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问 航空发动机燃烧室的功能
0ee7d6512199 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。
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5c2a82424e7e 一、飞机发动机的启动。 航空燃气涡轮发动机的结构和循环过程，决定了它不能象汽车发动机那样自主的点火起动。因为，在静止的发动机中直接喷油点火，因为压气机没有旋转，前面空气没有压力，就不能使燃气向后流动，也就无法使涡轮转动起来，这样会烧毁燃烧室和涡轮导向叶片。 所以，燃气涡轮发动机的起动特点就是：先要气流流动，再点火燃烧，也即是发动机必须要先旋转，再起动。这就是矛盾，发动机还没起动，还没点火，却要它先转动。 根据这个起动特点，就必须在点火燃烧前先由其他能源来带动发动机旋转。 在以前的小功率发动机上，带动发动机到达一定转速所需的功率小，就采用了起动电机来带动发动机旋转，如用于国产运-7，运-8飞机的涡桨5、涡桨6发动机。 但是随着大推力发动机的出现，用电动机已无法提供如此大的能量来带动发动机，达到点火燃烧时的转速了，因此需要更大的能源来带动发动机，这时，采用APU，产生压缩空气，用气源代替电源来起动发动机成为了现在所有高涵道比发动机的起动方式。 二、压缩空气的来源 毫无疑问，压气机是压缩空气最好的来源。采用涡轮带动压气机就可以连续不断的提供飞机所需要的压缩气源。而由于这个燃气涡轮装置提供的气源只要能满足发动机起动的需要就可以了，所以功率，体积相比发动机要小得多，这就使这套燃气涡轮装置可以采用电动机来起动，然后再由这套燃气涡轮装置产生压缩空气来起动发动机，这样就解决了发动机起动时需要大的能量的问题。 这套燃气涡轮装置被称作APU（Auxiliary Power Unit 辅助动力装置）。 三、起动过程发动机的起动过程是一个能量逐级放大的过程。 先由蓄电池提供电源给APU起动电机，带动APU转子旋转； APU达到起动转速后喷油燃烧，把燃料提供的化学能转变为涡轮的机械能，并通过压气机把机械能转换为空气的压力能。由于燃料的加入，APU产生的压缩空气的能量已远远大于蓄电池的能量了 最后，发动机上的空气涡轮起动机把APU空气的压力转化为带动发动机核心机转子旋转的机械能，在达到发动机起动转速时喷油点火，最终靠燃料的化学能使发动机进入稳定工作状态。 所以，在整个起动过程中，带动发动机核心机旋转的大能量，从很低的蓄电池能量，通过燃料的加入，一步步升了起来，就象三峡大坝的梯级船闸。 这就是APU的好处：飞机本身只需要携带一个能量很低的，充足了电的蓄电池，通过APU，就能够自主的完成发动机的起动，而不再依赖于地面设备来起动发动机。四、APU的特点APU和发动机一样，都是燃气涡轮装置，但它们的目的不同，这是个很大的区别， 发动机用于产生推力，而APU不需要产生推力，它主要用来提供气源，还有电源。气源除用于发动机起动，还为飞机的空调系统供应连续不断的空气。 这个特点使APU不同于发动机。它要求APU在设计时，使涡轮产生的机械能主要通过压气机转换为空气的压力能，还有一部分机械能通过齿轮传递给发电机以产生电能，而不是向后喷出产生推力。 所以，能量分配的不同，是APU和发动机的主要区别 五、APU的工作和发动机不同的是，APU的工作状态很简单，在起动过程完成之后，就进入了稳定工作状态，即转速维持不变。而发动机的却需要依据飞行情况不断的改变转速和推力。 APU的工作状态决定了APU的工作特点：保持转速不变 引气，是APU的目的。就是把APU压气机产生的压缩空气引出去给飞机的空调系统和发动机起动。 由于引气，使APU的功率要受引气的影响，这就和APU的工作状态要求转速保持不变产生了矛盾，下面将讲诉这个问题 六、APU的发展早期的APU，象发动机一样，气流从进气口先通过压气机，再到燃烧室和涡轮，最后从喷口喷出。气流象一条线一样流动，没有岔路，串联起了压气机和涡轮。如波音737的APU。这个设计有个缺点，就是在给发动机引气以起动发动机时，由于负载突然变得很大，会使APU的转速发生大的变化，而自动调节器为维持APU转速的不变，会大幅增加供油量，使温度有大的升高，这对APU不好。 现在的APU，普遍采用进气分流，增加了负载压气机。这个结构的特点是：进气道进来的气流分成两股，一股进入正常的增压压气机和涡轮，主要用来带动APU旋转，然后气流从喷口喷走，它是APU的功率部分；而另一股气流进入负载压气机，这部分气流由负载压气机增压，专门用于产生供飞机使用的压缩空气。在这股气流的进口有流量调节活门（进口导流叶片），它根据飞机对压缩空气的需求，实时的对活门（叶片）开度进行调节，来控制进入负载压气机空气的多少。 这个设计使APU的负载部分和功率部份分开了，因此在大量引气时也不会早成APU功率部分转速和温度大的波动，这有助于增加APU的寿命。 独立的负载部分和功率部分是现在APU的特点。
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