第九章 航空燃气轮机主燃烧室工作特性 - 图文

第九章 航空燃气轮机主燃

烧室工作特性

主燃烧室工作特性的好坏，取决于燃油雾化、与燃油雾化相匹配的空气流动、以及在此基础上的燃烧特性。

本章所涉及的基本内容包括燃油雾化、燃烧室空气动力学、燃油散布、燃烧效率、点火及熄火、燃烧室火焰筒壁冷却等特性分析。

9.1 燃油雾化

在航空燃气涡轮发动机中，燃油喷嘴的功能和要求如下： 1) 在宽广的流量范围内提供良好的雾化； 2) 快速响应燃油流量变化； 3) 与流动的不稳定性无关； 4) 耗能小；

5) 可以缩放设计，提供设计的灵活性； 6) 低成本，轻重量，维护容易，拆装容易； 7) 对制造和安装过程中的轻微损伤不敏感； 8) 燃油受到污染和喷嘴表面积碳时不易堵塞；

9) 受热时不易结焦；

10) 均匀的径向和周向燃油浓度分布。

航空燃气轮机主燃烧室中，主要的喷嘴有离心喷嘴、空气雾化喷嘴、甩油盘喷嘴和蒸发管喷嘴。如图9-1-1所示。

（a）离心喷嘴 （b）空气雾化喷嘴

（c）甩油盘喷嘴

（d）蒸发管喷嘴

图9-1-1 航空燃气轮机燃烧室中各种喷嘴

9.1.1 离心喷嘴(压力雾化喷嘴)

离心喷嘴属于压力雾化喷嘴的一种.主要有两种结构,一种是单油路离心喷嘴,一种是双油路离心喷嘴,双油路离心

喷嘴相比于单油路离心喷嘴扩大了工作范围.如图9-1-2所示.

单油路离心喷嘴 双油路离心喷嘴

图9-1-2 离心喷嘴的结构

进入离心喷嘴的燃油做切向运动，由于离心运动建立了空心涡，在喷嘴出口，旋转的燃油同时有轴向速度和切向速度，形成空心油膜，油膜失稳形成液雾，如图9-1-3所示。

图9-1-3 离心喷嘴的油膜运动

由于压力不同，将形成不同的形态，如图9-1-4所示随着燃油压力的增加，喷嘴喷雾的形态变化。通常，喷嘴压力降大于0.1MPa，即可得到一个充分发展的油雾。

图9-1-4 燃油喷雾的各种形态 燃油流量和喷嘴压力降之间的关系

?l，设通过离心喷嘴出口的截面积为An的液体流量为m如图

9-1-5所示。则通过喷嘴的燃油流量如下式计算：

?l?Cd?lAnvm

Cd是考虑了通过离心喷嘴流动时的各种损失的流上式中，

量系数，v是通过喷嘴在一定压力降?Pl的情况下能够达到的理论喷射速度，该喷射速度由下式计算：

v?2?Pl?l

?l与喷嘴压力降?Pl之间的关系如下： 可以建立燃油流量m?l?CdAn2?l?Pml

图9-1-5 喷嘴几何结构示意

可以稍加变形得到流量数的定义：

FN??lm?Pl?CdAn2?l

流量数是一个表达喷嘴特性广泛使用的参数，仅与喷嘴的几何结构和通过的流体有关，与喷嘴的工况无关，因此它给

0.5kg/hrMPa定了某种用途下的喷嘴“尺寸”。其单位是。

喷嘴设计的核心是确定在离心喷嘴一定的几何结构情况下的流量系数。 离心喷嘴的流量系数

燃油通过整个喷嘴旋流室的流动过程中，是一个复合运动，有切向速度，轴向速度和径向速度。在离心喷嘴出口，有一小段平直段，燃油在此处的运动可以视为一个切向运动加轴向运动的复合运动。如图9-1-6所示。

图9-1-6 离心喷嘴燃油运动和出口喷雾张角

vtr?constant

?Pl2vuvt2?p????l22?l，式中，?p是燃油静压与离心喷嘴的背压之

差。

上式说明如果r?0，则vt??，从物理上是不可能的。由于旋转速度增加，根据伯努利方程，意味着燃油的静压下降，对于燃油，压力下降后，沸腾温度随之下降，则中心的燃油开始蒸发，蒸发后形成一个空心涡，该空心涡的直径为Dc，其中充满了燃油蒸汽与空气的混合物。并且，该空心涡的表面静压与离心喷嘴的背压相等，才能维持平衡。

