第十三章+航空发动机中的燃烧

230 第十三章 航空发动机中的燃烧 目前飞机的发动机一般均采用航空燃气轮机。主燃烧室是它的三大核心部件之一。对于 军用发动机还设有加力燃烧室。它们工作的优劣直接影响发动机的性能。本章将介绍航空发 动机主燃烧室和加力燃烧室的结构、工作原理及性能。 §13-1 航空发动机主燃烧室 一、引 言 燃烧室（图 13.1）的作用就是将燃油喷嘴供应的大量燃油和压气机供应的大体积空气一 起燃烧，释放热量，让空气膨胀和加速，以便在所有状态下供给涡轮所需的燃气流。这一任 务必须以最小的压力损失来实现，并且在有限的可用空间里释放出最大的热量。 图 13.1 航空发动机主燃烧室示意图 图 13.1 航空发动机主燃烧室示意图 加到空气中的燃油量将取决于所要求的温升。然而，最高温度限制到 850℃~1700℃， 这主要是由涡轮转子叶片和导向器的材料决定的。压缩过程所做的功已经将空气加热到 200 ℃~550℃之间，使燃烧过程产生的温升要求为 650℃~1150℃。由于涡轮要求的燃气温度随 发动机推力变化，在涡轮螺桨发动机中则取决于要求的功率，所以，燃烧室也必须能够在范 围宽广的发动机工作状态下保持稳定而有效的燃烧。 因为商用飞机交通的迅速增加和随之而来的、一般公众从飞机排烟所看到的大气污染的 加剧，高效低污染的燃烧已经变得日益重要。 二、主燃烧室工作过程 从发动机压气机来的空气以高达 170 米/秒的速度进入燃烧室。由于这一速度太高，不 适于燃烧，所以必须降低空气速度，使空气扩压，即使之减速并提高静压。煤油和空气混合 物在化学恰当比下的湍流火焰传播速度一般只有每秒几米。空气经过扩压器扩压后速度大约 231 为 25 米/秒，仍大于火焰传播速度，使火焰不能稳定。因此，必须在燃烧室中创造出一个低 的轴向速度区，以使火焰在发动机整个工作范围内都能稳定燃烧。 在发动机整个工作范围内，燃烧室总的空气/燃油比可能在 45:1 和 130:1 之间变化。然 而，煤油只能在或者接近于 15:1 的比例下有效地燃烧，所以，燃油必须只和进入燃烧室的 一部分空气在所谓的主燃烧区中燃烧，这依赖于火焰筒（燃烧衬筒）来实现。火焰筒有使气 流沿着燃烧室按照要求分布的各种限流装置。 将近百分之二十的空气质量流量从锥形进口即进气段（见图 13.1 和图 13.2）进来。紧 靠此锥形口下游的是旋流叶片和多孔的扩张段，空气从这里进入主燃烧区。旋转的空气诱导 火焰筒中心部位的气流向前流，促成气流再循环。未流入锥形口的空气流入火焰筒和空气机 匣之间的环形空间。 图 13.2 主燃烧室空气流量分配 在燃烧区附近的火焰筒体壁面上有选定数量的二股气流孔(见图 13.1)，有 20%的空气穿 过这些孔进入主燃区。从旋流叶片进来的空气和从二股气流孔进来的空气相互作用，形成一 个低速回流区。它呈回旋涡流形状，类似发烟环，起稳定和驻留火焰的作用（图 13.3）。回 流燃气将新喷入的燃油滴迅速加温到点燃温度，促进它们的燃烧。 图 13.3 主燃烧室火焰稳定示意图 设计中应当使从喷嘴呈锥形喷出的燃油穿过回流区的中心，使燃油得到进一步雾化和蒸 发，并与进入主燃烧区的空气充分混合，形成可燃混合物。在发动机启动时，由点火电嘴发 出的电火花点着可燃混合物，回流区总是存在使火焰稳定的低速区，使火焰稳定维持长着不 232 灭。回流区的逆流区充满高温燃烧产物，为可燃混气提供自动点火源。燃烧后的燃气温度大 约为 1800 到 2000℃。该温度太高，不适于进入涡轮导向叶片。因此，未用于燃烧的空气， 大约占 60%的总空气流量，被逐渐引入火焰筒。这部分空气大约有三分之一用来在稀释区降 低燃气的温度，然后再进入涡轮，而其余的空气则用来冷却火焰筒的壁面。实现这一点借助 于一薄层冷却空气沿火焰筒壁的内 表 关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf 面流动，将火焰筒壁面与热燃气隔开。图 13.4 介绍了 主燃烧室几种冷却方法。一般要求在稀释空气进入火焰筒之前完成燃烧，否则，进来的空气 会使火焰降温，造成不完全燃烧。 燃烧室的设计和加入燃油的方式可有很大变化，但是，用来影响和维持燃烧的空气流分 布却总是与描述的情形极其类似。 图 13.4 主燃烧室火焰筒几种冷却方式 三、燃油供应 燃油可以选用二种不同方式之一供入空气流中。最普通的是用喷嘴将雾化良好的燃油喷 入回旋的空气流中。第二种方式是让燃油预先汽化，然后进入燃烧区。 在汽化方式中（图 13.5），燃油从供油管喷入位于火焰筒内部的汽化管中。这些汽化管 将燃油折转 180°，喷入火焰筒头部，与主燃区空气形成可燃混气，在主燃区燃烧。高温燃 气对汽化管加热，有利于燃油在汽化管蒸发。主空气流同时流入火焰筒进口段孔和二股气流 孔。冷区和稀释空气经限流孔进入火焰筒，其方式与进入雾化式火焰筒相似。 四、燃烧室的基本结构 燃烧室的基本结构如图 13.1 所示, 它由以下几部分组成: (1)扩压器 由燃烧室内外壳和火焰筒头部构成的一个扩压通道。用它来降低速度，提 高压力，保证燃烧的顺利进行和减少压力损失。气流的扩压减速是在扩散形通道中实现的。 一般扩压器进、出口截面积之比 0.5~0.3/ =出进 FF ，使压气机出口气流速度由 120 一 180m ／s 降低到 30 一 50m／s。气流在扩压器中的压力损失约占燃烧室总压力损失的 1／3，扩压 器长度约占燃烧室总长的 1／4。因此，合理设计扩压器对于改善燃烧条件、改进燃烧室性 能、减少燃烧室尺寸和重量有着重要意义。 