航空发动机燃烧学主燃烧室工作过程与性能82燃烧室主要性能课件.pptx

西北工业大学航空发动机燃烧学课程组航空发动机燃烧学-1 -燃燃烧烧效率效率-2 -CONTENTS1 燃烧室主要性能2 燃烧效率的定义3 燃烧效率分析模型-3 -1燃烧室主要性能 燃烧效率高 所有的化学能都转变成热能燃烧稳定性好燃烧室内可燃的汽油比范围宽容易点火在地面和高空都很容易点火压力损失低压力损失使发动机输出功减少温度场分布均匀若温度场不均匀会损害涡轮叶片排气清洁不含烟尘、未燃燃料、CO和NOx无不稳定燃烧不稳定燃烧会使燃烧性能恶化可维护性好单元体设计，强调互换和通用尺寸总量小燃烧室尺寸形状与发动机匹配易于加工、制造成本低大修周期和总寿命长-4 -燃烧效率的定义燃烧效率实际上表示了燃烧室内燃料燃烧的完全程度，分为3类定义方法：焓增燃烧效率温升燃烧效率燃气分析法燃烧效率。2-5 -2.1c焓增燃烧效率根据能量守恒有：macp3T3*mfcpfTf bmfLHV q (ma mf)p4T4*cemfLHVam m fcp4T4 m acp3T3 m f cpfTfm f LHVce 燃烧室进出口工质的热焓增量燃油理论放热量TTTT-6 -温升燃烧效率燃烧室进出口工质的实际温升与理论计算温升的比值2.2334pr4thct 精度同上-7 -燃气分析法燃烧效率通过燃气分析法测出燃烧室出口燃烧产物中的CO、UHC等组分的含量，从而确定燃烧效率：EI为污染排放物指数，用每公斤燃料燃烧后所排放的污染物质量来表示2.3EICOLHVCO EICH4LHVCH41000LHVC 1-8 -燃气分析法燃烧效率2.3现代燃烧室的燃烧效率范围：在海平面起飞（SLTO，Sea Level Take Off）和巡航状态下，大于99%；在慢车状态下，民机高于99%，军机可稍放宽。在高空再点火后的状态，大于75%。燃烧效率特性一般是指燃烧效率随燃烧室总空燃比、进口气流速度、温度和压力等变化的规律。它一般是通过实验测得的。贫富-9 -2.3燃气分析法燃烧效率偏富一边下降变化陡 过多的油要吸热蒸发，使头部温度下降，炽燃区后移，部分油珠来不及燃烧；供油量过多容易造成较大油珠的数量增加；过富油容易产生积炭及冒烟，破坏气流结构；过分的富油往往使炽热区脱离回流区而导致熄火偏贫一边下降变化平缓 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，导致燃烧效率下降；过低的供油量使离心式喷嘴供油恶化，易造成火焰熄灭-10 -3燃烧室尺寸工作参数燃烧效率分析模型燃烧效率的相似准则 参数(亦称反应速率参数）参数燃烧室尺寸和工作参数的综合参数余气系数基于湍流火焰传播的表面燃烧理论 燃料在主燃区中是通过火焰前锋表面而被烧掉，火焰前锋已是被湍流高度皱曲了；燃烧效率 燃料未能全部燃烧(燃烧效率低于100)，是由于火焰前锋不能充满整个燃烧区，以致总有一些燃料不能穿过火焰前锋。根据这一模型导出的燃烧效率相似准则能够很好地归纳燃烧效率曲线3 3,t t u T u P ()c f 有：g u c A()c f 是随意适当选定的一个燃 g u由实验数据总结得出：()f a m-11 -33燃烧效率分析模型将燃烧效率与相关工作参数联系起来，如空气压力、温度、质量流量、以及燃烧室尺寸等。但是由于主燃区的燃烧过程极其复杂，还没有详细的理论方法，通过使用十分简化的模型来代表燃烧过程。基于表面燃烧理论utug map3AcT3ma烧室截面上的气流速度p1.75AcDce(T3/300)c燃烧室确定后，这时 ()c f -12 -33燃烧效率分析模型p1.75AcDce(T3/300)令 ma效率相似准则参数p3 1.75e(T3/300)mac f()曲线反映出不同工况下的效率高低。