时工作，保证高工况下的高效燃烧性能；驻涡燃烧室其点火器位于驻涡区内，不易被吹熄，点火性能相对其他燃烧室更加优越。由于实现分级燃烧，能够有效控制氮氧化物等污染排放物的生成。美国GE公司在驻涡燃烧室研究方面处于领先地位，通过多年的研究已经发展了四代驻涡燃烧室，并开展了相关的试验，GE公司在2007年完成了全环形驻涡燃烧室设计和试验验证，拟应用在高推重比发动机上。

图2 驻涡燃烧室

1.3 涡轮级间燃烧室

此类燃烧室（图3）是在高低压涡轮之间再布置一个小型燃烧室，由于有涡轮级间燃烧室的存在，可以拓展压气机总增压比的设计范围，适当降低涡轮前温度提高涡轮寿命，实现高飞行马赫数下发动机推力更大耗油率更低的目标。涡轮级间燃烧室由于受到结构布局的影响，需要在较小的空间内完成稳焰、燃烧等过程，所以一般采用驻涡凹腔稳焰燃烧的方案。

图3涡轮级间燃烧室

1.4 超紧凑燃烧室

超紧凑燃烧室是涡轮间燃烧室的进一步提高和发展。其基本原理是将燃烧室与高、低压涡轮导叶整合，实现在涡轮导叶内燃烧，实现近似等温燃烧循环，提高发动机的热效率，此方案对发动机性能参数及结构的改变较多。超紧凑燃烧室是目前几种先进燃烧技术如：凹腔稳焰、多点喷射组织燃烧、周向燃烧、旋流燃烧、补气射流、驻涡燃烧等技术的综合应用的集成。

超紧凑燃烧技术目前已经在涡轮间燃烧上进行了试验验证，其贫油熄火油气比只有目前系统的25%～50%，同时在应用时可以和涡轮叶片整合一体，实现涡轮内燃烧构想，并且已经开始实施，更设想用以取代主燃烧室，实施定温循环，实现高效率动力输出，并且作为下一代燃烧室技术，减小发动机重量和尺寸。2 火焰筒冷却及结构技术

燃烧室头部和火焰筒的基本功能是组织和控制燃油在燃烧室内燃烧。随着航空发动机性能不断提高，燃烧室进口温度、压力和出口温度逐步上升，高温燃气向火焰筒壁面的热辐射强度日益增强，而冷却空气的温度日趋增高，而且可用的冷气量愈来愈少，使火焰筒冷却问题越来越突出。不难理解，改进火焰筒壁面结构以及提高空气冷却效率成为主要解决问题的途径。其中包括多斜孔气膜冷却、多孔层板冷却、浮壁式火焰筒等火焰筒冷却与结构技术。2.1 多斜孔气膜冷却

为了提高冷却效率，解决高温升燃烧室火焰筒的耐热难题，提出了多斜孔冷却结构。多斜孔冷却又称全覆盖气膜冷却或发汗冷却（图4）。多斜孔结构是利用电火花、电子束数控打孔或者激光打孔等工艺在火焰筒壁面上加工出大量密布的直径很小的孔，冷气利用内外环的压差进入小孔，以一定角度入射到高温主流中，将高温主流与壁面隔离，起到保护壁面的作用。与常规气膜冷却相比，可节省约40%的冷却气量，综合冷却效率可达90%，冷却方式比纯气膜冷却的火焰筒壁温约低150K，可有效避免径向温度分度较大的问题，有利于延长火焰筒的寿命。

图4 多斜孔气膜冷却

2.2 多孔层板冷却

多孔层板冷却（图 5）是一种高效的冷却结构。英、美、俄等国开展了该技术的研究并成功应用与燃烧室火焰筒。层板一般是由数层经电化学腐蚀的金属板扩散焊接而成，有的直接在每层板上加工出内部流动通道，进气孔进来的冷却气先冲击到层板，然后沿着气流通道流向出气孔。有的是在层间通道，布满许多扰流柱，用来增加换热面积和加强冷却气对壁面的冷却。多孔层板冷却气用量少，相比纯气膜时减少约60%，明显提高了冷却效率。F119、F136等燃烧室中就采用了此冷却结构。

图 5 多孔层板冷却

2.3 浮壁式火焰筒浮壁式火焰筒（图6）为双层壁结构，外层为承力部件，内层为承热部件，火焰筒浮动壁由一定数量的浮动瓦片组成。它是为了满足高性能发动机燃烧室的高温、低排放、少冷却气量及长寿命要求而研制的，是一种先进冷却技术和创新的火焰筒结构相结合的部件技术，解决了常规火焰筒在高负荷条件下，因火焰筒壁温不均匀而引起低循环疲劳裂纹故障等问题。