233 图 13.5 蒸发管式燃烧室 (2)喷油嘴 用来供油，使燃油喷射雾化，一般设在火焰头部的中心部位。 (3)火焰筒 燃烧在其内部进行，在壳体上开有多排大小不同形状各异的孔，用以通过 不同用途的空气，保证燃烧充分、掺混均匀并使壁面得到冷却。 (4)旋流器(或称扰流器、涡流器)，装在火焰筒头部中间，用多个以一定角度安装的叶片 组成，使进气旋转，形成回流区，保证火焰稳定。 (5)点火器 供启动点火用，有的直接用电嘴，有的用一个小型的预燃室。 (6)联焰管 将有点火器的火焰筒先点燃，再经联焰管点着其它火焰筒。 不同型号发动机燃烧室的这些部件的结构、形状、组合不同，因而性能有差异。 五、燃烧室的类型 用于燃气涡轮发动机的燃烧室有三种主要类型，即多个单管燃烧室、环管形燃烧室和环 形燃烧室。 1、多个单管燃烧室 这种燃烧室用于离心压气机发动机和早期轴流压气机发动机中。如图 13.6 所示。多个 单管燃烧室在发动机周围，压气机出口空气用管道引入一个个单独的燃烧室中。每一燃烧室 内部均有一个火焰筒，围绕它的是空气机匣。空气流入火焰筒的锥形进口，并且流入火焰筒 和外机匣之间的空间。各单独的火焰筒用连焰管连接，使燃烧在发动机启动期间传遍所有的 火焰筒。单管燃烧室的优点是易于翻修和试验。 2、环管形燃烧室 环管形燃烧室填补了从多个单管燃烧室过渡到环形燃烧室的空档。多个火焰筒装在一个 共同的空气机匣里（图 13.7）。这种布局兼有多个单管燃烧室易于翻修和试验以及环形系统 的紧凑性两个优点。 3、环形燃烧室 这种燃烧室有一个火焰筒，其形状完全是环形的，装在内外机匣之间（图 13.8）。环形 燃烧室的主要优点是，就同一功率输出而言，燃烧室的长度只有同样直径的环管形系统长度 的 75%，大大节省了重量和生产成本。另一优点是消除了各燃烧室之间的燃烧传播问题。 234 图 13.6 多个单管燃烧室图 图 13.7 环管形燃烧室 图 13.8 环形燃烧室 与环管燃烧系统比较，与之相当的环形燃烧室的壁面积少得多，因而，防止火焰筒壁烧 穿所要求的冷却空气量大约也少 15%。冷却空气量的这一减少提高了燃烧效率，因此，实 际上消除了未燃烧的燃油，并将一氧化碳氧化成无毒的二氧化碳，从而减少了对空气的污染。 将空气雾化喷嘴引入这种类型的燃烧室大大改善了燃油为燃烧所做的准备，因空气会进 入靠近喷嘴处的燃油喷雾中，而这些喷雾都是过度富油的。这大大减轻了初始碳粒的形成。 4、折流式环形燃烧室 折流式环形燃烧室的火焰筒由内、外壁组成。对小型燃气涡轮发动机．因其流量小，转 速高，可以采用离心式压气机和燃油从发动机轴内腔经甩油盘离心甩出的供油方式。为了充 分利用空间尺寸，缩短转子支点的距离，所以常采用折流式环形燃烧室。美国 J69 发动机采 用了折流式环形燃烧室。 5、回流式环形燃烧室 回流式环形燃烧室的火焰筒由内、外壁和环形圆顶组成。这种燃烧室也用在带有离心式 压气机的燃气涡轮发动机中。从压气机出来的气体，在组织燃烧和与燃气掺合的过程中要经 过两次折转再流入涡轮部件。燃烧室的燃油是由在环形圆顶部的喷嘴提供。 六、燃烧室性能指标 燃烧室必须能够允许燃油在范围广泛的工作状态下有效地燃烧而不致产生巨大的压力 235 损失。此外，如果火焰熄灭了，它必须能够重新点燃。在完成这些功能时，火焰筒和喷嘴雾 化器部件必须在机械上是可靠的。 燃气涡轮发动机按等压循环工作，因而，燃烧过程的压力损失必须保持在最低水平。在 提供足够的湍流和掺混时，总压损失在燃烧室进口空气压力的 3~8%之间变化。 1、燃烧强度 由燃烧室或任何别的热量发生装置放出的热量取决于燃烧区的容积。因而，为了获得要 求的高功率输出，一个相当小而紧凑的燃气涡轮燃烧室必须以极高的放热率放热。例如，在 起飞状态，一台罗尔斯·罗伊斯公司的 RB211-524 发动机每小时消耗 9368kg 燃油。这种燃 油具有大约 43120kJ/kg 的热值。因此，该燃烧室每秒释放将近 112208kJ 的热量。换言之， 这种潜在的热量消耗率相当于大约 150000 马力。 燃烧室容热强度定义为燃烧室在单位压力下、单位容积内燃料燃烧每小时所释放的热 量。 式中 fW ， uH ， cη ， tP3 ， cV 分别为燃料流量，燃料低热值，燃烧效率，燃烧室进口总压 及燃烧室体积。也可以按火焰筒体积 fV 定义容热强度， 一般，主燃烧室的 )/()908750( 3 PahmkJQV ⋅⋅−= ； 火焰筒的 )/()20731234( 3 PahmkJQVf ⋅⋅−= ； 地面燃气轮机的 )/()20779( 3 PahmkJQVf ⋅⋅−= 。燃烧室容热强度是反应其 结构紧凑性的指标。容热强度大意味着燃烧室尺寸小，重量轻。 2、燃烧效率 燃烧室的燃烧效率特性一般是指燃烧效率随燃烧室空气/燃油比、进口气流速度、温度 和压力等变化的规律。大多数燃气涡轮发动机在海平面起飞状态下的燃烧效率几乎是 100%， 在高空巡航状态降低到 98%，如图 13.9 所示。在气流状况一定的情况下，有个最高燃烧效 率值，一般是发动机的设计点。偏离这个点所对应的空气/燃油比，燃烧效率都将下降，在 偏富一边下降变化陡些，偏贫一边下降变化平缓些。 在偏富一侧,(1)头部在设计状态时本来就是富油(α≈0.4)，这时由于供油量的增加就 更富，于是过多的油要吸热蒸发，使头部温度下降，燃烧反应速度减慢，显然后来主燃孔及 补燃孔又进来大量空气使α上升，但炽燃区后移，有可能在回流区尾部和回流区之后的区域。 