根据上述分析，可以建立离心喷嘴流量系数与喷嘴几何结构之间的关系。

在空心涡的表面上，燃油静压与离心喷嘴的背压相等，伯努利方程可以简化为：

?Pl?2?lvu,c2??lvt2,c2

假设通过离心喷嘴喷口处的轴向速度分布是均匀的，则离心喷嘴喷口处的轴向速度由连续方程写出：

vu??lm?l(An?Ac)

由于燃油运动的无粘假设，并且在整个离心喷嘴中的燃油运动不受任何外力，因此，动量矩守恒，则有：

vt,c??rvsrsm?lsrc?lAsrc

因此可以建立压力降与流量之间的关系：

22???lrs???l?l??mm????????Pl????(A?A)??2???Arc??lsc??ln??

221?Anrs??An??????2?Ar???A?A?Cdc??sc??n离心喷嘴流量系数与结构之间的关系：

AcAnAs4As??rsrn?DsDn假设为：

X?，

K?，流量系数的表达式就可以简化

111?22?2CdKX(1?X)2

引入著名的假设最大流量原理：在离心喷嘴一定压力降的条件下，喷嘴通过的燃油流量最大。根据高等数学中求极值

2d1/Cd?02232KX?(1?X)dX的原理，令，可以得到：

??最终可以得到流量系数的表达关系：

Cd??1?X?31?X

因为面积比X是喷嘴设计特性参数K的函数，上述关系式的实质就是表达了无粘理想流动条件下离心喷嘴流量系数

与一定几何结构的关系。图9-1-7给出了离心喷嘴的理论分析流量系数与实验结果的对比(K'为喷嘴几何参数)。

1.00.80.6 Cd 理论分析值 实验值0.40.20.00.00.51.01.52.0K'=As/DsDn

图9-1-7 离心喷嘴流量系数理论值与实验值 离心喷嘴的喷雾张角

离心喷嘴的喷雾张角是燃烧室设计的另外一个关系的重要问题。正是由于在喷嘴出口处的切向速度分量存在，使得喷雾有了一定的张角。喷雾张角与运动速度的关系参见图9-1-6。

忽略燃油离开离心喷嘴喷口的转折，则喷雾张角可以表达成一个几何关系：

tan?2?yz

从离心喷嘴的下游往上看，图9-1-6的右边，是一个展开的视图，当喷雾轨道从P1点运动时，在喷嘴中心剖面的交

222?PP2???P2C???PC?11点是P2，可以建立几何关系如下：

引入变量y

222PP?(y?r)?r?y?2yrnr12nn和n，则有：

，由于离心

喷嘴rn非常小，上式可以简化为P1P2?y，从图-1-6右边视图可见，

tan?2?yPPv?12?tzzvu

简单地讲，离心喷嘴的喷雾张角近似为离心喷嘴出口处的切向速度与轴向速度比。为了建立喷雾张角与几何结构的关系，需要把速度项转换一下，

sin?2?vtv

由于在离心喷嘴出口处的切向速度是一个变化的值，采用质量平均的方法来定义喷雾张角，可以写出如下表达式：

1n?lvt?vt(r)dm??mlrcr

由于动量矩守恒，对于上式的积分就变得容易，其结果如下所示：

vt??lrs(rn?rc)2?m?lAs(An?Ac)

最后，离心喷嘴的喷口喷雾张角的关系式如下：

sin?2?vtrA(r?r)?2?CdsnncvAs(An?Ac)

再此利用X和K的表达式，则上式可以简化为：

sin?2?2CdK(1?X)

在常压下离心喷嘴的喷雾张角接近一个常数，但是当环境压力增加时，离心喷嘴的喷雾张角随着环境压力的增加会迅速减小，如图9-1-9所示。当发动机工作在大状态时，喷雾

张角减小会导致两个不利的结果，一是冒烟大量增加，二是出口温度分布系数恶化。

影响雾化的主要因素，一是燃油物性，如表面张力和粘性系数，二是燃油的工况，如燃油流量和燃油压力。表面张力大，粘性系数大，雾化变差，SMD增加，同样燃油压力降下，喷嘴流量越大，SMD增加。见图9-1-10，9-1-11和9-1-12所示。

