田明
（航空工程系 飞动1601 学号：*************）
摘要：燃烧室（又称主燃烧室）是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的温度。燃烧室是航空发动机三大核心部件之一，其性能直接影响整个发动机性能。本文将介绍航空发动机燃烧室发展的现状和未来，涵盖对燃烧室的设计要求、一些先进的创新燃烧室、燃烧室的一些技术特点和先进的低污染燃烧技术以及对与未来航空发动机燃烧室方面的展望。 关键词：航空发动机；燃烧室；主动燃烧控制；氢燃烧；低污染燃烧技术
0 引言
现代航空发动机燃烧室建立在高性能、高可靠性、宽稳定工作范围的设计基础上。由于发动机的发展要求不断提高推重比，因此，它必须在更高压比和燃烧室进、出口温度下工作，同时
期望高功率下热力循环更有效，这将使未来的发动机工作循环不可避免的产生较高的 NOx 和烟排放，因此，低污染设计就成为燃烧室性能的关键指标之一。[1]本文主要论述现代军用发动机燃烧室和新型燃烧室，并简明论述传统燃烧室的重要改进和设计思想、方法的变化，提出研发的主要框架。
1 现代燃烧室的技术特点
燃烧室是由进气装置（阔压器）、壳体、火焰筒、喷嘴和点火器等基本构件组成，根据主要构件结构形式的不同，燃烧室有分管（单管）环管和环形三种基本类型。 燃烧室的工作条件十分恶劣，而燃烧室的零组件主要是薄壁件，工作时常出现翘曲、变形、裂纹、积碳、过热、烧穿等故障。[2]为此，燃烧室的设计应满足以下要求：
（1）在地面和空气的各种气象条件和飞行条件下，启动点过迅速可靠。
（2）在飞行包线内，在发动机一切正常工作状态下，燃烧室应保证混合气稳定的燃烧，具有高的完全燃烧系数和低的压力损失系数。
（3）保证混合气在尽可能短的范围内完全地燃烧，燃气的火舌要短，特别是不能有余焰流出燃烧室，还应减少排气污染物的产生。
（4）出口的燃气温度场沿圆周要均匀，沿叶片应保证按涡轮要求的规律分布。
（5）燃烧室的零组件及其连接处应具有足够的强度和刚性，以及良好的冷却和可靠的热补偿，减小热应力。
（6）燃烧室的外轮廓尺寸要小，轴向尺寸要短，重量要轻，具有高的容热强度。燃烧室的结构要简单，有良好的使用性能，维护检查方便，使用期限长。
2 燃烧室设计和研究方法的进展
2.1 燃烧室设计的重要改变
（1）火焰筒是燃烧室的主要构件，是组织燃烧的场所。由于燃烧室进、出口温度的提高使火焰筒主燃区温度很高，火焰筒壁面温度相应升高，因此，需要更多的冷却空气用于火焰筒壁面冷却，这相应减少了火焰筒头部的进气量。
（2）火焰筒按其制造方法，可以分为机械加工和钣金焊接两种类型；按其冷却散热方式，又可分为散热片式和气膜式。 火焰筒进气规律的创新设计与传统设计不同。传统设计是指主燃孔、掺混孔和气膜孔的进气规律；创新设计是指采用火焰筒头部和喷嘴的进气占总进气量的 80%~85%，其余为气膜冷却进气的进气规律，基本上无主燃孔和掺混孔，以此实现足够的温升和保证发动机循环工作中的燃烧效率。这更减少了火焰筒的冷却空气，与长寿命设计有很大矛盾。
（3）随着航空发动机推重比的增加， 燃烧室进出口的温度和压力也不断提高，这就要求试验件一方面要满足试验测试的结构要求；另一方面还要改善传统结构适应不断增加的热应力，以及对出口高温气体的冷却处理。火焰筒头部进气量急剧增加，将使点火和火焰稳定更加困难，导致采用强旋流设计以稳定火焰；旋流流动又增加了混气在火焰筒中的停留时间，有利于完全燃烧。[3]