这里流速较高，可燃微团停留时间较短，在流出火焰筒时，尚有部分油珠来不及燃烧而导致 cη 下降。(2)供油量过多容易造成较大油珠的数量增加，在走完火焰筒全程时尚未燃烧。(3) 头部过富油容易产生积炭及冒烟，这不仅使从烃类燃料中析出的 C 未再反应生成 CO 2 ，而且 会破坏气流结构，影响燃烧区的正常工作。(4)过分的富油往往使炽热区脱离回流区而导致 熄火，也容易引起振荡燃烧和由于温度过高而将火焰筒烧坏。 ct cuf V VP HW Q 3 3600 η= ft cuf Vf VP HW Q 3 3600 η= 236 图 13.9 燃烧效率随空气/燃油比变化 在偏贫油一边,在头部燃烧进行得较为充分，因此 cη 下降得较为缓慢。其所以也下降 是由于总的温度较低，较多的冷空气较早地掺入，使得反应速度降低，导致 cη 下降。 过低的供油量使离心式喷嘴供油恶化，不仅使得燃烧效率迅速下降，而且也容易造成 火焰熄灭。 发动机燃烧室一般在总余气系数α Σ＝3.5～5.5 之间工作，此时效率变化不大，约为 0.95～0.98。但在发动机的过渡状态，贫油—边可达 Σα ＝30～50 以上，偏富油状态可达α ≈2，但这时间都很短，不致影响发动机的正常工作。 3、燃烧稳定性 燃烧稳定性是指在宽广的工作范围内平稳燃烧和火焰保持在燃着状态的能力。就任一具 体燃烧室而言，都有空气/燃油比的富油极限和贫油极限，超出这些极限火焰就会熄灭。在 发动机慢车状态下下滑或俯冲期间极有可能出现熄火，这时的空气流量大而又只有很小的燃 油流量，即很贫的混合强度。 空气/燃油比在富油和贫油极限之间的范围随空气速度的增加而减小，并且，如果空气 质量流量的增加超过一定的值，就会熄火。典型的稳定性包线如图 13.10 所示。由稳定包线 规定 关于下班后关闭电源的规定党章中关于入党时间的规定公务员考核规定下载规定办法文件下载宁波关于闷顶的规定 的工作范围显然必须覆盖燃烧室的空气/燃油比和质量流量变化范围。 点火过程有贫油和富油极限，类似于图 13.10 中表示稳定性的极限。然而，点火包线在 稳定包线以内，因为在点火起动冷状态下建立燃烧比发动机正常工作状态下燃烧要困难得 多。 图 13.10 稳定燃烧极限 4、点火可靠 在发动机起动和空中再点火时，要求燃烧室能可靠地点火、迅速起动并转入正常工作。 237 这是燃烧室和发动机能否正常工作的关键。一般在地面工作时，由于大气压力和温度较高， 点火起动比较容易。但是，在冬天，特别是发动机在高空熄火而需要再点火时，发动机处于 风车状态(即此时飞机靠惯性仍在飞行，气流进入发动机内吹动压气机旋转)，压气机出口气 流速度很大，而这时大气压力和温度又很低，耍实现可靠地点火就很困难，而且飞机无动力 滑翔，处于危险状况。加力燃烧室位于涡轮后面，燃气压力比主燃烧室空气压力还要低，在 高空接通加力时，点火就更加困难。驾驶员急切希望发动机能迅速点火启动，这时只能采取 降低飞机高度达到点火启动的目的． 为了比较点火性能的好坏，常用在一定的进口气流参数(压力、温度和流速)下，燃烧室 能够实现可靠点火的富油极限及贫油极限的范围大小来表示。在燃烧室中，用油气比或余气 系数来表示燃油—空气混合气贫油或富油的程度。显然，这一范围越宽，表示点火性能越好。 燃烧室的点火性能一股用点火特性线来描述。点火特性线是在一定的进气条件)下，顺利实 现点火的混气浓度(一般用余气系数α 或油气比 f表示)范围所形成的点火包线。通常是通过 实验取得，以供飞机飞行时参考。 发动机的点火高度也是评定飞机或发动机的一个性能指标，目前达到的高度为 8—9km， 采取补氧等措施后可达 12—13km。提高点火高度，也是目前研究的重要课题。 5、出口温度场符合要求 燃烧室出口的燃气流向涡轮叶片，考虑到高速旋转的涡轮叶片承受应力已很大，再加上 高温气流的冲击，工作条件十分恶劣。于是要求燃烧室出口气流温度场符合涡轮叶片高温强 度的要求，不要有局部过热点，以保证涡轮的正常工作和寿命。 温度分布要求： (1)火焰除点火过程的短暂时间外，不得伸出燃烧室； (2)沿涡轮进口环形通道的圆周方向，温度尽可能均匀，在整个出口环腔内最高温度 T*3max 与平均温度 T*3m之差 max3TΔ 不得超过 100—120oC。 (3)沿叶高(径向)温度分布应符合中间高两端低的要求。 在叶根部分由于离心力的作用使及涡轮盘榫头，连接部位应力很大，温度过高将严重 影响它们的强度。叶尖部分叶片很薄，散热条件差，很容易被烧坏，温度过高使叶尖刚度和 强度都变弱。因此叶根和叶尖部分温度都不能过高。经理论分析及实验判定，只有在离叶根 2／3 处温度允许高些，这是等强度原则在这里的具体运用。因此规定了如图所示的温度分 布曲线。 通常用温度系数 mδ ，来衡量燃烧室出口截面温度分布的均匀度。 mδ 通常不得超过 20％。 对于涡轮叶片来说，避免过热点的原因，是因为交变热裁荷很容易使叶片因热疲劳而变 形或断裂，将会造成严重事故或缩短叶片的寿命。 燃烧室出口温度场要调到允许的范围内是不太容易的。有时耍做许多工作，费许多时间， 才能达到目的。 6、压力损失小 气流流经燃烧室要产生压力损失。它主要包括摩擦损失、扩压损失、穿过火焰简的众多 大小孔产生的进气损失、掺混损失以及燃烧加热引起的热阻等等。这些损失是不可避免的， 因为气体流过燃烧室并且在燃烧室中喷入燃油燃烧，不可避免的会使气流的总压下降，但希 238 望它小一些。因为压力的任何损失都会降低气流在涡轮及尾喷管内膨胀作功的能力，使得发 动机的推力及经济性下降。 