1101009080?706050400.00.51.0ExperimentInviscid Theory1.52.0K'=As/DsDn

图9-1-8 离心喷嘴喷雾张角

图9-1-9 离心喷嘴喷雾张角随环境压力变化规律

图9-1-10 离心喷嘴SMD与表面张力的关系

图9-1-11 离心喷嘴SMD与燃油粘性的关系

图9-1-12 离心喷嘴SMD与工况和喷嘴流量数的关系

9.1.2 空气雾化喷嘴

由于离心喷嘴在大工况下的喷雾张角会发生很大的变化，新研发的燃烧室大部分都采用了空气雾化喷嘴。空气雾化喷嘴与离心喷嘴最大的不同之处是燃油的雾化不是依靠压力产生油膜失稳，而是依靠通过喷嘴的空气速度剪切雾化油膜。空气雾化喷嘴有两种典型的结构，一种是GE公司使用的旋流杯空气雾化喷嘴，一种是P&W公司预膜空气雾化喷嘴。见图9-1-13。

在旋流杯这种喷嘴中，燃油是从中心的离心喷嘴中喷出，燃油冲击在文氏管上，形成一个薄的油膜，在文氏管出口边缘上，油膜破碎成条，然后迅速地进入了内外旋向相反的两

股旋流的剪切层中雾化。剪切层中，破碎成条的油膜被进一步雾化，形成油雾。

在内部预膜空气雾化喷嘴中，燃油进入一个通道通过一定的旋流产生装置展成油膜，在通道出口处，油膜在内外两层旋流的剪切作用下破碎成油膜，形成油雾。

两种空气雾化喷嘴的不同之处在于油膜的形成方式，而共同之处就是都是通过相对较高流速的空气来雾化燃油,雾化的物理本质是相同的。

（a）旋流杯空气雾化喷嘴及其雾化

（b）内预膜空气雾化喷嘴及其雾化过程

图9-1-13 空气雾化喷嘴的典型结构及雾化过程

9.1.3 甩油盘喷嘴

旋转喷嘴中最著名的喷嘴是法国Turbomeca公司的甩油盘系统。用于折流环形燃烧室，燃油通过供入一个空心的中心轴中，然后从甩油盘上打的孔依靠离心力甩出。

由于甩油盘高速旋转，从轴里供入的燃油运动到甩油盘的喷油孔中，在喷油孔中观察到的现象是燃油空心往甩油盘边缘运动。燃油离开甩油盘的切向速度比甩油盘的线速度略高一些。燃油射流的速度增加与甩油盘速度增加成正比。燃油射流离开甩油盘后，射流失稳，形成油雾。

图9-1-14 甩油盘喷嘴结构和雾化过程

9.1.4 蒸发管喷嘴

蒸发管喷嘴由英国RR公司发展的。早期的蒸发管结构为“拐杖型”，为了改善蒸发管的蒸发性能和减小长度，于1980年代发展了“T型”蒸发管，如图9-1-15所示。蒸发管喷嘴中，燃油从一个喷嘴中喷出，部分燃油喷射到蒸发管的内壁面上，部分燃油与进入蒸发管的空气混合随空气流动。在“T型”蒸发管中，燃油的蒸发加热量来源于管壁和进入蒸发管的空气。在设计点状态，80％的燃油是依靠进入蒸发管的空气来蒸发。研究结果表明，蒸发管出口的雾化颗粒度小于20?m。

图9-1-15蒸发管喷嘴结构和雾化蒸发过程

蒸发管喷嘴雾化性能的主要影响因素是进入蒸发管的空气压力、温度及燃油空气质量比。在发动机小功率状态，主要的燃油准备靠蒸发，在高功率状态，多少与空气雾化喷嘴的性质相象。

9.2 燃烧室空气动力学

在燃烧室机匣内，头部端壁（含旋流器）和火焰筒壁面将燃烧室的流动分为两个部分，头部端壁、火焰筒以及机匣中的流动称为外部流动，而头部和火焰筒内部的流动称为内部流动。见图9-2-1所示。

