航空发动机燃烧室的功能

航空发动机燃烧室的功能

中文名称：燃烧室

英文名称：combustor

相关技术：燃烧室；传热学；热力学；燃油喷嘴；火焰筒；冷却技术；燃烧室试验技术

分类：发动机；燃烧室；

定义与概念：

主燃烧室是航空发动机三大部件之一，位于压气机和涡轮之间，用来将燃油中的化学能转变为热能，将压气机增压后的高压空气加热到涡轮前允许温度，以便进入排气装置内膨胀作功。对燃烧室的主要要求是：燃烧效率高、燃烧稳定范围宽、总压损失小、出口温度分布均匀，在飞机的飞行包线内点火可靠，排气污染小，结构可靠，重量轻，寿命长等。燃烧室一般可分为单管燃烧室、环管燃烧室和环形燃烧室等。燃烧室的结构形式虽然多种多样，但它们都是由扩压器、壳体、火焰筒、燃油喷嘴和点火器等组成。

目前燃烧室的设计仍然采用经验/分析相结合的方法。燃烧室的研究主要集中于提高燃烧效率、降低耗油率、研究新的冷却方法和冷却结构、增加燃烧室温升、延长燃烧室使用寿命、改善结构可靠性、耐久性和维修性以及减少污染排放。

国外概况：

航空发动机主燃烧室的发展可以由以下几点概括：

1. 燃烧室的类型由单管燃烧室发展到环管燃烧室，然后再发展到短环形燃烧室；

2. 燃烧室进口压力及进气温度不断提高；

3. 出口平均温度由1150K增加到现在的1900K；

4. 燃烧室长度不断减小。在相似的起飞状态空气流量下比较燃烧室的长度，缩短到 300-500mm。但今后长度缩短的趋势在减小。

5. 对燃烧室多方面的严格要求。在早期，进气压力和温度较低，效率是最突出的问题。随着压气机压比及巡航速度提高，进气压力和温度也提高，冷却及燃烧室出口温度分布质量问题突出。随后要求高推重比，希望燃烧室长度短。现在又强调增加燃烧室温升和延长寿命。

燃烧室的设计和发展工作实质上是要在相互矛盾的设计要求之间寻找一个可接受的方案的一种工程实践。这些要求包括燃烧效率、压力损失、气体排放物、烟雾、点火、重新起动、贫油熄火、燃烧室出口温度品质、结构耐久性和寿命期费用。多年来，这些燃烧室设计要求一直是借助于基础分析和广泛的部件和台架试验，通过经验修正公式来解决的。然而现代燃烧室的设计，要求对燃烧室复杂流场有更深入的认识，要求真正弄清楚燃烧室中发生的各种复杂过程的物理、化学本质，用客观物理规律指导设计和试验，以便在合理的费用和周期限制内获得一最优燃烧室设计。一种准确、有效、高水平的经验/多维分析设计方法正在国外大力发展，且已应用于燃烧室设计最佳化。

目前国外已研制出推重比10一级的发动机，例如美国的F119、欧洲的EJ200和法国的M88-2。F119和M88-2都采用了带气动雾化喷嘴的燃烧室，燃烧室出口温度分别为1977K和1850K，EJ200的燃烧室继承了RB199的经验，带有蒸发管式喷嘴，燃烧室出口温度为1803K。

现代先进燃烧室采用了新的技术和结构，其中包括浮壁式火焰筒、分区供油结构、分区燃烧结构、多孔层板发汗冷却、发散冷却和多基火焰筒冷却等。

浮壁结构

常规燃烧室由圆环轴向搭接起来，形成类似百叶窗的带缝型面，在开缝处射入冷空气以冷却火焰筒。造成火焰筒寿命过短的主要原因是圆环所受的应力太高。如果将圆环分段或分块，将使应力减小而寿命增加，而分块式结构又为使用其他材料创造了好机会，可以使用高熔点材料，并且使用了先进的冷却技术，使冷却效果更好。这种火焰筒就是浮壁式火焰筒。

早在先进涡轮燃气发生器(ATEGG)项目中，美国空军和海军就资助了GE公司发展分块式火焰筒技术。现在，浮壁式火焰筒已经得到了比较广泛的应用，经过了实践的检验，国外一些先进的航空发动机都采用了这一技术，如V2500、高效节能发动机验证机E3、F100-PW-229、F119等。

