飛機(jī)動力裝置：燃燒室

第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件本講主要內(nèi)容1.掌握燃燒室的功能和分類，了解其要求、優(yōu)缺點(diǎn)和應(yīng)用2.掌握保證燃燒室穩(wěn)定燃燒的措施3.掌握渦輪的功能、分類以及組成，了解渦輪間隙控制技術(shù)4.掌握噴管的功能、分類以及其組成，了解收斂形噴管的三種工作狀態(tài)5.了解反推裝置的作用、了解常見的消音措施第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件2.燃燒室PW4000第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件2.1功用

用來保證在各種狀態(tài)下，將燃料化學(xué)能轉(zhuǎn)化為熱能的裝置。燃料在燃燒過程中所放出的熱量，使流過燃燒室的空氣溫度提高。高溫的氣體流過渦輪和尾噴管時(shí)又使部分熱能轉(zhuǎn)變?yōu)閯幽堋?.2要求

燃燒室工作的好壞,將直接影響發(fā)動機(jī)的工作與性能,根據(jù)燃燒室的功用,對其基本性能要求主要是:點(diǎn)火可靠、燃燒穩(wěn)定、燃燒完全、總壓損失小、尺寸小、出口溫度分布滿足要求、排氣污染小。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件點(diǎn)火可靠：就是在一定的外界條件下能保證可靠點(diǎn)火,即能在地面和空中可靠的點(diǎn)火,以保證飛行安全。燃燒要穩(wěn)定：燃燒室在點(diǎn)燃以后,必須在規(guī)定的全部飛行高度和速度范圍內(nèi)都能保證穩(wěn)定燃燒而不被吹熄。

穩(wěn)定燃燒的條件是燃燒完全：第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件總壓損失小：由于氣體流過燃燒室并且在燃燒室中噴入燃油燃燒,不可避免的會使氣流的總壓下降（因素）。這將使燃?xì)庠跍u輪和噴管內(nèi)膨脹作功的能力減小,影響了發(fā)動機(jī)的推力和經(jīng)濟(jì)性,所以應(yīng)力求減小氣流在燃燒室中的總壓損失。通常用總壓恢復(fù)系數(shù)來衡量燃燒室中的總壓損失。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件燃燒室的尺寸要小在有限空間內(nèi)組織高效率的燃燒是燃燒室的基本矛盾，這個(gè)矛盾是貫穿在整個(gè)燃燒室設(shè)計(jì)中的一個(gè)基本問題轉(zhuǎn)子第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件出口溫度沿徑向分布出口溫度分布要滿足要求

燃燒室比較短,流出的燃?xì)鉁囟炔豢赡芎芫鶆?為了保證渦輪轉(zhuǎn)子葉片能安全可靠地工作,對燃燒室出口溫度分布有兩個(gè)方面的要求:

在燃燒室出口環(huán)形通道上溫度分布要盡可能均勻。在徑向上:靠近渦輪葉片葉尖和葉根處的溫度應(yīng)低一些,而在距葉尖大約三分之一處溫度最高第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件

污染物含量隨發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)變化燃燒產(chǎn)物對大氣的污染要小燃燒室排放的污染物,除了因燃油中含硫而生成的SO2外,通常還有CO、HC、NO2、NO、煙等。這些污染物的含量隨發(fā)動機(jī)的工作狀態(tài)而變化。燃燒室的構(gòu)造應(yīng)當(dāng)保證在使用中檢視與修理方便。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件燃燒室分類2.3分類燃燒室按其結(jié)構(gòu)特點(diǎn)可分為單管、環(huán)管和環(huán)形燃燒室，結(jié)構(gòu)上有所不同，但其基本工作原理相同第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件

單管燃燒室第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件

單管燃燒室第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件2.燃燒室

單管燃燒室第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件優(yōu)缺點(diǎn)：優(yōu)點(diǎn)：便于單獨(dú)試驗(yàn)試驗(yàn)時(shí)需要的氣量小便于檢查更換火焰筒結(jié)構(gòu)簡單缺點(diǎn)：環(huán)形面積利用率低迎風(fēng)面積大、重量大點(diǎn)火性能較差總壓損失大出口溫度分布不均勻第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件

