本帖最后由 best0816 于 2017-3-13 10:08 编辑
各位看官久等了，感谢一直以来的关注和支持！谢谢各位，字太多，图片又乱，参差不齐，你们看得太辛苦了！我表示非常的抱歉。从今往后，为了让帖子看起来舒服，我们把图片宽度统一调整为小于等于550像素，这样的话，看起来图片整齐一些，加载也更快一些。
距离上一篇帖子更新过去了20多天，实际上燃烧室的设计工作开始得更早，现在终于有了结果。
下面就来看看这篇贴子设计阶段的重头戏-----燃烧室的设计
相对其它的部分，燃烧室的设计最复杂，考虑的因素最多，耗时最久，也是最烧脑的部分。而参与其中的小伙伴也是夜以继日，压榨所有休息时间换来的，我表示相当的佩服！
具体方面体现为：
第一：理论模型的不完善和辅助设计工具的局限性。燃烧室内的流动情况还要叠加瞬息万变的化学反映，模拟和测量难度都很大。
第二：进行燃烧实验的难度大，燃烧室主要是高温高压的实验，对于气源要求极高，实验中发现问题，马上就要改进再实验，再改进，费时，费钱，费力。根据经验和试错来设计的比例相对就大。
第三：燃烧室作为飞行器动力装置的核心部件，减少尺寸与重量是必须追求的目标，要求在尽可能小的空间内燃烧更多的燃料，同时燃烧要稳定高效，要低排放，要耐久，要出口均匀，要高效冷却，要点火包线宽，熄火边界低，总之燃烧室是一个真正精妙的设计。
所以，写这一篇关于燃烧室设计的介绍也是卯足了劲，有大量实实在在的干货。介于燃烧室相关的内容实在太多，我们就来一个燃烧室设计的概述，说说重点。下面正题开始。
燃烧室的作用
燃烧室的作用就是把燃料中的化学能通过燃烧释放出来，转变为热能，直接加入到发动机的空气当中，使其做功能力提高，产生推力或通过动力涡轮转化为机械能。从热力循环上讲，喷气发动机属于布雷顿循环热机，定压加热过程由主燃烧室及系统完成。（布雷顿循环：理想的布雷顿循环包括，绝热压缩，定压加热，绝热膨胀，定压放热4个过程，与内燃机相似）
燃烧室的组成
燃烧室的基本组成，包括 扩压器，机匣，喷嘴，旋流器，火焰筒。其中喷嘴和旋流器就大多数微型涡喷而言中集成在一起，变为喷油嘴和头部端壁。
燃烧室的结构类型
燃烧室典型的结构类型主要有3种，选择结构主要从发动机的性能要求和可以利用的空间两方面来考虑。
3种结构分别是单管燃烧室，环管燃烧室和环形燃烧室。
单管燃烧室研发时间最早，是用于飞行的第一代喷气发动机。
优点是应用年代较早，技术成熟，研发时间短，研发过程中气源的需求很小，经费少，结构上机械强度好，燃油喷雾与气流流型容易匹配。由于具有维护便利的特点，在工业燃气轮机上，单管燃烧室得到了较多的应用。
缺点是独立的单管火焰筒和单管机匣导致长度太长，重量太大，而且需要连焰管，压力损失大。
当时英国还在研制离心式压气机，Jumo004已经是轴流式的压气机了。这款发动机是在二战后期德国各种工业品都紧缺的时代生产出来的，由于关键稀有金属等的缺乏，性能大打折扣，但在战时依然堪用。生产了5000多台。战后被美军缴获实物和图纸，最终促成J47的制造。
大名鼎鼎的ME-262使用的就是单管燃烧室的发动机Jumo004。
ME-262,那个时代的传奇战机，吊打了盟军螺旋桨飞机。熟悉“军武”的小伙伴都知道262是谁啦！他的名字就来至这款战机。
此外还有AR-234轰炸机，据说后期还有各种改装成其它用途的机型。例如：加装火箭助推发动机用于协助起飞和迅速爬升。
以及现在被研究坏了的推测可以隐身还是B2轰炸机的前身HO-229飞翼机等。
在那个电子飞控不发达甚至还没有的时代，飞翼的布局到底是怎么有效的操纵飞机飞行的，我一直都没有搞懂。