根据造成损失的来源大致可分为四部分： (1)扩压器中由于扩压作用的流体损失。 (2)火焰筒进气损失。从压气机经过增压的气流，以不同方式不同功用分几股进入火焰 筒。这些气流进气时大致都经过摩擦、冲击、转弯及突扩等引起损失，特别是旋流器及众多 小孔引起的损失较为突出。 (3)火焰筒的总压损失。 一部分是燃料喷射雾化掺混及燃烧后与冷却空气的掺混引起的总压损失；另一部分是 回流区强湍流扰动形成的损失；第三部分是燃料燃烧使气流加热引起的总压损失，即热阻损 失。 (4)气流流过通道内的各种障碍物(如喷嘴及点火器支杆、联焰管支板、挡板等)及通道 表面产生摩擦造成的损失。流过障碍物后产生旋流亦造成损失，这些损失统称为附加损失。 由于相对于其它损失来说数值较小，一般不予考虑。 流阻系数（阻力系数） 2cψ 定义： )2/( 2 * 34 g cp MMcM γψ Δ= 式中“M ”表示燃烧室最大截面，“3”和“4” 分别表示燃烧室进出口截面。流 阻系数的特点是：在燃烧室主要工作状态下，基本上是个常数。实际上，它是流体力学中的 欧拉相似准则，即 2/ ρωpEu Δ= 。当燃烧室内的气流的 Re 数(Re＝ ν ρωD )大于 10 5～10 6 时，流动进入自模化, uE 或 2cψ 为一定值。 流阻系数 cψ 一般反映燃烧室结构在流体力学方面的完善性，而总压恢复系数则直接反 映燃烧室流体损失的大小，这除了与燃烧室的加热比有关外，主要决定于流过燃烧室的气流 平均速度。据气体动力学知识，在燃烧室工作的气流速度范围内流体损失与流速的平方成正 比，这也是 cψ 为定值的原因。 下面我们讨论建立在燃烧室压力损失、流阻系数及气流速度(以燃烧室的主要尺寸和状 态参数来表示)之间的关系上的流阻特性。 最大截面的流量即燃烧室的流量为 MMMa cFm γ= ，由于燃烧室内气流的马赫数不 大，可近似认为是不可压缩流，于是 3p ≈ *3p 以及 γγ =M = 33 RTp ，代入上式，得 =cMψ 2 3 3 * 34 2 ⎟⎟⎠ ⎞ ⎜⎜⎝ ⎛ Δ MM a F m gRT p p γ & = 2 3 3 3 * 3 * 34 2 ⎟⎟⎠ ⎞ ⎜⎜⎝ ⎛ Δ M a F m p RT gRT p p & 2 3 3 * 3 * 34 2 ⎟ ⎟ ⎠ ⎞ ⎜⎜⎝ ⎛ Δ= M a Fp Tm g R pp & 于是 2 3 3 * 3 * 34 2 ⎟ ⎟ ⎠ ⎞ ⎜⎜⎝ ⎛=Δ M a cM FP Tm g R p p &ψ 239 上式基本上是三组参数，一个是 * 3 * 34 P PΔ ，即总压损失占进口总压的百分比，一个是阻 力系数 Cψ ，另一个是 M a FP Tm 3 3& ，这个参数可以把它看成是基准截面的平均气流速度 MC 的 衡量尺度。 因为： M a FP Tm 3 3& = 33 3 3 1 TR c TRF RT p m M M a =& 在给定的燃烧室（ MF 一定）和一定的压气机工作状态下（ 33 ,, TPma ，均不变），参 数 M a FP Tm 3 3& 正比于 Mc 。 把上述三组参数以 cMψ 为参变量，纵坐标为 *3*34 ppΔ ，横坐标为 M a FP Tm 3 3& 作图 5-25， 即可作为设计中选定燃烧室尺寸的原始依据。 不同类型的燃烧室的这三个参数的典型数据列于表 5—3。从表中可以看出，三类燃烧 室的总压损失相差不多，但环形的 cMψ 要小些，而 M a FP Tm 2 2& 最大。这显示了环型燃烧室的优 点，大的 M a FP Tm 2 2& 意味着 MF 较小，可减小飞机的迎风面积，而 Mc 较大,但 cMψ 反而减小， 使得燃烧性能提高。三类燃烧室的压力损失如表 13.1 所示。 表 13.1 燃烧室压力损失 燃烧室类型 * 3 * 34 ppΔ cMψ M a FP Tm 3 3& 单管燃烧室 0.07 37 0.0036 环管形燃烧室 0.06 28 0.0039 环形燃烧室 0.06 20 0.0046 7、排放尾气 在排气中发现的不希望有的污染物是在燃烧室中产生的。有 4 种主要污染物是受法规控 制的。它们是未燃烧的碳氢化合物（未燃烧的燃油）、烟（碳粒）、一氧化碳和氮的氧化物。 影响污染物生成的主要条件是压力、温度和时间。 在主燃烧区的富油区里，碳氢化合物转化成一氧化碳和烟。新鲜的稀释空气可用于在稀 释区中将一氧化碳和烟氧化成无毒的二氧化碳。燃烧过程在稀释区的继续进行还能减少该区 中未燃烧的碳氢化合物，以确保完全燃烧。 在抑制其它污染物的同时会产生氮的氧化物。因此，我们希望使火焰尽快冷却下来并减 少燃烧可用的时间。这些矛盾需要进行折衷，但是，燃烧室设计与性能的连续改善已经导致 燃烧过程“清洁”多了。 8．寿命长 燃烧室内火焰温度很高，火焰筒壁面经常受着高温燃气的侵蚀。由于气流和火焰的紊 流脉动，使火焰筒承受着交变的高温燃气引起的热应力。火焰筒经常产生裂纹、烧蚀、掉坎、 240 变形等故障。现代航空燃气涡轮发动机的燃烧室内，火焰筒都是用高性能的耐热钢板制成的。 为了防止过热、烧蚀和延长寿命，火焰筒壁面都采用了有效的冷却措施，以保证在较长的寿 命期内安全可靠地工作。 这些要求之间往往出现矛盾。例如火焰稳定性与气流压力损失之间的矛盾，容热强度 与寿命之间的矛盾。因此根据飞机的不同用途，要折中考虑。 七、材料 燃烧室包容壁及内部零件必须能够承受主燃烧区中很高的燃气温度。实际上，通过采用 现有的最好的耐热材料、耐高温涂层，以及用冷却火焰筒的内壁作为它与火焰的隔离层已经 实现了上述要求。 