外部流动的主要特征是扩压降速，并保证流动均匀，不发生分离，为内部流动提供良好的进气条件。内部流动分主燃区流动、掺混区和冷却壁面附近的流动。主燃区的流动是形成回流区，实现燃烧室的高性能燃烧，掺混区的流动主要是保证燃烧室出口温度分布符合发动机总体的性能要求。当然，出口温度分布与主燃区的流动也有很密切的关系。火焰筒壁面的流动主要是气膜流动，保证火焰筒壁面的高效冷却。

图9-2-1 燃烧室的内部流动和外部流动

9.2.1 扩压器流动

为了减小燃烧过程的压力损失以及缩短燃烧室的长度，从压气机出口的高速气流首先进入扩压器。通过扩压器将压气机出口高速空气流动的动压头尽可能大的恢复成静压，然后进入燃烧室火焰筒。目前高性能航空燃气轮机为了追求高的压缩性能，压气机的负荷很大，而且压气机出口空气的流速很高。目前典型的数据是压气机出口的动压头占来流总压的10％。扩压器的功能就是尽量的恢复该部分能量。否则，将导致燃烧过程中压力损失大，最终使得发动机的耗油率上升。

扩压器的性能要求如下：

a) 压力损失低；一般而言，扩压器的损失要小于压气机出口总压的2％；

b) 长度短；扩压器的长度应尽量短，减小发动机的长度和重量；

c) 前置扩压器中没有分离，除了在突扩区域中； d) 出口气流在周向和径向都均匀； e) 在所有工况下运行稳定； f) 对压气机出口流场变化不敏感。

1960年代后普遍采用全环形燃烧室设计，基本上配套采用突扩扩压器的设计。环形突扩扩压器协调了上述各种需求。见图9-2-2。

环形突扩扩压器具有结构简单，气动效率高，能够承受进口流动畸变及对加工误差不敏感的特点。

环形突扩扩压器由两部分组成，前置扩压器和突扩区域。从压气机出口到进入机匣之前的区域称为为前置扩压器，进入机匣后，与帽罩和机匣之间的通道形成突扩区域。

图9-2-2 现代燃烧室的环形突扩扩压器

前置扩压器

前置扩压器是一个简单的逐渐扩张的通道，在这个通道中，从压气机出来的空气流速逐渐减小，以尽可能大的将动压头转变成静压。在这个过程中，扩压器的效率是很重要的，任何的总压损失都将使发动机的总效率受到损失。在减速扩

压过程中，前置扩压器内的损失来源于两部分，一部分是摩擦损失，一部分是边界层分离导致的损失。

前置扩压器中的流动如图9-2-3所示.

从实验中观察到，随着扩张角和面积比的变化，将出现各种流动图谱。主要是：

a) 无明显分离，主流流动均匀扩压，未见从壁面脱离现象；

b) 大范围短暂分离，表现为分离区在位置、大小及强度随时间改变快，非常不稳定的流动；

c) 充分发展分离，扩压器中的主要部分充满了一个大的，类似三角形的回流区，从扩压器的出口到接近喉道位置。沿另外一面的主流流动贴壁的稳定流动。

d) 射流，主要流动从两侧壁面分开，从喉道下游开始就脱离了扩压器的壁面，再也不与壁面接触，形成两个稳定的旋涡。

图9-2-3 二元扩压器内的流动图谱

前置扩压器的性能参数主要是两项，扩压器的总效率以及总压损失。

扩压器的效率定义为实际的静压恢复与理论的静压恢复之比：

?d?CprCpi

?Pdp?Pt3.0?Pt3.1Pt3.0总压损失系数定义为：

Pt3.0

根据质量守恒方程,柏努利方程,推出总压损失系数为:

?PdpPt30??CPi?CPr?q30Pt30

实际上前置扩压器的总压损失代表了未恢复的动压头损失的数量。

对于二元的前置扩压器，其扩压器效率和静压恢复系数与扩压器的扩张面积比以及长度比（定义为扩压器的长度/扩压器进口高度）是依靠实验得到的,如图9-2-4和图9-2-5所示,同时还给出了扩压器不分离的区域，扩压器的设计和选型要注意落在不分离的区域中，即虚线的下半部分。 突扩区域

环形突扩扩压器在前置扩压器的下游设置了突扩区域，见图9-2-6。从前置扩压器流出的气流，在前置扩压器的后缘台阶处与燃烧室冒罩即机匣之前的区域中分离，在分离区中，形成了回流区。在回流区中，速度较慢，动量低，在主流流动中的气流与之发生动量交换，导致了气流的总压损失。在图9-2-6回流区边界，以虚线表示，气流在到达滞止点后回流。