分区供油结构

在高稳升燃烧室中，正常工作状态下主燃区的空气流量占大约50%，慢车功率状态时容易造成贫油熄火。分区供油是调节主燃区油气比比较简单的方法，它能在小功率状态下提供局部富油，确保发动机能正常工作。在这项技术中，起飞、高空点火和慢车状态工作条件下，将燃油用阀门有选择地和部分燃油喷嘴接通。在高于慢车功率的所有发动机功率输出时，可以打开所有的燃油喷嘴。

分区燃烧结构

分区燃烧最早出现在NASA资助的实验清洁燃烧室(ECCP)的项目中，还应用于E3发动机中。GE公司的燃烧室带有并列燃烧区，即双环腔燃烧室，PW公司的燃烧室带有串列燃烧区。双环腔燃烧室外环是预燃区，内环是主燃区。在起动、高空点火和慢车状态时，只有预燃区喷油工作，因为预燃区空气流速较低，适当富油以利于点火起动及慢车的燃烧效率。在大功率状态下，内外环腔都工作，使两个燃烧区在传统温升条件下提供贫油油气比，在高温升的条件下提供接近化学当量比的油气比。这种设计方法的优点是燃烧长度短。因为双环腔的特点，每个环腔在短的总长度之内就能获得满意的长度-头部高度关系。PW公司的串列燃烧区燃烧室前端是预燃区，后端是主燃区，分别带有喷嘴，工作方式与双环腔燃烧室类似。

关键技术：

1．燃烧气动热力学

（1）、高温燃烧室气动、热力方案及其最佳化

（2）、分区/分级燃烧的气动热力计算及设计计算方法

（3）、高热负荷燃烧室气动雾化性能，掺混过程的改进及与头部流场的匹配

（4）、短突扩压器设计方法的改进及降低压力损失的研究

（5）、燃烧室出口温度场，燃烧稳定工作范围，点火性能等重要特性与燃烧室头部燃烧组织的匹配技术研究

2．燃烧室结构可靠性、耐久性

（1）、气膜冷却火焰筒三维壁温计算，应力场计算，工作循环载荷谱研究，火焰筒寿命分析预测方法的研究，进而发展成燃烧等强度设计方法

（2）、先进的冷却结构方式的研究

（3）、浮壁结构设计方法

（4）、耐热涂层冷却效果及工艺性的研究

（5）、新型耐热结构材料的研制

3．燃烧室设计计算方法，计算流体力学

研制燃烧室二维、三维设计计算方法及工程实用程序

4．燃烧试验测试技术

（1）、直接式高温测量技术

（2）、非接触式高温温场测量

应用与影响：

燃烧室是航空发动机三大核心部件之一，是唯一将燃油化学能转化为热能的部件。燃烧室的性能直接影响着整个发动机的性能。

根据美国第四代战斗机的战术技术要求，第四代战斗机要求以不加力状态达到M1.5的巡航速度。这就需要提高发动机推重比。需合理选择发动机的循环参数，提高涡轮进口温度和总增压比。对发动机进行循环参数优化得出结论，推重比10一级发动机的总增压比将维持在推重比8一级发动机的水平上或略有提高，而涡轮进口温度将从1600K提高到1800-1900K，即燃烧室的工作压力不会变化太大，但温升将比目前增加200-300K。提高发动机推重比要求增加燃烧室温升。

现代发动机要求减少寿命期费用，强调可靠性和维修性。燃烧室内的部件工作环境恶劣，承受巨大的热应力，容易疲劳受损。因此，如何改善燃烧室的结构可靠性、耐久性和维修性是现代发动机研制的一大关键任务。

参考资料：

1．先进燃烧室技术；

2．推重比10一级发动机燃烧室关键技术分析，江义军；

3．当代航空发动机燃烧室技术，金如山；

4．高温升燃烧室设计技术；

5．TurboPropulsion Combustion Trends and Challenges, Hopkins. K.N, AIAA-80-1199；

6．Combustion Technology Needs for Advanced High Pressure Cycle Engines, Agard CP-536。