-13 -3燃烧效率分析模型综合现代各型燃烧室的燃烧效率的试验数据，可得现有燃烧室 c f()范围的极限：对设计有指导意义-14 -Thank You西北工业大学航空发动机燃烧学课程组航空发动机燃烧学-1 -燃燃烧稳烧稳定性定性-2 -CONTENTS1 稳定工作包线2 可靠点火-3 -1稳定工作包线燃烧稳定性在一定的进口气流条件下，能够稳定燃烧不被吹熄的燃烧室油气比范围随着空气流量的增大，在富油和贫油极限之间的油气比范围逐渐减小，最后当空气质量流量增加到超过一定的值后，无论油气比如何变化都无法燃烧。-4 -稳定工作包线燃烧室稳定工作包线一般通过实验测得在温度和压力不变的情况下，固定空气流量；逐渐调节供油量；可得到一组贫富油熄火点；然后调整到另一个空气流量，可以得到另一组熄火点；这样反复实验即可得到一条完整的稳定工作包线。1-5 -稳定工作包线压力对稳定工作包线的影响1-6 -1稳定工作包线稳定工作范围是由航空燃气轮机的性能要求及燃烧本身特性所决定的上边界燃烧室出口平均温度的限制；燃烧室的总油气左边界比必须小于工程允当发动机转许的油气比数值；速很低时，油气混合差，燃烧效率会大为右边界降低，污染排发动机总体性能对于放也会大幅增加。燃烧室总压损失提出的限制要求；限制了燃烧室内参考截面的气流速度；-7 -1稳定工作包线贫油熄火边界是关注的重点，在发动机慢车状态下滑或俯冲期间极有可能出现熄火，大气压下的贫油熄火极限空燃比应大于250设计点的油气比慢车贫油熄火油气比(F /A)de(F /A)LBO,Idle调节比TDR 针对推重比8一级的发动机的燃烧室，调节比至少应在5以上；军用航空燃气涡轮发动机，慢车贫油熄火油气比0.005；民用航空燃气涡轮发动机，慢车贫油熄火油气比0.007-8 -2可靠点火在地面和空中能够实现迅速可靠地起动点火，也是燃烧室和发动机能否正常工作的关键。发动机空中停车，空气靠冲压作用流入发动机，燃烧室进口气流速度大，压力和温度低，要实现可靠地点火就很困难。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称为点火包线-9 -可靠点火点火可靠1）能在进口50范围内实现良好的地面起动2）高空熄火后能够再点火，保证安全 高空侦察机关机、操作、特技、发射导弹、恶劣天气等3）能在812km的高度实现可靠点火。发动机的点火高度是评定飞机或发动机的一个性能指标，目前达到的高度为89km，采取补氧等措施后可达1213km。提高点火高度，也是目前研究的重要课题。2-10 -Thank You西北工业大学航空发动机燃烧学课程组航空发动机燃烧学-1 -总压损总压损失失-2 -CONTENTS1 总压损失的分类2 描述总压损失的相关参数3 燃烧室流阻特性4 出口温度分布-3 -总压损失的分类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、穿过火焰筒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。总压损失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。常用总压恢复系数来衡量压力损失。1总压损失的分类总的来讲，希望总压损失尽可能小。然而应当保持一定的有用损失，否则就可能无法满足所要求的燃烧室性能。1压力损失热量释放过程的热损失扩压损失没有释放热时的冷损失-4 -扩压引起的任何压力损失都对燃烧过程没有任何贡献，称为无用损失。火焰筒的总压损失对于燃烧过程和稀释过程是有利的，称为有用损失。火焰筒损失P total P diffuser P liner P hotPP-5 -描述总压损失的相关参数 总压损失系数总压损失系数每增加1%，单位燃油消耗率也将增加1%；燃烧室总压损失系数通常在4%到6%的范围内变化，其中扩压损失系数为2%2.5%；火焰筒进气损失系数2%3.5%；一般情况下，总压损失系数并不包括热损失；由燃烧引起的基本压力损失在Pt3的0.51%20.90.96*t4*t3c-6 -主燃烧室的总压恢复系数约为94%96%；随着流经燃烧室的空气流速不同而不同，燃烧室在不同工况下就有不同的总压恢复系数2P t4P t3描述总压损失的相关参数总压恢复系数 c ref vref-7 -描述总压损失的相关参数流阻系数2P t3 P t41 22 c 总压损失某一参考截面（通常为进口截面或最大截面）的动压头燃烧室内气流的Re数大于105106时，流动进入自模态，流阻系数成为一个定值；与燃烧室内的气体流速无关，而只随燃烧室的结构不同而不同；主燃烧室的流阻系数为2030，加力燃烧室流阻系数为34；选择的参考截面不同，流阻系数数值也将发生变化。