图9-2-4 二元扩压器的静压恢复系数

图9-2-5 直壁二元扩压器的效率

图9-2-6突扩扩压器在突扩区域内的流动

9.2.2 旋流流动

航空燃气涡轮发动机主燃区空气流动特性的重要作用在于稳定火焰。目前普遍采用的火焰稳定方法是在燃烧室的头部采用旋流器。由于强旋转射流产生回流区，使得进入火焰筒的未燃燃料空气混合物能够顺利的点燃。 旋流器结构

在航空燃气涡轮发动机上主要使用的旋流器是轴向叶片式旋流器和径向叶片式旋流器，见图9-2-7所示，以及它们的组合形式，双涡流器甚至三涡流器。因为气流通过旋流器后具有了切向速度，产生了旋转，因此称为旋流器。

（a）轴向叶片式旋流器

（b）径向叶片式旋流器

（c）旋流杯结构

图9-2-7 旋流器的几种种典型结构 旋流数

进入旋流器的气流具有了切向速度分量，气流是旋转地流出旋流器，在无外力作用下，角动量和轴向通量守恒：

RRRG???(wr)?u2?rdr?const.0

Gx??u?u2?rdr??P2?rdr?const.00

式中，u、w和静压p分别是旋转射流任意一个截面的轴向速度、切向速度及静压。上述两通量描述了旋转射流空气动力学特征，因此组合了出一个无量纲数，称之为旋流数，来描述旋流的特征：

S?G?GxR。

由于粘性耗散的作用，速度会大幅度衰减，另外，静压分布由于切向速度存在会发生改变，因此，通常采用旋流器出口的速度来计算旋流数，并略去了静压的影响，旋流数将以良好的近似程度由下式给出：

S?G?0Gx0R0 。

式中，G?0是旋流器出口的切向动量，Gx0是旋流器出口的轴向动量，并且不考虑静压影响，R0是旋流器出口外半径。

对于轴向旋流器，假设环形通道内的切向速度符合自由涡的速度分布，即wr?constant，轴向速度均匀，数值相同。

3Ro?Ri3G?o??(wr)?u2?rdr?2??utan?3Ri2RoRo2Gxo??u?u2?rdr???u2(Ro?Ri2)Ri

2?1?(Ro/Ri)3?S???tan?3?1?(Ro/Ri)2?

ReoReo对于径向旋流器，矩守恒，则有

wsiRsisin??wrG?o?Rei?2?r(wr)?udr，

Gx?Rei?2?r?u2dr，由于动量

，质量守恒，则有切向叶片式旋流器叶片间喉道流

u??s?smm?w?si22??Reo?Rei?nhsbs速与出口速度相等，则有：

S?22?Rsisin???Reo?Rei??，因此

nhsbsReo。

对于双旋流器，其中每个旋流器的旋流数计算与单涡流器相同。

旋转射流流场的特点

图9-2-8是单个旋转射流的轴向速度分布。该速度分布图是用激光测速仪测量得到的，旋流器是一个轴向叶片式旋流器，叶片是一个螺旋面，旋流器的压力降为4％大气压，叶片角度60度，在喉道处旋流数0.66。从图中可以清楚地看到，中心有一个明显地回流区。

图9-2-9给出了不同旋流数条件下的轴向速度沿径向分布。可见，当旋流数大于0.6以后，中心就存在一个负的速度区，所谓的回流区。因此，作为燃烧室的设计而言，回流区的存在，是火焰稳定的主要原因。

图9-2-8 单旋流器下游流场的轴向速度

图9-2-9 旋流器下游的轴向速度沿径向分布

9.2.3 横侧气流中的射流

无论是在主燃区还是掺混区，火焰筒上都开了一些大孔，从环腔引入气流，形成射流，与火焰筒内燃烧的主流进行混合，在主燃区，其作用是缩短回流区，强化燃烧过程，在掺混区，其主要作用是调整燃烧室的出口温度分布。这类气流在流动特点方面基本属于在横侧气流中的射流流动。 横侧气流中单个射流流动