（5）减轻质量对先进燃烧室设计一直很重要，这不仅影响着飞机的载荷能力，而且关系着整个飞机的性能。减轻质量所带来的巨大效益是整个航空界必须认真对待的问题，也是我们永远不断探索的路线。在已采用突扩扩压器和短火焰筒情况下，减轻质量和减少压力损失的主要方法是将扩压器和火焰筒头部整合在一起。此方法是 1 项创新研究。
（6）在研燃烧室设计的 1 种趋势是火焰筒的长度和腔高比＜2，这不利于出口温度分布的均匀性。因此，必须使喷嘴喷出的燃油和空气充分混合，以获得涡轮和火焰筒都允许的合理温度分布。喷嘴和火焰筒头部组合设计不仅在第 4 代燃烧室设计中采用，而且在推重比 15 的发动机中也将进行更有效的优化和发展。[4]
（7）环境保护法规的要求迫使在研燃烧室寻求 1种可变旋流喷嘴，使其在低功率下进行富油稳定燃烧；在高功率下进行低污染排放燃烧。正在研究流体控制的变几何燃油喷嘴，这将会有效解决上述问题，有效的实现低污染排放燃烧，有效的实现可持续发展战略。
上述技术要求都是在权衡、折中，并通过优化来达到设计目标的。
2.2 燃烧室设计方法的进展经过 4 代燃烧室的研发，其设计方法已有了很大进展。概括为：
（1）经验设计法。该方法主要结合以往的经验公式，在前人总结的基础上来研发新的产品，这是任何行业都必要的最有效的方法，正所谓前事不忘后事之师。以试验为主，结合可用的经验公式进行。第 2、3 代发动机燃烧室基本采用这种方法设计。新燃烧室设计要采用基准型燃烧室，并按新机的飞行包线进行燃烧室性能、寿命的预估。
（2）经验与计算燃烧动力学 CCD 相结合方法。该方法在燃烧
oktv室改型中取得重要应用。20 世纪 90 年代后，CCD 的进展已能够进行在研燃烧室的性能、寿命、污染排放水平评定，利用 CCD 对设计过程进行定性指导。第 4 代发动机燃烧室是这种设计方法的产物，美国应用该方法设计了 15 个先进燃烧室和 3 个新结构燃烧室。该方法明显减少了试验次数，节省了研制时间。
3 创新燃烧室
3.1 驻涡燃烧室
GE 公司和美国空军研究实验室曾联合开发了用于航空发动机的驻涡燃烧室 TVC （Trapped Vortex Combustor），它已通过性能评估。曾进行了驻涡燃烧室的基础试验和大量数值模拟，其主要研究结果有：（1）环腔内速度较大，使油气混合速率提高 2 倍。整个燃烧反应都限制在腔内。（2）驻涡腔内气体卷吸空气流较少时，产生富油现象。腔内温度瞬态值为 2100 K 左右。（3）地面点火、贫油熄火、高空点火均优于常规旋流燃烧室 50%，燃烧效率达到 99%以上；稳定工作范围比传统燃烧室宽 40%；（4）凹腔中温升约 1670 K。
3.2 双环腔预混旋流（TAPS）燃烧室
TAPS燃烧室主要应用于民航发动机，主要为了降低NOx。TAPS燃烧室实际采用径向分级燃烧技术，即采用常规值班燃烧技术和预混燃烧技术。TAPS燃烧系统的空气动力设计和研发过程广泛采用单管燃烧室模型试验-扇形段试验-全环燃烧室试验。应用CCD技术定性了解试验件。[5]在CFM56-7B发动机上，进行了发动机性能、排放、恶劣天气和耐久性（4000次模拟叶片循环）试验。DAC TAPS 试验是GE 90发动机在全尺寸环形燃烧室试验器上进行。
4 先进低污染燃烧技术
燃料燃烧所引起的对大气环境污染,其中污染物氧化氮较难处理.为此,世界各国对NOX的污染问题给予高度重视,除了对前述所涉及的各种低污染燃烧室进行了大量的研制工作外;近年来,还对一些新的低污染燃烧技术开展了研究,并促使其迅速发展。到现在为止，国际民航组织 ( International Civil Aviation Organization，ICAO) 已经公布了关于民用航空发动机排放标准的 4 个版本，目前执行的是 2005 年修订后的 CAEP/6( Committee on