環(huán)形燃燒室第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件優(yōu)點(diǎn)：火焰筒結(jié)構(gòu)簡單環(huán)形面積利用率高迎風(fēng)面積小，重量較輕點(diǎn)火性能好總壓損失小出口溫度分布均勻缺點(diǎn):不便于單獨(dú)試驗(yàn)試驗(yàn)時(shí)需要的氣量大不便于檢查更換第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件環(huán)管燃燒室第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件優(yōu)點(diǎn)：便于試驗(yàn)試驗(yàn)時(shí)需要的氣量小較便于檢查更換缺點(diǎn)：火焰筒結(jié)構(gòu)復(fù)雜環(huán)形面積利用率較高迎風(fēng)面積較大，重量較大點(diǎn)火性能差總壓損失較大出口溫度分布較均勻第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件三種燃燒室的比較：第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件2.4

燃燒室工作的基本情況

燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)燃燒室工作原理，如圖所示：燃燒室工作原理第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件發(fā)動機(jī)工作時(shí),被壓氣機(jī)壓縮的空氣,進(jìn)入燃燒室,它一邊向后流動,一邊與噴嘴噴出的燃油混合,組成混合氣。發(fā)動機(jī)起動時(shí),混合氣由點(diǎn)火裝置產(chǎn)生的火花點(diǎn)燃;起動后,點(diǎn)火裝置不再產(chǎn)生火花,新鮮混合氣全靠已燃混合氣的火焰引火而燃燒?；旌蠚庠谌紵覂?nèi)燃燒時(shí),噴嘴噴出的燃油與燃燒室中流動的空氣不斷混合組成新的混合氣,以供連續(xù)不斷的燃燒之用,這樣就形成了燃邊油與空氣混合邊燃燒的連續(xù)不斷的燃燒過程。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件燃燒室內(nèi)氣流參數(shù)的變化第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件2.5燃燒室的穩(wěn)定燃燒2.5.1

穩(wěn)定燃燒的條件

穩(wěn)定燃燒的條件是燃燒時(shí)的氣流速度等于火焰的傳播速度,即

所以必須想法降低空氣的流速,提高火焰的傳播速度,

以保證能達(dá)到穩(wěn)定燃燒的條件。

第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件J57擴(kuò)壓器A

降低空氣的流速擴(kuò)散器

燃燒室的前部其通道是擴(kuò)散形的,亞音速氣流在擴(kuò)散形的管道內(nèi),速度下降,這樣就可以將速度由100米／秒以上降到40－60米／秒左右。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件旋流器

渦流器安裝在火焰筒的前端，其作用是使高溫燃?xì)庠诨鹧嫱差^部產(chǎn)生低速回流區(qū)，以穩(wěn)定火焰，以及使空氣與燃油很好摻合，點(diǎn)燃后續(xù)混氣，提高燃燒效率。旋流器和回流區(qū)的產(chǎn)生第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件火焰筒內(nèi)氣流速度分布第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件分股進(jìn)氣

由壓氣機(jī)來的空氣,分成兩股進(jìn)入燃燒室,如下圖所示,其中:

第一股由燃燒室的頭部經(jīng)過旋流器進(jìn)入,這股空氣占總進(jìn)氣量的25％左右,其功用是與燃油混合,組成余氣系數(shù)稍小于1的混合氣,進(jìn)行燃燒。第二股由火焰筒側(cè)壁上開的小孔及縫隙處進(jìn)入燃燒室,這股空氣占總進(jìn)氣量的75％左右,其功用是:降速；補(bǔ)燃;摻混,降低燃?xì)獾臏囟?控制燃燒室出口處的溫度分布,以滿足渦輪對溫度的要求;冷卻第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件分股進(jìn)氣第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件分股進(jìn)氣第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件B

提高火焰的傳播速度

促使燃油迅速汽化雙路離心式燃油噴嘴蒸發(fā)式燃油噴嘴第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件組成余氣系數(shù)合適的混合氣增大紊流強(qiáng)度的方法余氣系數(shù)分布第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件1.渦輪1.1功用：渦輪是燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的重要部件之一,安裝在燃燒室的后面,是在高溫燃?xì)庾饔孟滦D(zhuǎn)作功的部件。將高溫燃?xì)庵械牟糠譄崮芎蛪毫δ苻D(zhuǎn)換成機(jī)械功，帶動壓氣機(jī)和附件工作。在渦漿或渦軸發(fā)動機(jī)中，渦輪還用來帶動螺旋槳或直升機(jī)的旋翼。

第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件1.2分類和壓氣機(jī)分類一樣,按氣流流動方向是否和渦輪旋轉(zhuǎn)軸軸線方向大體一致,渦輪可分為軸流式和徑流式兩類。目前航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)上多采用軸流式渦輪。

