燃烧系统及其工作原理

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【摘要】：燃烧系统由燃烧器、燃料喷油器、燃烧室、点火系统、后燃烧室等构成。主空气量占全空气量的15%～20%，通过主气流孔进入到内筒与燃料混合进行燃烧。图12-24 燃烧室出口无量纲温度分布最近，冷却涡轮工作叶片以提高涡轮进口燃烧气体温度的情况逐渐增多。燃烧气体温度为1600～1800℃，高于燃烧室火焰筒和涡轮材质的熔点。

燃烧系统由燃烧器、燃料喷油器、燃烧室、点火系统、后燃烧室等构成。

1.燃烧室

燃气涡轮燃烧室的结构简图如图12-23所示。燃烧室由内筒（火焰筒、火焰管）和外筒（外壳或外管）构成，燃烧室为了进行冷却设计为多槽或多孔形状。从压缩器流出的高压空气通过反流板分为直接进入燃烧室的主空气和流过燃烧室周围的两股空气。主空气量占全空气量的15%～20%，通过主气流孔进入到内筒与燃料混合进行燃烧。大部分空气作为两股空气在内筒与外筒之间流动，冷却燃烧室。其中部分空气（30%～40%）通过两股气流孔进入燃烧室内筒中，把燃烧气体完全燃烧，剩余的空气（30%～40%）作为稀释用空气，通过内筒的下游冷却气流孔进入内筒中冷却燃烧气体，使其温度降到涡轮进口许可界限温度以下。

图12-23 燃气涡轮发动机燃烧室的结构简图

燃气涡轮发动机燃烧室分为主燃区、次燃区和稀薄燃烧区。虽然喷气发动机的理论空燃比为15：1，但燃气涡轮发动机燃烧室全空燃比为60：1～120：1。另外，因燃料的稀薄燃烧界限为20：1～25：1，如果空气与燃料完全混合超出稀薄燃烧界限，就不能进行燃烧。因此，燃气涡轮发动机燃烧室的主要作用是，在较宽的运行条件下保持稳定的燃烧，这主要依赖于空气与燃料的适当混合实现。

主燃区的作用是产生稳定的火焰。空气在燃烧室剖面上的平均速度为10～50m/s，但燃料的湍流燃烧速度最快的理论混合比条件下也不超过10m/s，为了在这样的条件下获得稳定的火焰，采取多种方法。通常在燃气涡轮发动机的燃烧室中设计有旋流器，使进入的空气旋转，以在所有的运行条件下获得稳定的火焰。在次燃区利用两股空气使从主燃区流出的燃烧气体完全燃烧。稀释燃烧区为导入空气降低燃烧气体温度的区域。燃烧气体温度（涡轮进口温度）取决于涡轮叶片材料的许可温度。通常，燃烧气体温度为1600～1800℃，涡轮进口温度要降低到金属材质涡轮叶片时为950℃，陶瓷材质时为1200℃左右。

稀释区域的作用不仅仅是降低燃烧气体的温度，重要的是在涡轮进口形成所需温度分布。一般温度分布为图12-24所示的实线。涡轮高速旋转时，工作叶片的叶根部位受到很大的拉伸应力，因此其寿命受限于疲劳强度，工作叶片上部工作寿命主要受限于蠕变强度，受限于材料的强度，需要图12-24所示的温度分布，以保持良好的强度。

图12-24 燃烧室出口无量纲温度分布

最近，冷却涡轮工作叶片以提高涡轮进口燃烧气体温度的情况逐渐增多。这将使工作叶片的半径方向中心部位温度达到最高温度。旋转的涡轮工作叶片受到圆周方向平均化的温度影响，而设置在涡轮进口的导向叶片则会受到燃烧室出口端面局部最高温度的很大影响。最近，为了应对涡轮进口燃烧气体温度的增大，燃气涡轮发动机上开始使用利用空气冷却导向叶片的方法，但这种方法也会冷却降低涡轮进口的燃烧气体温度，因此必须注意这点。

2.燃料喷油器

航空用燃气涡轮发动机使用液体燃料。燃料喷油器的雾化特性对发动机性影响很大。

燃料从燃料箱通过燃料泵供给到燃料喷油器。燃料泵类型有齿轮泵和柱塞泵。燃料的喷射压力在正规负荷状态为0.2～5MPa，在设计层面上为1MPa左右。齿轮泵的结构较简单，但不能获得很高的压力，因此多使用利用斜盘机构改变行程的柱塞泵。

燃气涡轮发动机的燃料喷油器如图12-25所示，可以分为压力式喷油器，旋转式喷油器，双流体式喷油器。其中压力式喷油器还分为单油路喷油器、双油路喷油器和回油式喷油器。