在燃烧室火焰筒中，从一个大孔进入的空气射流的物理图画如图9-2-10所示。由于射流进入横侧气流中，造成了横侧气流在射流的迎风面上滞止，导致压力升高，而在射流

的下游，压力降低，这个压力差使得射流内部和周围产生了十分复杂的局部流动。

图9-2-10 横侧流动中射流的流动特点 横侧气流中单个射流的轨迹和混合特性

在航空燃气轮机主燃烧室中，横侧气流的穿透和混合特性是燃烧室研制过程中最关注的问题，因为横侧气流中射流就是为了强化燃烧过程和调整出口温度场。

对于单个射流在横侧气流中的穿透深度，北京航空航天大学的金如山教授在其著作中进行了归纳，通常，采用速度轨迹来衡量穿透特性，并且，如果射流与横向气流有温度差的情况下，还需要考虑温度的中心轨迹。如图9-2-11所示。

图9-2-11 横侧气流中的射流穿透特性

对于垂直横侧气流的射流穿透，下述公式描述了射流的速度中心轨迹和温度中心轨迹。速度中心轨迹如下：

?yv0.42?x?1.02J?djdj?????0.35

?xyt?0.84J0.52??djdj?????0.27温度中心轨迹如下：

?ju2jJ?2?gug上式中，J是射流与横侧气流的动量比，。

其混合特性如图9-2-12和图9-2-13所示。主流速度60m/s，温度1800K，射流速度90m/s，温度300K。动量比

13.5。

（a）中心截面的温度分布

（b）中心截面的速度分布

图9-2-12 中心截面的速度和温度

（a）横截面的温度分布

（b）横截面的速度分布

（主流温度1800K，速度60m/s，射流温度300K，速度90m/s）

图9-2-13 单个射流横截面的速度和温度分布

从图可见，中心截面的速度和温度变化趋势。主流与射流不断地混合，射流卷吸主流，温度升高，展向不断地扩展，宽度增加。中心截面有回流区，在横截面上，速度形成一个对涡。

横侧气流中多股射流的轨迹和混合

火焰筒的高度是有限的，而且常常是在内壁、外壁上对着开孔，同时进气孔的气流是多股射流。所以实际火焰筒的火焰筒空气进气射流是在有限空间内的多股射流的穿透问题。

这意味着，单个射流在无限空间内的穿透深度问题，是多股射流的一个基础，但是在多股射流中，考虑的影响因素要复杂得多，要考虑通道高度和射流孔间距的影响，见图9-2-14。

图9-2-14 环腔通道高度和射流孔间距的定义 通道高度和射流间距的影响如下：

a） 即使是单个射流，通道高度与射流孔直径之比小于24，

H/dj对穿透深度也有明显影响。而实际的通道高度与射流

孔直径之比远小于该值。 b） 射流孔间距S/dj?12，多股射流的轨迹与单个射流相同；

c） 现代燃烧室中常用的射流孔间距不超过10，射流间距对穿透深度有很大影响，当S/d很小，小于2，接近于二元

j射流，S/d＝2～4之间，穿透深度有一个最小值。

j射流孔的流量系数和射流角度

通过射流孔的流量不仅与射流孔的几何面积及射流孔的压力降有关系，同时，与射流孔形状、射流孔上游环腔的尺寸及孔上游的流动有关系，所谓的有效面积，就是射流孔的几何开孔面积与流量系数的乘积。

通过射流孔的流量比按照理论情况下计算的流量小，这是因为通过孔时，气体微团的惯性作用，流线收缩，使得实际的流通面积比几何开孔面积小。

另外一方面，由于从环腔流入射流孔的流体在环腔内有一定的向前运动速度，同样是因为流体微团的惯性作用，通过孔后尚有继续往前运动的动能，因此射流进入火焰筒后与火焰筒壁面的夹角总是小于90度。

在燃烧室的研制过程中，各种射流孔流量系数和初始角度通过一系列实验来得到这个数据，如图9-2-15～9-2-17所示。

可见，随着压力参数值的增加，流量系数随之增加，到了一定的压力参数值后，流量系数就基本不变了。说明环腔流动速度减小后，气流惯性减小，流量系数就增加了。从射流角度来看，增加了卷边以后，射流穿透角度在压力参数较小时，增加十分明显。同时，半卷边孔对流量系数影响不大，而全卷边孔的流量系数有一定增加。

图9-2-15 简单平圆孔的流量系数和射流穿透角度与压力参数的关系

[2]