p (1 )1 pmup pm 1 c3Ma 2,m2-8 -描述总压损失的相关参数通常，可以近似认为燃烧室内的流动是不可压，因此利用气体状态方程及Ma数和声速定义，可以得到:2c*k*3 c2g,m2 RTm c 在最大截面处流速较低，有*3Ma ug,m/kRT(1 c)1 2kMa2 c 或 c (p3 4*)/(m g,m 2)p u-9 -2描述总压损失的相关参数流阻系数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g进入自模化,室结构的不同而不同。流阻系数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，它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 c 为定值的原因，即只与燃烧室结构有关。*12Eu p/ug2ref refu ref ref a P3Aref c,ref ma 1 urefAref R T3 3-10 -燃烧室流阻特性3212c,ref P t34ma refurefArefP3 P t3ref 3 P3 RT322R2P32RT3c,ref Pt34 ma APt34 Pt3 m T32R2P t34P t3m a T3 P 3Arefma T3P3Aref P3 R TRT3参考截面平均气流速度的衡量尺寸-11 -燃烧室流阻特性3在一定的燃烧室进口状态下，m a,P 3,T3 一定uref Aref 燃烧室外廓尺寸较小，导致总压损失的增大uref Aref 掺混不够激烈，对燃烧过程不利燃烧室类型*p34p3cMmaT3P3AM单管燃烧室0.07370.036环管形燃烧室0.06280.039环形燃烧室0.07200.046pp ma T3 P 3AM-12 -3燃烧室流阻特性燃烧室压力损失的典型数据有损燃烧和掺混相对来说环形燃烧室性能较好2*34*3R2 cM压力损失、流阻损失和速度之间的矛盾：提高推力和降低耗油率需要小的总压损失小的流阻损失和速度较大的横截面积较大的迎风阻力-13 -出口温度分布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。燃烧室出口温度分布的衡量指标：1）出口温度分布系数 2）出口径向温度分布系数420%OTDF(OverallTemperature DistributionFactor)RTDF(RadialTemperature DistributionFactor15%OTDF Tt 4 max Tt 4Tt4 Tt3RTDF Tt 4 r max Tt 4Tt4 Tt3-14 -出口温度分布出口温度场分布要求：(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，要求OTDF0.2，RTDF=0.08-0.12。在整个出口环腔内最高温度Tt4max与平均温度Tt4之差不得超过100120oC。(3)沿叶高(径向)温度分布应符合中间高两端低的要求等强度原则。4叶高h2/3hT3min T3m T3maxT燃油消耗9368kg/h-15 -4容热强度定义：单位压力下，每单位燃烧室容积内，每小时燃烧燃料所放出的热量。m f HucP t3VCm f HucP t3Vf燃烧室 QVC 火焰筒 QVf 出口温度分布小容积极高的放热率高功率RB211-524发动机在 燃油热值约43120kJ/kg起飞状态 燃烧室释热112208kJ/s-16 -Thank You