图12-25 燃料喷油器

（1）单油路喷油器单油路喷油器把燃料向涡流室以切线方向进行喷射，以自由形成涡流运动，把压力转换为旋转速度，在喷孔中心部位形成空洞，以锥形液膜形状进行喷射。一旦喷射，锥形液膜被分裂形成雾化状态。此类型具有仅利用喷射压力可以调节油量以及雾化特性良好的优点，但喷射油量少时，因喷射压力小，会导致雾化不良。在初期的喷气发动机上主要使用了此类型喷油器。

（2）双油道喷油器双油道喷油器在一个喷油器内设计有两套燃料供给系统，在起动、低负荷状态，利用引喷系统充分雾化的压力供给燃料，随着负荷的增加，一旦油压超过一定的界限，即通过主燃料系统喷射燃料，以防止压力过度增大，能获得良好的雾化效果。

（3）回油式喷油器回油式喷油器在涡流室设置有回油端口，因此与负荷无关，始终向涡流室供给一定比例的燃料，因而始终获得相同强度涡流的喷油器。此类型在无负荷条件到全负荷条件的所有运行范围内没有压力的变化，雾化特性良好。

（4）旋转式喷油器旋转式喷油器的喷嘴可以旋转，以利用离心力雾化燃料。此类型喷油器即使在燃料泵排出压力低的条件下也能获得良好的雾化特性。

（5）蒸发式喷油器蒸发式喷油器的主空气和燃料进入蒸发管，在周围温度作用下燃料蒸发与主空气混合，并且在出口开始燃烧。从蒸发管排出后，未燃的混合气在两股空气的作用下安全燃烧。此类型喷油器因燃料蒸发快，火焰长度短，因而能缩短燃烧室的长度。在较宽的空燃比范围内其效率良好，尤其在大空燃比的稀薄混合气条件下效率很高。

3.燃烧室火焰筒

燃烧室火焰筒是燃烧室内筒的外皮，由厚度约为0.8mm很薄的合金板制成。燃烧气体温度为1600～1800℃，高于燃烧室火焰筒和涡轮材质的熔点。因此，通过进入燃烧室的空气冷却降低燃烧室火焰筒的温度。当压缩比增大时，压缩空气温度会上升，这不仅会增加燃烧室火焰筒冷却用空气的温度，还会增加燃烧气体的温度。因此，越是高压缩比发动机，应采用冷却性能越好的火焰筒。

燃烧室火焰筒根据冷却方法（构造）分为气膜冷却、冲击冷却、发散冷却、复合冷却、热障涂层等。

（1）气膜冷却气膜冷却是在火焰筒的加热侧板壁上形成冷却膜，以在火焰筒板壁上进行对流冷却的方式，还同时具有切断火焰的效果。其典型类型如图12-26所示。

图12-26 典型的气膜冷却结构

图a的天窗结构为初期使用的结构，具有轻量和易加工的优点，但在加工部位容易发生裂纹，因此近年来基本不使用此类型。图b的波纹条结构和图c的喷射冷却结构为钣金结构，早期就开始使用，具有易制造加工的优点。图d的计量孔结构通过钣金或机械加工制造，通过调节冷却用空气孔（计量孔）的数量或直径，容易控制或强化冷却效果。图e的静压室冷却结构是在冷却空气入口设计有静压室，把均匀膜状空气以层流状送出，经过长距离保持高气膜冷却效率的类型。

气膜冷却效率η_fc定义为

η_fc=（T_G-T_w，ad）/（T_G-T_K）（12.77）

式中，T_w，ad为冷却气膜局部温度；T_G为高温燃烧气体温度；T_K为冷却空气温度。

（2）冲击冷却冲击冷却是双层设计火焰筒壁，在被加热侧板壁的背面流动冷却空气获得冷却效果。在保焰等区域新鲜空气不能进入的部位使用较为合适。

（3）发散冷却发散冷却是在火焰筒的被冷却面上钻掉多个0.3～1.0mm的小孔，使冷却空气喷出冷却火焰筒，以避免与高温燃烧气体接触的结构。最近，利用激光可以在板面上大倾斜角钻孔。此外，网状结构或多孔质板结构火焰筒也开始应用。如果加工相同直径的多数孔或使用多孔材质，则会因火焰筒表面的压力分布不能对应冷却所需的冷却空气排出量分布，因此有必要关注。

（4）复合冷却复合冷却是在薄板表面上通过化学处理（化学腐蚀等）雕刻冷却空气通道，并把2～3个板叠在一起的叠层结构。最近实用中的有分段结构（PWA商品名称浮动壁）。这是在高温气体侧使用耐热性良好的材料隔热板进行冲击冷却的方法。虽然重量增大，价格贵，但是耐久性优秀，经济性良好。由P&W开发的V2500发动机和F-22战斗机发动机采用了此类型火焰筒。