图9-2-16 单卷边孔的流量系数和射流穿透角度与压力参数的关系

从燃烧室的设计角度来看，主燃孔的压力参数值通常在3～8之间，并且在主燃区需要近乎垂直的穿透，已达到主燃区中主燃孔射流切短回流区并强化燃烧的目的，因此，主燃孔采用卷边孔的设计是十分有利的。

图9-2-17 全卷边孔的流量系数和射流穿透角度与压力参数的关系

9.2.4流量分配

燃烧室的参数，特别是与燃烧室设计密切相关的设计点总油气比是由航空燃气涡轮发动机的总体性能要求所决定的。在燃烧室中，必需根据上述参数，燃烧的基本理论和燃烧室的性能要求来分配燃烧室中的流量。

从各种进气装置进入的空气分配如下：

?通过燃烧室的空气流量主要分为通过旋流器空气m，雾

a,sw?化空气m（对于空气雾化喷嘴，二者是一致的），头部冷却

a,at???空气m，主燃孔射流空气m，火焰筒冷却空气m以及掺混

a,dj,pa,c?空气m。见图9-2-18。

j,d

图9-2-18 气流流动分配示意

燃烧室空气流量分配主要的考虑因素是：高效稳定的燃烧，适当的冷却保护火焰筒壁及适当的掺混气流调整出口温度场。因此，最为重要的是确定燃烧部分所用的空气流量分配、冷却空气流量分配和掺混空气流量分配。 主燃区空气流量分配

燃烧室空气流量分配首先考虑的是主燃区的流量分配。主燃区的划分通常认为是从火焰筒的头部到主燃孔下游方向的截面上。见图9-2-19。

图9-2-30 主燃区示意

从燃烧室性能要求来看，分为两大主要矛盾，一是大工况下的燃烧性能，如排气冒烟，燃烧效率，出口温度分布，另一是小工况的燃烧性能，如稳定性，点火性能。这两类矛盾对常规燃烧室主燃区设计侧重点是完全不同的。例如，对于军机需要其稳定性和高空再点火性能好，民机需要其低污染排放性能好。如何折衷和协调这些相互矛盾，是主燃区设计首先考虑的问题。主要的问题是主燃区油气比的选择，主燃区流态的选择、燃油喷射及点火方式。这里关注主燃区的油气比。主燃区的流态和燃油喷射在前面已经讨论过，点火将在下面小节中讨论。 冷却气流量分配

通常，按照火焰筒的内气流流动设计完成后，再根据发动机的尺寸，得到一个大致的火焰筒需要冷却的面积，按照冷却的要求以及选择的某种冷却结构确定火焰筒单位面积、单

位压力下的冷却气流量Gc，按照这个参数确定火焰筒冷却空气量展总空气量的百分数。 掺混空气量分配

按照出口温度分布的要求，以及掺混孔的掺混效果来确定该部分流量分配。

下面给出一个典型推重比8一级发动机燃烧室的气流分配结果，主燃区按照恰当比设计，燃烧室在设计点的总油气比为0.025。

雾化空气分配（旋流器空气分配）：18％，头部冷却空气分配：6％，主燃孔空气分配：18％，冷却冷却气流分配：34％，掺混气流分配：24％，在主燃区部分的火焰筒冷却空气量为4％，则主燃区流量分配：37％。

9.3 燃油分布

在冷态情况下的燃油分布与燃油的初始状态和喷嘴下游的空气流动有密切关系。

形成的油雾从喷嘴喷出后，受到周围空气阻力的影响，油雾的动量减小，由空气来决定最后油雾的运动。本质上讲，燃油分布取决于两方面的因素，一是燃油雾化后的初始速度

和方向，二是周围空气的流动。为了计算燃油分布，从最简单的单颗粒运动轨迹分析着手。

图9-3-1是燃油径向分布器测试原理图，在喷雾张角范围内，沿着一定半径的弧长等距离分布玻璃管，喷嘴开始供油后，如果其中有玻璃管收集的燃油接近满刻度时，停止供油，记录各玻璃管的燃油收集量，就可得出燃油径向分布试验结果。图9-3-2是在不同燃油流量下的燃油径向分布试验结果。

图9-3-1 燃油径向分布器

图9-3-2 燃油径向分布试验结果

本文来源：https://www.bwwdw.com/article/fmdg.html