燃烧室还必须承受由燃烧产物造成的腐蚀、温度梯度产生的蠕变失效和由振动应力产生 的疲劳。 §13-2 航空发动机加力燃烧室 一、加力燃烧室概述 加力燃烧（或复燃）是增加发动机基本推力以提高飞机的起飞、爬升以及军用飞机的作 战性能的一种方法。可以使用较大的发动机以获得推力增加。但是因为这样会增加飞机的重 量，迎风面积及总的油耗。加力燃烧是在短时间内增加推力的最好方法。 加力燃烧包括在发动机涡轮和喷管的推进喷口之间喷油和燃烧，这样可利用排气流中未 燃烧的氧气来支持燃烧（图 13.11）。结果，排气温度增加使推进喷管的喷气速度增加，因此 也增加了发动机的推力。 由于加力燃烧室的火焰温度可以大于 1700℃，通常需要恰当安排燃油喷嘴以使得火焰 集中在喷管中心线周围。这就允许一部分涡轮排气沿着喷管壁流动，从而使喷管壁面的温度 保持在一个安全的数值。 图 13.11 加力燃烧原理 对同一种发动机来说，加力燃烧的喷管面积要比正常喷管的面积大以获得减速气流。为 了在各种情况下工作，加力燃烧的喷管装有一个双位或可变面积的喷口（图 13.12）。喷口在 非加力工作时要关小，但在选择加力燃烧时，燃气温度增加，喷口打开，使出口面积适合燃 气气流容积的增加。这样就避免了喷管压力的增加，喷管的压力增加会影响发动机的功能。 241 这样还能使加力燃烧在发动机的广大转速范围内加以使用。 图 13.12 加力喷管 加力燃烧的发动机推力，在没有加力燃烧时，比没有装加力设备的类似发动机的推力稍 微小一些；这是因为喷管中的流体阻力增加了。由于较重的喷管和加力燃烧设备，动力装置 的总重量也增加了。 在低涵道比发动机中实现加力燃烧是先将外涵气流和涡轮气流混合，然后喷入加力燃 油，并到达稳定器系统，所以燃烧是在混合好的排气流中进行的。另一种方法是分别在外涵 道气流和涡轮气流中喷入燃油并稳定火焰，使可用得燃气燃烧并在最后的喷扣处达到共同的 出口温度。采用这种方法，燃油是按 计划 项目进度计划表范例计划下载计划下载计划下载课程教学计划下载 分别向每股气流喷注的，而且通常在热气流和冷气 流中的火焰稳定器之间形成某种形式的相互连接，以促进外涵道冷空气流中的燃烧过程。 二、加力燃烧的工作原理 1、加力燃烧室工作过程 从发动机涡轮出来的燃气流以每秒 250~400 米的速度进入喷管。但是由于速度太高，无 法维持稳定的火焰。所以，在气流进入加力燃烧室的燃烧区之前，应该先行扩压，也就是说 降低气流速度，增加压力。但是，因为在正常的燃油与空气混合比状态下，火焰传播速度只 有每秒几米，所以即使在扩压的空气流中，任何点燃的煤油也会被吹灭。因此，将火焰稳定 器（蒸汽槽）设于燃油喷嘴的下游，提供一个湍流旋涡形成的区域以帮助燃烧，并且在此区 域内，当地燃气速度进一步降低以使得火焰能保持稳定。 2、雾化与混合 雾化的燃油通过一些喷嘴喷射到喷管内，这些喷嘴的布局能使燃油均匀地分布在火焰区 域。燃烧是靠催化剂点火器引发的，点火器产生的火焰是由于喷射在铂基元件上的燃油空气 混合物的化学反应形成的；或利用喷嘴附近的点火电嘴或从发动机燃烧室内生成的火焰热流 （图 13.13）引燃而成：后一种方法被称为“热射流”点火。一旦燃烧开始，燃气温度就会 升高，燃气通过面积扩大的推进喷管膨胀加速以产生额外的推力。 242 图 13.13 加力燃烧的几种点火方式 3、点火 由于燃气流从涡轮进入喷管时的温度很高，或许人们设想混合物会自发点燃。实际上并 非如此，因为尽管冷火焰可在 700℃的温度时形成，但是燃烧在 800℃以下是不可能进行的。 即使在海平面时能发生自发点火的话，那么在大气压低的高空就不可能了。点燃的火花或火 焰必须有相当大的强度才能使点火工作在高空中完成。 4、火焰稳定 为了使系统顺利的工作，需要有稳定的火焰，这种火焰在范围宽广的混合物浓度和燃气 流量中均将能稳定地燃烧。这种混合物还必须能在所有的飞行条件下都能容易点燃，并且必 须在极少压力损失的情况下维持燃烧。 三、加力燃烧室结构 1、喷嘴 喷嘴系统由几个环形同心输油总管组成，总管用喷管内的支板支撑。燃油通过在支板中 的供油管供到输油总管，然后通过燃油总管下游一侧的许多的孔，把燃油喷射到几个火焰稳 定器之间的火焰区。火焰稳定器为圆头的 V 型剖面环形圈，安装在燃油喷嘴的下游。另一 种系统包括一个附加的分段输油总管，它安装在火焰稳定器中。 2、喷管 加力燃烧的喷管是用耐热镍合金制作的，比一般的喷管需要更好的隔热能力，以防止燃 烧的热量传到飞机结构上。喷管可以是双层结构，外层承担飞行载荷，内层承受热应力；在 内与外层之间经常有冷却空气流过。还采取了容许膨胀和收缩的措施，和防止喷管连接处漏 气的措施。 一种类似于喷管材料的环形隔热屏常常被装在喷管内壁中以改善喷嘴后部的冷却。隔热 屏由多段组成，用波纹状冷却板连接，形成了单独的一层。隔热屏的后部是一些搭接的耐火 “板”，沿圆周铆接。隔热屏也防止燃烧的不稳定性产生过大的噪声和振动，这些过大的噪 声和振动也会造成加力燃烧室的结构损坏。 3、推进喷管 推进喷管的材料和结构与喷管类似，作为一个独立的装置固定在喷管上。双位置的推进 243 喷管有两个可移动的半圆形调节喷口，由作动筒或气压作动筒操纵，使它处于打开或关闭的 位置。面积可调的推进喷管有一圈联锁的鱼鳞片，鱼鳞片铰接到外壳上，并用一个外罩罩上。 鱼鳞片通过有动力的作动筒操纵到关小位置，靠气动载荷吹开到中间或打开位置；鱼鳞片位 置的控制是通过控制装置完成的，泵向作动筒提供动力。 