（5）热障涂层热障涂层是在火焰筒金属表面上镀上陶瓷等耐热材料，以获得隔热和耐腐蚀性效果的方式，使用在辐射热流速较大的地方较好。但机械强度较低，在低循环疲劳（LCF）条件下，镀层容易发生裂纹或剥离等现象。镀层是把下述材料在母材的表面上以层状溶射。

①铝化镍（厚度0.1mm）。

②35%铝化镍+65%稳定化氧化锆（厚度0.1mm）。

③稳定化氧化锆（厚度0.3mm）。

稳定化氧化锆（ZrO₂）是添加氧化镁（MgO）以改善在1000K附近产生结晶变形现象的物质。此外，还有把由NASA开发的用三氧化二钇（Y₂O₃12%）稳定化的氧化锆（ZrO₂）在黏合剂镍（Ni）基中添加16%铬（Cr）、6%铝（Al）、0.6%钇（Y））上部涂覆两层隔热镀层的类型。

4.后燃烧室

喷气发动机为了补充推力，采用后燃烧室。后燃烧室气体的进入速度（或涡轮出口速度）为230～370m/s，远远大于主燃烧室空气的进入速度100m/s。此速度对于火焰的稳定来说过大，因此需要利用扩散管降低速度后输送到后燃烧室的燃烧领域。

后燃烧室通常如图12-27所示，由多孔环状燃料供给管向燃烧气体中喷射液体燃料，在其下游设置有火焰保持器，以进一步降低燃烧气体速度，同时形成湍流，稳定燃烧火焰。

图12-27 后燃烧室槽板型火焰保持器

航空发动机后燃烧室的配置类型按照其配置方式主要分为三种，如图12-28所示。图a所示为涡轮喷气发动机后燃烧室在涡轮下游的燃烧气体中设置火焰保持器，虽然氧气浓度低，但进入气体温度处于高温状态，因此很容易进行燃烧。图c所示为涡轮风扇涵道燃烧器，虽然在氧气浓度不下降的空气中设置火焰保持器，但因进入气体的温度低，因此燃料的气化或火焰保持困难。图b所示为介于a与c之间的类型，它把两者优点合二为一。

图12-28 后燃烧室配置

5.起动和点火

燃气涡轮发动机的起动，包括能转动供给空气用压缩器和涡轮的起动装置，以及点燃燃料与空气混合气的点火装置。

（1）起动装置燃气涡轮发动机从转动压缩器开始起动程序。图12-29所示为燃气涡轮发动机典型的起动顺序。图中点线为对应压缩器最大转速的比，实线为对应排气最大温度的比。起动机带动压缩器旋转，进气被压缩流入燃烧室，点火系统开始点火，紧接着喷射燃料，燃料与空气混合气开始燃烧，当压缩器通过发动机自身动力旋转时，就会切断起动机和点火系统。

图12-29 燃气涡轮发动机的起动顺序

起动装置的类型有空气起动装置（空气涡轮式）、电起动装置（电动机式）、筒式（Cartridge）起动装置、燃气涡轮起动装置（燃气涡轮式）、油压起动装置（油压驱动式）等很多种。其中除了使用电动机起动的小型发动机外，最常用的是空气起动装置。

空气起动装置结构简单，重量较轻，经济性良好。这是利用辅助动力装置（APU）或其他正在运转中的发动机所提供的空气带动涡轮旋转起动。油压起动机主要使用在直升机上，还使用在部分船舶用燃气涡轮发动机上。

（2）点火装置燃气涡轮发动机的点火装置使用电嘴。点火系统由产生高电压的激励器、高压导线和点火电嘴组成。点火装置为各自独立的双重系统（两个点火电嘴），分别安装在不同的位置。

点火电嘴有空气间隙类型和表面放电类型。空气间隙类型类似于汽油机的火花塞，但为了能点燃25m/s左右流速的混合气，必须提供很高的点火能量，电极间的间隙要大，并要能耐很大强度的火花。表面放电类型为绝缘体末端能从中央高压电极向壳体漏电的半导体雷管组成。点火电嘴能产生每分钟60～100次的火花，因电极会逐渐侵蚀，需要定期更换。

如果在飞行中燃烧系统火焰熄灭，必须立即重新点火起动。发动机在压缩器进口结冰、空气扰流、起飞和着陆等不能充分获得稳定燃烧的条件下，可能会发生熄火的现象。

燃烧系统及其工作原理

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