HO-229的飞行服，今天看起来像是太空服一样。记得这套飞行服好像从来没有使用过，试飞时飞行高度都在1000以下。
以上都是一些具有传奇色彩的飞机，每一款背后都有好多精彩的故事，有兴趣可以自己找来看看。
接着说说环管燃烧室
第二代用于飞行的喷气发动机，基本上都采用了环管燃烧室。
优点是将多个火焰筒放在一个共同的机匣内，相比单管更短更轻，研发中费用适中，气源需求不需要太大。集中了环形的紧凑和单管的机械强度与一体。比单管更短更轻。
缺点是与空气流型匹配不大容易，前端扩压器设计困难，仍然需要连焰管，与环形相比体积还是偏大。
采用环管燃烧室的第二代发动机主要有GE的J73，J79，惠普的J57和J75，劳斯莱斯的Olympus和Spey，还有就是我们国家的涡喷6和涡喷7等等。
其中最具代表性，性能最优秀的要算是GE的J79，独创性的开辟了可调定子技术，成为通用发动机的经典之作。
该发动机装备了大量战斗机和民机，耳熟能详的就有F-104、F-4鬼怪、等等。
日本现在还有服役的F4EJ战斗机，级别跟我们的6爷有得一拼，都是50后。
而惠普的J57系列则是开创了双转子技术应用的先河。
他的后辈J58就是后来SR71黑鸟的涡轮冲压发动机，类似于现在的YF120变循环发动机，这么多年前，美国人的设计理念好先进。
装备J57系列的机型也是不胜枚举，最有名的还是B52这个大炸B，装了8台J57上去。它拥有一个优秀战略轰炸机的所有自我修养，所以至今还在服役，当年爷爷开过的B52，现在孙子又来开！
有谁可以说说，机翼下方那个挂着的机身那么像F35是怎么回事啊？
涡喷6和涡喷7都是仿制苏联的发动机，装备的飞机也基本上是苏式的。
简单的说，涡喷6装备歼6，歼6仿制米格19，米格19装备Pд-9Б，涡喷6仿制Pд-9Б。
涡喷6最明显的标志就是头顶活生生突出来的一截大包！
我歼6美图
涡喷7装备歼7，歼8。歼7仿制米格21，米格21装备R11F-300发动机，涡喷7仿制R11F-300。
涡喷7的标志是进气口旁边一个水壶一个背包。
我歼7美图
从上世纪60年代以后，环形燃烧室的布局已经成为主流，GE的CFM56，F110等，惠普的F100,F119等，劳斯莱斯的RB211等以及我们国家的太行系列等等。
优点是机匣和火焰筒都是环形结构，这是喷气发动机的理想形式，气动布局与压气机出口流型容易匹配，压力损失小，结构紧凑，相同“容热强度”下长度重量都是最小的。
缺点是火焰筒容易高温翘曲变形，燃油流动与空气流型配合困难，研发需要大型气源，研发难度大费用高。出口温度分布不容易维持。（这个的问题很大，后面说）
CFM5系列涡扇发动机装备的机型有空客A320，波音737等，由于风扇和涡轮的直径较大，环形燃烧室又较小的特点，所以现代的大涵道比涡扇发动机都呈现“蜂腰”的外形。
CFM56发动机
空客A320，空客的飞机是加装了向机翼上下都延伸的翼梢帆片，
波音737-800，波音的飞机是加装了沿机翼延伸并上翘的翼梢小翼，不过这个区别我没有专门验证过。
由于采用环形燃烧室的发动机装备的飞机太多，就不一一列举了，已经扯得有点远。
燃烧室还可以根据气流方向来分类，大致可以分为3种，直流燃烧室，折流燃烧室，和回流燃烧室。 我们所制作的微型涡喷属于直流燃烧室，气流在燃烧室中沿轴向流动。多数发动机采用这种燃烧室。
折流式：气流由压气机流出后，折成两路流入火焰筒。一般与甩油盘配合使用，在上世纪80年代之后新研制的小型发动机已基本不采用这种供油方式。
回流式：压气机出口的空气由燃烧室的后端流入火焰筒头部。燃烧的燃气则向前形成回流。后两种形式气流流动损失大，但能缩短发动机的长度，一般用于采用离心式压气机的发动机中。