4、控制系统 显而易见，为了使加力燃烧室系统达到满意的工作效果，燃油流量和推进喷管面积这两 个功能必须协调一致。这两个功能是根据喷嘴的燃油流量来决定喷口面积而相互关联起来 的，反过来也一样。驾驶员控制加力燃油流量或者喷口面积，它们是与压气机出口/喷管压 力传感装置（压力比控制装置）连在一起的。当加力燃油流量增加时，喷口面积增加；当加 力燃流量减少时，喷口面积也减小。无论喷口面积和燃油流量是多少，压力比控制装置均保 证涡轮前后的压力比不变，并且也保证了发动机不受加力工作的影响。 由于加力燃烧需要较大的燃油流量，所以需要使用额外的油泵。这种泵一般为离心式或 齿轮式，当选用加力燃烧时能够自动供油。该系统为全自动的，在加力燃烧室失效时，具有 “故障安全”的特点。当选用加力时，信号传输给加力燃烧室燃油控制装置。该装置决定泵 的总供油量，并且控制分配给喷嘴组建的燃油流量。喷嘴喷出的燃油点然后，使喷管压力 （P6）增加。这就改变了涡轮前后的压力比（P3/P6），喷管出口面积自动增加一直到正确的 P3/P6 比恢复。随着加力程度进一步加大，喷口面积也逐步加以保持一个满意的 P3/P6 比。 操纵推进喷口时要克服燃气流作用的巨大“阻力”载荷，所以在控制系统中装有一个泵 和液压或气压驱动的作动筒。系统使用了滑油作为液压介质，但是有些系统使用燃油作为介 质。喷管的运动是通过液压作动筒来实现的，液压作动筒由一个滑油泵加压，泵的输出由从 压力比控制装置来的操纵杆控制。在要求增加加力程度时，加力燃烧室燃油控制装置使燃油 泵输出量作相应增加。喷管压力（P6）因此增加，改变了涡轮前后的压力比（P3/P6）。压力 比控制装置改变滑油泵的输出量，造成了在喷口鱼鳞片上的液压作动筒载荷与燃气载荷之间 不平衡的状况。燃气载荷打开喷口以增加其出口面积，并且当喷口打开时，喷口面积的增加 恢复了 P3/P6 比。压力比控制装置又改变滑油泵的输出量直到液压作动筒载荷及喷口鱼鳞片 上的燃气载荷之间恢复平衡。 四、加力燃烧室性能 1、推力的增加 由加力燃烧造成的推力的增加完全取决于燃油在燃烧之前和之后喷管绝对温度之比。例 如：忽略由于加力燃烧室装置和燃气流动量变化造成的微小损失，增加的推力可按照下面的 方法进行计算。 假设加力燃烧前的燃气温度为 640℃（913K），开加力后为 1269℃（1542K），则温度 比 69.1 913 1542 == 。喷气流的速度按温度比的平方根增加。因此，喷气速度的增加倍数 3.169.1 == 。即喷气流的速度增加了 30%，这时发动机的静推力也增加了 30%（图 13.14）。 通过装载加力燃烧装置，低涵道比发动机可获得高达 70%的静推力增加，且在高的前 进速度时能获得比这一增加量大好几倍的推力增加。在低涵道比发动机上获得的推力增加量 大，是因为在排出的燃气流中有大量的氧气以及排气流的初始温度较低。 在喷管中继续增加燃油量以至完全用完可用的氧气是不可能的，因为喷管经受不住其造 成的高温，完全燃烧也无法保证。 244 图 13.14 推力增加与温度比的关系 2、燃油消耗 加力燃烧总是造成耗油率的增加，因此，使用加力一般都限制在很短的一段时间内。必 须给燃气流增加额外的燃油以获得所要求的温度比（第 19 段）。由于温度升高不是发生在压 力的峰值状态，因此燃油的燃烧不如在发动机燃烧室中燃烧得那么有效，结果造成耗油率较 高。比如：假设在海平面速度为 0.9 马赫，没有打开加力时燃油消耗率为 1.15kg/h/daN，如 图 13.15 所示，在同样的飞行条件下，如有 70%的加力，则耗油率将增加到大约 2.53 kg/h/daN。 高度增加到 11Km 时，由于进口空气温度减小的缘故，这个 2.53 kg/h/daN 的耗油率会稍微 下降一点，为 2.34 kg/h/daN。当额外的油耗与提高了的起飞和爬升率结合在一起考虑时，就 会发现，为了减少达到作战高度的时间所需要的燃油量并不是很多。 图 13.15 燃油消耗率的比较 五、振荡燃烧 振荡燃烧常发生在加力燃烧室中，主燃烧室的振荡燃烧是很少见的。 1、 振荡燃烧的特点和类型 245 图 13.16 振荡燃烧压力脉动示波图 （a）正常燃烧；（b）振荡燃烧；（c）间歇振荡燃烧。 振荡燃烧是加力燃烧室筒体内燃烧时气柱的脉动现象，其频率范围相当宽，从音频到亚 音频都有，如图 13.16 所示常用压力示波图来表示振荡频率及强度。 图 13.16(a)为正常平稳燃烧的示波图，其特点是高频和小振幅，频率为 3000Hz 以上， 压力脉动幅度 %100 <Δ pp ，这种脉动非但对燃烧无害，反而会使火焰传播速度加快， 燃烧效率提高。 图 13.16 (b)为振荡燃烧波型，频率从数十赫到数千赫，可分为三种，200～3000Hz 之 间者称为高频振荡燃烧，因伴随尖叫啸声，又称啸声燃烧，10％＜ %200 <Δ pp 。高频 振荡一般不致于引起熄火但可引起薄壁零件的颤振和筒体过热而损坏，而且噪声尖烈，引起 人们不舒服的感觉。 频率 20～30Hz 之间的振荡燃烧为低频振荡燃烧，发出低沉的嗡鸣声，尤如滚雷，又称 嗡鸣燃烧，介于低频和高频振荡之间的为中频振荡燃烧，低频和中频振荡燃烧燃波形有明显 的周期性，压力脉动幅度较大， %200 >Δ pp 或更大些，表现为不稳定的粗暴燃烧，可 引起发动机转速摆动，加力燃烧室筒体过热，加力比下降，薄壁零件颤振、开裂，连接件振 松、脱落，有可能很快导致熄火。 图 13.16 (c)为间歇振荡，为无节拍地间歇“放炮”，每秒约几次至十几次。