什麼是渦噴發動機的加力燃燒室？陳光談航發26

在發動機渦輪或風扇后的氣流中噴油燃燒，使氣流溫度大幅升高，從噴口高速噴出，以獲得額外推力的裝置稱為加力燃燒室，又稱后燃室或補燃室。採用加力燃燒室，至今仍是使飛機能突破聲速的主要手段。

按渦輪風扇發動機兩股氣流加力的方式，加力燃燒室可分為外涵道加力、核心流加力、平行流加力和混合流加力；

按加力燃燒室內氣流流動的形式，又可分為直流式加力和旋流式加力。

(1) 加力燃燒室工作原理

如4.3.3節所述，在燃燒室中，由壓氣機出來的高壓空氣，大約只有四分之一進入火焰筒與噴入的燃油混合燃燒，餘下的空氣由火焰筒後部小孔流入火焰筒與燃燒氣體摻混，將燃氣溫度降低到渦輪工作葉片能夠承受的水平。

因此，流出燃燒室的燃氣中還有大量可用的氧氣。在渦輪后已無高速轉動部件，可以利用這部分氣流中的氧氣再噴入燃油進行補充燃燒，以提高燃氣溫度，增加燃氣流出尾噴管前的能量，加大噴氣速度，從而增加發動機的推力。

現代超聲速戰鬥機用發動機一般均帶有加力燃燒室，以使飛機在起飛、爬升、加速和機動飛行時短時內獲得很大的推力。當然，在大幅度增加推力的同時，發動機的耗油率也隨之大幅度增加，這是因為加力燃燒室工作時，由尾噴管排出的燃氣溫度及速度大大增加，使發動機排出機體外的能量（熱能、動能）也大大增加所致。

所以，民用客機的發動機是不帶加力燃燒室的。但是，在「協和」號超聲速旅客機的發動機上也裝有加力燃燒室，主要用於使客機突破「聲障」，即從亞聲速到超聲速的過程中增加推力。

以第三代戰鬥機用的F100渦輪風扇發動機為例，不開加力的最大推力狀態下的耗油率為0.66公斤/拾牛·小時，開加力時的耗油率高達2.0公斤/拾牛·小時，為不開加力時的3倍多。

由於加力耗油率高和熱負荷大，故一般加力狀態的使用時間都受到限制，如一次連續工作時間約在15～20分鐘以內。

在「協和」號超聲速旅客機的「奧林帕斯」發動機上，專門設計的加力燃燒室最多也只可以連續工作30分鐘。

目前美國的第四代戰鬥機F/A-22和F-35飛機，要求不開加力就能夠實現以M=1.4～1.6的超聲速巡航飛行，這就要求增加發動機不開加力時的推力，目前主要採用小涵道比和提高渦輪前燃氣溫度的方法來達到這一目標。

用於F/A-22、F-35飛機的F119發動機的渦輪前燃氣溫度為1577～1577℃，將來如能使渦輪前燃氣溫度提高到1827～1927℃時，就可能不再需要加力燃燒室了。

(2) 加力燃燒室的組成

圖4-29 、 用於渦輪風扇發動機的加力燃燒室簡圖

圖4-29示出了渦輪風扇發動機的加力燃燒室簡圖。加力燃燒室通常由擴散器、摻混器（對渦輪風扇發動機而言）、噴油裝置、火焰穩定器、點火器、隔熱防振屏和加力筒體等組成。

由外涵道流來的空氣經摻混器流入低壓渦輪后的流道與低壓渦輪后的燃氣摻混，摻混后的燃氣首先在擴散器中降低流速，由噴油裝置（圖中所示的加力燃燒室用的是環形噴油管）噴出的燃油與燃氣摻混，燃氣雖在擴散器中降低了流速，但流速仍然很高，無法組織燃燒，為此還必須採用火焰穩定器來組織並穩定燃燒。

(3) 火焰穩定器

在加力燃燒室高速氣流中形成迴流區用以穩定火焰的裝置稱為火焰穩定器。也可以說，火焰穩定器相當於一個在大風中的擋風牆，風力再大，在擋風牆後面的火焰也不會被吹滅，它有利於加力燃燒室中燃燒過程的穩定。

幾乎所有加力燃燒室採用的火焰穩定器均作成V型槽的形式，這種形式是自上世紀40年代末有加力燃燒室以來—直沿用的傳統結構，只不過有的發動機採用環形（1～3環），有的採用徑向式（多根），或採用二者的組合形式。

當高速氣流流過V型槽時，由於尾緣氣流分離產生低壓區，使得在穩定器的後面形成迴流區，在迴流區中充滿高溫已燃產物，存在穩定的點火源，不斷點燃穩定器邊緣的新鮮油氣混合氣，使火焰得以穩定並傳播開去。

圖4-30 、發明的沙丘駐渦火焰穩定器

值得特別指出的是殲六、殲七戰鬥機發動機的加力燃燒室，在20世紀80年代中期換用了一種與傳統形式完全不同的新型穩定器。這種稱為「沙丘駐渦火焰穩定器」的新型穩定器（圖4-30）是北京航空航天大學高歌等教授在著名的發動機老專家寧榥教授的指導下發明的。

採用這種新型火焰穩定器后，不僅加力燃燒室中燃燒過程更加完善，燃燒穩定性得到較大提高，而且發動機耗油率也降低了，戰鬥機的機動性能也得到了提高。

為此，在第—次全國科學大會上，「沙丘駐渦火焰穩定器」獲得國家發明一等獎，可以說這是人在航空發動機部件改進中獨立作出的第一項重大突破。

世界著名的航空、航天專家錢學森先生稱讚道：這是—項為人民爭氣的很有價值的重大發明，是一個很大的技術突破，這項科研成果「在國際航空史上，為中華人民共和國爭得了榮譽」。幾位發明人也因此受到了黨和國家領導人的親切接見。