普惠公司早就结合E3节能发动机计划研究浮动壁燃烧室，美国空军和海军也曾资助GE公司研究浮壁式燃烧室，但前者发展得最成熟，并发展了三代浮壁式燃烧室。20世纪90年代初，普惠首先将其应用到V2500发动机，并取得成功。在此之后，普惠公司又将其应用到F119和PW4084、PW6000等发动机，而国内对燃烧室火焰筒浮壁式结构的研究起步比较晚，多数还处于试验研究阶段。

图6 浮壁式火焰筒

3 低排放燃烧燃烧室技术随着社会的发展，保护环境的意识越来越强，符合排放标准的新型发动机成为飞机制造商赢得竞争的关键，尤其是民用发动机对燃烧室污染排放指标提出了极为苛刻的要求。燃烧技术燃烧室的污染排放物包括：一氧化碳（CO）、未燃碳氢（UHC）、氮氧化物（NOx）和冒烟等4种燃烧产物。目前除氮氧化物以外，其他排放物指标已相当低，低排放技术的重点是进一步降低氮氧化物的排放，直接的措施是缩短燃料的燃烧时间，降低燃烧区的燃烧温度。罗罗公司的第五阶段燃烧室、普惠公司的TALON燃烧室和霍尼韦尔公司的SABER燃烧室都是在RQL燃烧室的基础发展而来的，而GE公司低排放解决方案则是采用了新技术和全新的设计，如双环腔燃烧室（DAC）和双环预混旋流器燃烧室（TAPS）。

富油燃烧-猝熄-贫油燃烧技术（RQL）是现代航空发动机减少NOx排放的基本燃烧策略之一。在RQL燃烧技术中，先将全部燃油和部分空气进行富油燃烧，通过降低燃烧温度来减少富油燃烧区的NOx，然后富油燃气快速与补燃空气混合进行贫油燃烧。在燃烧室中，形成了两个明显的燃烧区：富油燃烧区以及混合和降低贫油燃烧区。

罗罗公司的第五阶段燃烧室为单环腔燃烧室（图7），头部采用气动雾化喷嘴和旋流器结构，室壁有两排补燃空气进气孔，组织燃烧与RQL类似，也是轴向分区的。燃烧原理是不改变空气分配比，而是调节各区的燃料分配，从而使燃烧温度维持在一个相对恒定的水平，并加盖慢车和起飞状态分开，以实现发动机低排放。

图7 第五阶段燃烧室

普惠公司研发的先进大推力高涵道比齿轮传动涡扇发动机，即清洁动力PW1000G使用的是TALON燃烧室是利用浮壁式燃烧室技术，结合气动雾化喷嘴、单排二股气流进气孔等技术开发出来的先进低氮氧化物排放燃烧室。其关键改进是优化了气动雾化喷嘴，使燃料-空气混合当量更合理。

霍尼韦尔公司的SABER燃烧室也是以SQL为基础，通过严格的仿真分析，以及燃烧分段、整环测试、发动机试车和飞行测试等打造出的新型低排放单环燃烧室。

GE公司在CFM56发动机核心机研发中采用全新设计的双环腔燃烧室（DAC）（图 8）。主要结构特点是其火焰筒沿径向有两个并行燃烧区，外侧为预燃级，内侧为主燃级，组织燃烧特点是不改变空气分配比例，而是根据发动机工况调节从一个区到另个去的燃油分配来改变油气比，从而控制燃烧温度，有利控制NOx的生产。

图8 CFM56双环腔燃烧室

双环预混旋流器燃烧室（TAPS）在结构上，燃油喷嘴的主燃级燃油喷嘴采用气动雾化式，通过主空气旋流器的高压空气气流与主燃级燃油的射流相垂直，使主燃级燃油的雾化更充分，混合度更高，可在燃烧室内形成稳定的主燃级燃烧回流区。这种便实现贫油燃烧，从而降低污染排放。4 结束语

燃烧室是航空发动机的三大核心部件之一，燃烧室的性能直接影响着整个发动机的性能。随着现代发动机的工作压力和涡轮前温度越来越高，燃烧室的工作条件和技术指标要求越来越苛刻。新需求带动了燃烧室设计技术的蓬勃发展，更多先进燃烧室技术和新颖结构相继出现。当前，随着飞机对动力装置需求的进一步扩展和设计技术的巨大进步，燃烧室设计技术将快速发展。

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