波形周期 长短不同，在波峰上重叠有高频增幅的小波动。压力波动幅度很大， 0ppΔ ≥（50～100） %，甚至更大，燃烧非常粗暴，噪声十分强烈，有时几“炮”后招致熄火，振荡时破坏性很 大，不仅将发动机振坏，严重时发生共振，往往将试车台、房屋、门窗玻璃等振破，应设法 避免。 按照气体质点振动方向，振荡燃烧又可分三种基本类型，如图 13.17。 图 13.17 筒体内质点振荡的基本类型及压力脉动曲线 （a）一阶模纵向振荡（n=m=0,L=1）；（b）一阶模横向振荡（n=L=0,m=1）；（c）一阶模径向振荡（m=L=0,n=1） 1）纵向振荡[图 l3.17(a)] 脉动气体顶点是沿管道轴线运动。图中竖线代表瞬时等压面(压力波面)，纵向振荡的脉 246 动方向是左右周期性交替变换。 2）横向振荡[图 l3.17 (b)] 右图中为质点运动方向、左图为等压面(压力波面)。因加力燃烧室为圆筒形，横截面内 等压面一股不是平面而是曲面(通过直径那个等压面为平面)，气体在横截面内左右脉动，纯 横向振荡，压力在壁面达到最大值，而在中心线处为零。在管道的另—侧，奇数阶振荡的压 力波是反相的，对于偶数阶振荡则是同相的。 3）径向振荡[图 l3.17 (c)] 这种振荡也发生在燃烧室的横截面内，气体质点的脉动是沿半径方向(右图)。即在圆心 和圆周之间来回脉动，而等压面则呈同心圆筒状。管道中心处的压力在奇数阶振荡时与壁面 外的压力位相差 180゜，在偶数阶振荡时二者同相位。 上述振荡都是最简单的一阶振荡，实际上的振荡要复杂得多。很可能有二阶或高阶成分，而 且是上述三种基本型式的不同方式的复合，下面将介绍—种气柱的纵向振荡。 2、加力燃烧室的激振因素 加力燃烧室工作的可能引起的振荡燃烧因素很多，但主要的有以下四种： (1)发动机转速引起的燃烧室振荡 这种气流扰动主要是涡轮叶片旋转(有时可能还有压气机或风扇而引起的旋涡湍流)。涡 轮的旋转频率 60nfn = (n 为转子的转数)是激起气流脉动的原始频率。频率为 nf 的脉冲力 F( nf ,t)可用傅氏级数展开 ( ) ∑∞ = ++= 1 0 )2cos(, κ φπ knkn tfkFFtfF 脉冲力为一个不变的力 0F 与一系列倍频谐力之和，前一两个谐力是主要的。如果这些 谐力小的一个(即 k＝1 或 2)与气柱的自振频率合拍共鸣时，气柱即产生振荡，因此即使在 没有燃烧的情况下，由于转速引起的扰动，也可能引起加力燃烧室的气柱振荡。 (2)旋涡脱落引起的燃烧振荡 加力燃烧室内扩散段有一些障碍物(如整流支板、供油环及喷嘴、稳定器等)。气流流过 障碍物后产生旋涡尾迹，扩压器尾缘附面层分离也会卷翘成旋涡，特别是火焰稳定器的后缘 形成的旋涡较强大，在一定的 Re 数范围内并且在没有干扰时才稳定，若流速脉动或声频振 荡幅度大，则稳定器后的旋涡被推挤抖甩而脱落。旋涡脱落的瞬间形成强干扰。使回流区歪 曲变形，火焰锥也因此颤抖变形，旋涡脱落后，在原旋涡区又很快形成新的旋涡，暂时恢复 到稳定的状态。如此周而复始，连续发生强干扰。 旋涡脱落的频率 vf 可表示为 h u sf sv = 式中 su ——为稳定器所在截面的气流流速； h——稳定器槽宽； s——无因次判别数，一般取 s=0.195。 若旋涡脱落频率 vf 等于气柱声频振荡率的倍数，也会激起共鸣振荡，使压力脉动扩大。 从上式可看出，稳定器槽宽 h 太大，则旋涡脱落频率 vf 比较低，脱落时干扰较大，容易激 起共鸣振荡。所以同样堵塞比，为了减少振荡，用多排稳定器而不用单环稳定器，这样做流 阻损失会大些，燃烧效率会高些。若采用辐射状稳定器，由于产生辐射状小涡串不会同时都 脱落，产生振荡的可能性较小，燃烧较平稳。 (3)供油脉动引起的燃烧室振荡 供油脉动主要是因压力脉动造成(如用柱塞泵供油)，供油压力 fpΔ 的脉动引起供油量 247 fm 或局部余气系数α的脉动，因此引起燃烧过程的放热率 q 的脉动与压力脉动 pΔ 合拍, 则成为激振源，而使 ± pΔ 幅度加大，形成振荡燃烧。因 fpΔ = 0pp f − 引起供油脉动的因 素有两个，一个是供油系统本身脉动，另一个是腔室气体压力脉动造成。 在高温低压条件下，油路及离心式喷嘴旋流室内的周期气塞现象也是形成激振的重要因 素。而且往往引起粗暴的低频振荡燃烧。 (4)燃烧本身引起的脉动 新鲜混气自吸热升温到激烈燃烧要经历一个着火感应期 iτ 。 iτ 与当地温度、压力的关 系密切。可用 RTEi ep −2τ ＝常数表示。我们认为稳定器边缘处的温度不变，则 =2piτ 常数， 也可写为 ( ) 常数=+Δ±= 20200 ppp ii ττ 式中 ττ ，0i ——平均脉动期及脉动燃烧时的感应期； 0p 、 ( )0pp +Δ± ——平均混气压力及脉动燃烧时的混气压力。压力脉动导致感应期脉动， 于是可观察到火焰锥忽前忽后，忽张忽合，放热量 qΔ± 呈周期性变动，放热量变动的频率 为 qf 。 加力燃烧室若出现声频驻波振荡，则在波腹处压力脉动幅度最大。如果发生脉动燃烧时， 稳定器边缘正好在驻波的波腹外，而此时压力脉动频率 0f 恰好是脉动燃烧频率 qf 的倍数， 则 qp Δ±Δ± 和 同步谐振，即正在高压时加热量增大，正在低压时加热量减小，因而激起增 幅振荡，这称为加热自激振荡。 图 13.18 加热自激振荡及衰减振荡 （a） 2 0 πφ <≤ 高压加热自激振荡；（b） πφπ ≤< 2 低压加热衰减振荡。 