(4) 振蕩然燒

在發動機工作時，加力燃燒室中出現大幅度壓力脈動的周期性不穩定現象稱為「振蕩燃燒」。

在大多數發動機的加力燃燒室中，由於氣流和噴油的脈動，常伴有輕微的壓力脈動，這是允許的正常燃燒狀態。

但是，當氣流和燃燒釋熱脈動與加力燃燒室固有共振頻率之一的氣柱聲振蕩頻率發生耦合共振時，就可能形成「振蕩燃燒」。

此時氣流脈動的壓力幅值明顯增大，一般壓力幅值是平均壓力的5%~10%，甚至50%以上。

通常，渦輪噴氣發動機在低空高速時容易產生高頻振蕩，發出尖嘯聲；而在高空小速度時，特別是小涵道比渦輪噴氣發動機易產生低頻振蕩，發出嗡鳴聲。「振蕩燃燒」嚴重時會出現「放炮聲」，造成風扇和壓氣機失速或喘振，甚至使發動機停車或機械損壞。

所以，必須極力避免加力燃燒室出現振蕩燃燒。主要的方法有：優化加力燃燒室設計、調整噴嘴與穩定器的距離、抑制振源和加裝隔熱防振屏等。

(5) 隔熱防振屏

安裝在加力筒體內用以隔熱並防止振蕩然燒的多孔薄板筒體稱為隔熱防振屏。

加力燃燒室工作時，由於火焰穩定器後面的燃氣溫度很高，為此，必需在加力燃燒室筒體(即承力的外殼體)內裝隔熱套筒，與外殼保持一定的距離，形成環形冷卻通道，在渦扇發動機中利用外涵道的空氣作為冷卻氣流，這股氣流大約為總氣流量的10%左右；

而在渦輪噴氣發動機中，則只能用渦輪后溫度較高的燃氣來冷卻，顯然冷卻效果欠佳。所以，在渦輪噴氣發動機中，有時發生加力燃燒室承力的外殼體溫度過高的「燒屁股」問題。

隔熱防振屏通常由一段或多段筒體所組成，也有用全長隔熱防振屏的，其上開有許多1~3毫米的小孔，前段主要起防振作用，後段起隔熱作用。

隔熱防振屏一般做成縱向或橫向波紋形。這樣，一方面可使壓力波發生漫反射，以大大減弱反射壓力波的能量並改變其相位，起到阻尼作用；

另一方面因小孔兩側存在壓差，氣柱既可進入冷卻通道，也可反向流入燃燒室，使振蕩能量變為氣流動能而被吸收，從而起到防止振蕩燃燒發生的作用。

同時，帶小孔的波紋板受熱后變形，可以減小隔熱防振屏的熱應力。

(6)加力比

帶加力燃燒室的發動機中，開加力時的推力與不開加力時的最大推力之比稱「加力比」，即加力比=開加力時的推力/不開加力的最大推力。不開加力時的最大推力定義為中間推力。

加力比大，意味著裝這種發動機的戰鬥機機動性好，它是評定加力燃氣渦輪發動機及其加力燃燒室的主要性能指標之一。

在渦輪噴氣發動機中，加力比一般為1.4～1.6；在渦輪風扇發動機中，加力比較大，一般為1.6～1.8，高的幾乎可達到2.0。例如，俄羅斯為米格-31研製D-30F6渦輪風扇發動機的加力比為1.997，是現在加力比最高的發動機。

為什麼渦輪風扇發動機的加力比大於渦輪噴氣發動機？這是因為在渦輪風扇發動機中，外涵道中流過的全是沒有燃燒的空氣，因此在它的加力燃燒室中，可供燃燒的空氣量比渦輪噴氣發動機的多很多，因此可噴入更多的燃油，使加力推力增加得更多。

圖4-31、典型的加力燃燒室

圖4-31為「斯貝」MK202加力式渦輪風扇發動機的加力燃燒室結構圖。為了獲得更大的加力狀態推力，應盡量提高加力燃燒室出口的燃氣溫度（一般可達到1750~1800℃以上），以使由噴口排出的燃氣速度達到最大，當然這又帶來了如前所述的在開加力燃燒室時，發動機的經濟性變得極差。

加力燃燒室的工作條件遠不如燃燒室中的好。

首先，燃燒室中的空氣壓強是壓氣機出口壓強，是發動機中壓強最高處，而加力燃燒室中的燃氣壓強是渦輪后的壓強，大大低於前者，加力的燃氣壓強低，燃燒性能就較差；

圖4-32 、典型的帶加力燃燒室的渦輪風扇發動機

其次，燃燒室進口處的空氣流速較低，約為100米/秒左右，而加力燃燒室進口處燃氣速度卻高得多，約為400～500米/秒，流速越高，組織燃燒就越困難；

另外，在燃燒室中與燃油混合的是純空氣，而在加力燃燒室中，與燃油混合的是已燃燒過的燃氣與空氣的混合氣，當然不利於燃燒。

因此，在加力燃燒室中雖然採取了組織穩定燃燒的必要措施，但燃燒過程仍然不好，不得不將加力燃燒室做得很長。現在燃燒室的長度約為400～800毫米，短的不到300毫米，而加力燃燒室的長度卻長達2000～3000毫米，與風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪加起來的長度相當或更長些，即使有這麼長的長度，在加力燃燒室出口處燃燒過程仍然不可能十分完全。

圖4-32為用於歐洲新—代戰鬥機「颱風」EF2000的EJ200渦輪風扇發動機，由圖可明顯看出，加力燃燒室的長度比風扇，高壓壓氣機，燃燒室，高、低壓渦輪幾個部件加起來的長度還要長一些。

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