Aviation Environmental Protection /6 ) 标准。对冒烟、一氧化碳和未燃碳氢的规定从 CAEP/
1 到现在没有任何改变，主要是对 NOx的限制规定日趋严格［6-7］从 2014 年开始，将执行 CA-EP /8 标准，NOx排放进一步降低 15%，并且考虑设置 CO2的排放标准，对细小固体颗粒物( PM)排放限制也更加严格［8］。本节将对贫油直接喷射、燃料电池和主动燃烧控制等新低污染燃烧技术作简要介绍
4.1 贫油直接喷射
贫油直接喷射(Lean direct injection, LDI)[9]是采用多点直接喷射把燃油输入燃烧室内,在喷射点处为局部富油燃烧,以增加燃烧稳定性,然后与空气快速混合形成均匀贫油混气进行燃烧,消除局部过热点,降低燃气温度,从而抑制NOX的排放.虽然喷射点处为富油燃烧,可能会增加NOX生成.但由于混气在高温区停留时间很短,故增加NOX量很少.LDI的关键技术是如何使燃油与空气迅速混合[10],将该技术与其他低污染燃烧方案一起配合使用,效果更好.
4.2 燃料电池技术
燃料电池是一种不经过燃烧,将氢直接转化为电能和热量的电化学设备,燃料电池也是绿的发动机,因为它以氢为能源,排气中只有水。因此,21世纪的航空推进将从当前依靠化学燃烧
的能源逐渐转向一个采用混合能源的系统,最后将转向大部分依赖基于电化学能源.向绿发动机过渡的第一步是实验性地发展以燃料电池为动力的无人机和通用飞机。因此来说，燃料电池的发展前景是十分广阔的，它将会改变整个航空界能源的重大变革。
4.3 主动燃烧控制技术
主动燃烧控制(Active combustor control, ACC)通过迅速改变燃烧参数实现对燃烧过程的调节,对ACC的研究包括:燃烧不稳定性、出口温度分布系数和污染最小等三方面主动控制技术.目标是验证航空发动机飞行包线范围内污染排放都达到超低水平的主动燃烧控制燃烧室.从长远来看,除了控制燃烧室动态特性外还可提供实时状态监控能力,以便控制使用中恶化,安全地减小混气的富油裕度,从而使NOX排放降到最低.[11]以上三项新的低污染燃烧技术实现难度较大,但它们可使NOX排放降到最小,同时还可提高发动机性能.因此有着广阔的应用前景，值得我们在这方面深入的研究。
5 总结
航空发动机的燃烧室系统及其相关技术是随着航空工业的不断发展而发展起来的，不同的航
空用途对于发动机燃烧室提出了相对不同的性能要求。第 3、4 代战斗机发动机燃烧室是在增压比 25下设计的短环、短突扩压器、机加、分段火焰筒。第4 代燃烧室的燃烧效率并没有明显提高，但强调了可靠性、维修性，突出作战适用性；降低污染物排放并没有作为关键指标设计；浮 壁 结构是 1 项 重大突破。火焰筒头部和喷嘴构成组合体是 1 种创新设计，其进气量占总气量的 80%～85%，这种设计必须采用强旋流，以保证点火可靠和火焰稳定性。驻涡燃烧室是分级燃烧室，其点火、燃烧稳定范围、贫油熄火特性均优于传统燃烧室，适合战斗机发动机；TAPS 燃烧室火焰筒头部组合设计采用径向分级的成熟技术，是 CCD 和试验相结合研发的产物。主动燃烧控制中燃烧室出口温度分布系数控制的关键技术是研发油气管理系统。结合中国发动机燃烧室研发现状，认为燃烧室设计开始就应贯彻结构完整性设计，燃烧效率99%，火焰筒头部强旋流，其主燃区浮壁结构，过多浮壁板造成质量增加，开展喷嘴副油路的主动控制技术；创造条件摸索多喷嘴单元体燃烧室设计及其试验，开展 CCD 和燃烧室目标设计相结合的高效研发过程研究。
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