图 13.18(a)说明 qΔ± 落后于 pΔ± 的相位差， 2 0 πφ ≤≤ 时，则 pΔ 与 qΔ 互相促进激 起增幅振荡，若相位差在 2 π < πφ ≤ 范围内，则 qΔ± 与 pΔ 互相抵消，形成热衰减振荡。 3、加力燃烧室气柱纵向振荡 这里以加力室气柱纵向振荡为例，进行分析。 1)、加力燃烧室的折合长度 加力燃烧室冷段和热段的分界面是火焰稳定器的后缘(实际着火截面在后缘之后的一段 小距离)，冷段前端是涡轮,热段的后端是尾喷口，涡轮和尾喷口多半是在临界或超临界状态 下工作，可以隔断压力波的传递，可以认为全段是两端封闭的，于是冷气柱大致相当于加力 室的扩压段，热气柱相应于稳定器后的燃烧段。 冷气柱的折合长度为 c e F VL 11 = 248 式中 V 1 — 扩压器有的效容积，V 1＝V m－V c， V m是扩压器壳体所包围的容积， V c是整流锥容积。F c — 尾喷口的临界面积，F =c 24 cD π , cD 为尾喷口临界直径。 热气柱的折合长度为 c e F VL 22 = 式中 V 2 — 稳定器后缘燃烧段的总容积。 2)、加力燃烧室折合气柱的纵向振荡频率及周期 加力燃烧室工作时的冷热气柱都是流动的，现用 u，a 和 Ma 分别表示气柱中气体的平均 流速，平均音速和平均马赫数。以 L e 表示气柱折合长度，τ 表示时间，脚标 1 表示冷气柱， 2 表示热气柱， l表示纵向振荡。 对于冷气柱，压力脉动波顺流和逆流来回传播一次的时间，即脉动周期为 ( )211 111 111 1111 1 2 Maa L ua L ua L eee e −=−++=+= 逆顺 τττ 同理，对于热气柱 ( )222 222 222 2222 1 2 Maa L ua L ua L eee e −=−++=+= 逆顺 τττ 压力波在冷热气流中通过稳定器周围的缝隙相互联系，故压力脉动通过气柱全长一个来回 2L=2(L 1+L 2 )的周期为 ( ) ( )222 2211 121 1 2 1 2 Maa L Maa L ee eee −+−=+= τττ 相应的气柱自振频率为 e ef τ 1= 如果前面所说的转速干扰或供油变化引起的加热量变化频率( nf 、 vf 、 gf 等)与 ef 合 拍，在克服了阻尼而仍有剩余能量时，就会产生纵向振荡燃烧。 22 tec fff += (13-1) 式中 ef ， tf — 纵向及横向（径向及切向）振荡频率。如果只计热段的纵向振荡，则 ( ) 2 2 22 2 1 e e L MaNaf −= 式中 N — 振荡阶次，N = 1,2,3,4……。横向振荡频率为 R aa f mnt 2 2= 式中 2a — 当地音速； mna — 振荡模数（见表 13.2）于切向和径向振型的节点数有关； R — 加力筒体半径。 将 ef 及 tf 代入式（13-1）中可得 ( ) 2222 1 2 ⎟⎠ ⎞⎜⎝ ⎛+⎥⎦ ⎤⎢⎣ ⎡ −= R a L MaNaf mn e c 横向振荡的频率一般要比纵向振荡频率高。 249 表 13.2 振型模数α 0 1 2 3 4 0 0.000 1.2197 2.2331 3.2383 4.2411 1 0.5861 1.6970 2.7140 3.7261 4.7312 2 0.9722 2.1346 3.1734 4.1923 5.2036 3 1.3373 2.5513 3.6115 4.6428 5.6624 4 1.6926 2.9547 4.0368 5.0815 6.1103 表中：m为径向振型节点圆周数； n 为切向振型节点圆周数 实际上加力燃烧室的振荡燃烧问题比上述简化共振腔内的声振问题要复杂得多，特别是 燃烧振荡时的振幅常不是微量的。结果波动方程呈非线性，求解就更加复杂了，此外，气流 的三元流动和沿纵向、径向和周向的温度梯度的存在，都使振荡燃烧问题的解析解十分复杂， 以致迄今尚未能建立精确的理论分析。 4、消除或减弱振荡燃烧的措施 图 13.19 飞行包线内易产生振荡的区域 由于振荡燃烧会使燃烧性能恶化，直接影响发动机性能，更有甚者招致发动机熄火以及 重要零部件被损害给发动机带来灾难，因此有必要对它进行研究，在设计和调试加力燃烧室 时，尽力作到防止、消除或减轻它的危害程度。 图 13.19 示出了在飞行包线内容易产生振荡的区域。 减弱振荡燃烧，从控制气动特性，声学特性以及燃烧特性三个方面着手。具体措施如下： (1)减弱原始的压力脉动，这就需要对扩压段及其间的障碍物进行精心设计、减弱旋涡 强度，防止周期性脱落。 (2)改善火焰稳定器的设计，如将单排改为多排，并加辐射形火焰槽，调堵塞比等。沙 丘稳定器及多孔毛细体稳定器具有良好的抗振性能。 (3)设置阻尼装置，常用为波纹多孔防振屏，它对消除横向的高频振荡比较有效，目前 许多加力燃烧室装有多孔防振屏。 (4)改善供油条件，用多孔直射式喷嘴分区供油，或调整喷油环至稳定器距离，亦能消 减振荡。 250 参考文献 [1] A. H. Lefebvre. Gas Turbine Combustion. McGraw-Hill Co, 1983. [2] 杜声同、严传俊,《航空燃气轮机燃烧与燃烧室》，西北工业大学出版社，1995. [3] 喷气发动机（The Jet Engine）. 英国 Rolls Royce 公司出版，1996. 思考题 1 航空发动机主燃烧室的功用?为什么空气要分股? 2 主燃烧室的燃烧效率是怎样的?试解释它的变化规律。 3 主燃烧室火焰稳定特性有什么特点?