軸流式渦輪可分為沖擊式、反力式三種類型。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件渦輪徑流式渦輪軸流式渦輪沖擊式渦輪反力式渦輪沖擊－反力式渦輪單轉(zhuǎn)子渦輪雙轉(zhuǎn)子渦輪三（多）轉(zhuǎn)子渦輪原理轉(zhuǎn)子數(shù)目渦輪分類第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件雙轉(zhuǎn)子三轉(zhuǎn)子第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件單轉(zhuǎn)子渦輪雙轉(zhuǎn)子渦輪三轉(zhuǎn)子渦輪第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件單轉(zhuǎn)子三級渦輪第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件雙轉(zhuǎn)子多級渦輪第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件三轉(zhuǎn)子多級渦輪第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件沖擊式渦輪1.2.1沖擊式渦輪

沖擊式渦輪推動渦輪旋轉(zhuǎn)的扭矩是由于氣流方向改變而產(chǎn)生的,所以渦輪導(dǎo)向器內(nèi)葉片間的流動通道是收斂形的,燃?xì)庠跍u輪噴嘴環(huán)內(nèi)氣流速度增加,壓力下降,而在工作葉輪葉片通道內(nèi),相對速度的大小不變,只改變氣流的流動方向。

第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件反力式渦輪1.2.2反力式渦輪

反力式渦輪推動渦輪旋轉(zhuǎn)的扭矩是由于氣流速度的大小和方向的改變而產(chǎn)生的,所以燃?xì)庠跍u輪導(dǎo)向器只改變流動方向,渦輪工作葉片間的通道是收斂形的,故燃?xì)獾南鄬λ俣仍黾?流動方向改變,壓力下降。燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)中所采用的渦輪是沖擊-反力式的渦輪。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件沖擊式渦輪沖擊－反力式渦輪

第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件1.3組成軸流式渦輪是由靜子和轉(zhuǎn)子組成。渦輪靜子渦輪轉(zhuǎn)子第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件工作葉片第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件渦輪導(dǎo)向器第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件1.4渦輪的性能參數(shù)⒈渦輪落壓比

渦輪落壓比是渦輪進(jìn)口處的總壓與渦輪出口處的總壓之比,即⒉渦輪功

渦輪功分為理想渦輪功和絕熱渦輪功第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件理想渦輪功：

1kg燃?xì)馔ㄟ^理想的過程從膨脹到所輸出的功稱為理想渦輪功,用表示。絕熱渦輪功:

1kg燃?xì)馔ㄟ^絕熱的過程從膨脹到所輸出的功稱為絕熱渦輪功,用表示。渦輪效率：是絕熱渦輪功與理想渦輪功之比,又稱為渦輪絕熱效率,用符號表示。渦輪效率約為0.91～0.94。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件1.5渦輪的葉片冷卻

提高渦輪前燃?xì)鉁囟仁翘岣呷細(xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)性能的有效措施。然而提高渦輪前燃?xì)鉁囟仁艿綔u輪部件結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的限制，為了解決這個(gè)問題，必須對渦輪葉片采取冷卻。由于第一級渦輪受熱最嚴(yán)重，故渦輪葉片的冷卻一般只有第一級渦輪葉片或第一，第二級渦輪葉片需要冷卻。

在這里冷卻的方法有：導(dǎo)熱、沖擊、對流、氣膜冷卻等。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件高壓渦輪葉片冷卻的發(fā)展第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件各種型孔的渦輪工作葉片第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件對流冷卻的渦輪工作葉片第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件高壓渦輪的導(dǎo)向葉片第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件渦輪工作葉片的冷卻第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件1.6渦輪間隙控制

渦輪機(jī)匣與工作葉片葉尖之間的距離叫渦輪徑向間隙,渦輪徑向間隙對渦輪效率有很大的影響為了減少損失,提高效率,應(yīng)盡可能減小徑向間隙。

渦輪的徑向間隙是隨發(fā)動機(jī)的工作狀態(tài)和飛行條件的不同而變化的。在沒有特殊冷卻的機(jī)匣中,發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)改變時(shí),徑向間隙隨之急劇變化,如下圖所示。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件渦輪徑向間隙變化圖第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件渦輪主動間隙控制第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件2.噴管2.1功用將從渦輪流出的燃?xì)馀蛎?加速,將燃?xì)獾囊徊糠譄犰兽D(zhuǎn)變?yōu)閯幽?提高燃?xì)獾乃俣?使燃?xì)庖院艽蟮乃俣扰懦?這樣可以產(chǎn)生很大的推力;通過反推力裝置改變噴氣方向,即變向后的噴氣為向斜前方的噴氣,產(chǎn)生反推力,以迅速降低飛機(jī)落地后的滑跑速度,縮短飛機(jī)的滑跑距離;降低發(fā)動機(jī)的排氣噪音；通過調(diào)節(jié)噴管的臨界面積來改變發(fā)動機(jī)的工作狀態(tài)。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件2.2分類噴管分為:

亞音速噴管和超音速噴管兩種類型。

亞音速噴管是收斂形的管道，超音速噴管是先收斂后擴(kuò)張形的管道。2.3組成亞音速噴管由排氣管(中介管)和噴口組成。排氣管包括殼體、后整流錐和支板三個(gè)部分,如圖所示。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件噴管的組成第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件2.4收縮噴管的三種工作狀態(tài)收縮噴管有三種工作狀態(tài):亞臨界工作狀態(tài)

當(dāng)＜1.85時(shí),噴管處于亞臨界工作狀態(tài),這時(shí)噴管出口氣流馬赫數(shù)小于１,出口靜壓等于反壓,是完全膨脹,實(shí)際落壓比等于可用落壓比。而且隨著反壓的降低,通過噴管的質(zhì)量流量不斷的增加。定義:噴管出口反壓大于氣流的臨界壓力,噴管內(nèi)和噴管出口處氣流的速度全部為亞音速氣流的工作狀態(tài)稱為亞臨界工作狀態(tài)。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件臨界工作狀態(tài)

當(dāng)＝1.85時(shí),噴管處于臨界工作狀態(tài),這時(shí)噴管出口氣流馬赫數(shù)等于１,出口靜壓等于反壓,而且都等于臨界壓力,實(shí)際落壓比等于可用落壓比,都等于臨界壓比,也是完全膨脹,這時(shí),當(dāng)來流總壓和總溫不變時(shí),通過噴管的質(zhì)量流量達(dá)到最大值。定義:噴管出口反壓等于氣流的臨界壓力,噴管出口處氣流的速度等于音速的工作狀態(tài)稱為臨界工作狀態(tài)。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件超臨界工作狀態(tài)

當(dāng)＞1.85時(shí),噴管處于超臨界工作狀態(tài),這時(shí)噴管出口氣流馬赫數(shù)等于１,出口靜壓等于臨界壓力而大于反壓,是不完全膨脹,實(shí)際落壓比小于可用落壓比,這時(shí),當(dāng)來流總壓和總溫不變時(shí),通過噴管的質(zhì)量流量不隨反壓的變化而變化,達(dá)到最大值。定義:噴管出口反壓小于氣流的臨界壓力,噴管出口處氣流的速度等于音速的工作狀態(tài)稱為超臨界工作狀態(tài)。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件2.5反推裝置

背景：飛機(jī)的飛行速度不斷增大，飛機(jī)降落時(shí)的著陸速度也相應(yīng)增加，尤其是民用飛機(jī)都比較大和重，因而滑跑距離增長。為了縮短飛機(jī)著陸滑跑距離，采用剎車、阻力傘等減速裝置，但它們受到風(fēng)向、風(fēng)力和機(jī)場地面條件的限制?，F(xiàn)在有的高速飛機(jī)的發(fā)動機(jī)上裝有反推裝置，作為飛機(jī)的減速裝置，可以在不降低發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速的情況下減小發(fā)動機(jī)推力，使飛機(jī)迅速減速。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件用與不用推力反向的著陸滑跑的比較第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件2.5.1功用改變噴氣的方向,產(chǎn)生反推力,使飛機(jī)在著陸后比較快的減速,以縮短飛機(jī)著陸后的滑跑距離。2.5.2分類反推力裝置分為兩類:折流板式反推力裝置和格柵式反推力裝置。2.5.3注意反推力裝置的使用:飛機(jī)著陸后,將油門收到慢車再拉起反推手柄,打開反推力裝置,產(chǎn)生反推力。

反推力裝置使用不當(dāng),會造成超溫;當(dāng)飛機(jī)滑跑速度很低時(shí),反推力裝置仍在工作,則會造成排出的燃?xì)庥种匦卤晃氚l(fā)動機(jī),從而會造成喘振。第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件平行排氣第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件混合排氣第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件反推裝置第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件冷氣流反推力裝置在正、反推力位置第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件蛤殼形門在正、反推力位置第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件作動筒伸出和斗門式在正、反推力位置第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)部件熱氣流推力反向裝置第七章航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動