燃烧室的总体设计特点
燃烧室的结构特点主要有两个方面的考虑，一是燃烧室中的燃烧过程必须遵守燃烧的基本规律，例如，油气比，温度，风速等等。另一个方面就是上面讲过的气动热力要求，出口温度分布，稳定性，燃烧效率，点火性能等。
所以基于这两种因素，现在的燃烧室形成了与下图基本相似的结构。
燃烧室要复合上诉要求，通常就要采取以下一些措施来达到！
扩压降速：任何一种流动结构都会产生流阻损失，而对空气加热（不包含超音速）使速度增加也会带来气流的总压损失，燃烧室总的压力损失由流动损失和加热损失两部分组成。对于给定的燃烧室结构和温升，想要减少阻力损失，必须降低来燃烧室的气流速度。
下图此前发布过，是已经定型的压缩机气流速度和静温分布。有图上可知，扩压器出口的静温高达468开尔文。压气轮叶片出口的流速高达200米/秒以上，而扩压器出口的气流速度已经降低到3.8-7米/秒。
通过流阻损失和加热损失与来流马赫数的关系公式我们可以算出，当燃烧室进口气流为200米/秒既0.58马赫，燃烧室的加温比（加温比是指，燃烧室出口温度与进口温度之比）2.0左右。则加热损失高达3%-15%。这样就大大降低了燃气的做功能力，所以需要降低燃烧室在燃烧区的气流速度，通常来讲将此速度降到5-30米/秒就可以大幅降低加热损失。
燃油雾化：液体燃料要燃烧得迅速和高效，必须将燃油雾化形成油雾，并较均匀的分布到整个燃烧室空间当中。 一个优秀的雾化手段必须达到以下的功能和要求： 1、在宽广的流量范围内都能良好的雾化 2、快速相应燃油变化 3、耗能小 4、成本低，重量轻，易维护 5、耐高温，不变形，不堵塞 6、均匀的径向和轴向油雾浓度分布
燃烧室中雾化燃油的方法利用各种燃油喷嘴，有压力雾化喷嘴，空气雾化喷嘴，蒸发管雾化喷嘴和甩油盘喷嘴。
目前航空发动机中的主流方法是使用空气雾化喷嘴。
而根据结构和需求来说，微型涡喷使用的方法基本上都是蒸发管式。只是蒸发管的结构不同而已。 下图为上世纪80年代为改善蒸发管性能和减小长度发展的T型蒸发管，燃油从喷嘴喷出，一部分大概是20%燃油喷射到蒸发管的高温壁面上，另一部分80%则进入蒸发管的高温空气中，随空气流动，在喷管出口雾化为直径小于20um的细小液滴。
目前大多数商品涡喷采用的是直通蒸发管，蒸发原理一致。
下图为我们采用“拐杖型”结构的蒸发管，这也是最早期蒸发管的结构。
火焰稳定：即使在扩压器减速后，不同转速下，燃烧室内空气流速也可能很大，在高速气流条件下，要稳定燃烧，需要创造一个低速区或者回流区，就像在大风中点烟一样，必须用手构成一个背风区，才能稳定火焰。通常在航空发动机燃烧室中稳定火焰的装置是旋流器和带孔火焰筒，头部端壁和利用射流形成回流区。 而微型涡喷中一般没有旋流器，主要靠火焰筒，头部端壁还有射流形成回流区，以保持燃烧稳定。
下图为我们的燃烧室气流流向图。可见主燃区的气流速度在10米每秒之下，以便稳定燃烧。
空气分股：燃烧室的空气分股根本原因在于三个： 一是流速问题，上面已经讲到过了。
二是燃烧室内的化学恰当比问题，发动机涡轮得到足够的动力驱动压气机持续供气，其空气流量相当大，如果全部空气参与燃烧则大大低于化学恰当比，甚至超过了贫油可燃边界。发动机就不能点火。为保证燃烧稳定，必须将空气分股，只允许一部分空气进入主燃区，另一部分进入掺混区。
三是由下图可知主燃区的燃气温度高达2000K以上，超出了涡轮和其它金属部件的耐高温范围，经过掺混后燃烧室出口温度降低至1000K左右。来自主燃区的高温燃气必须经过冷空气掺混才能进入涡轮。所以，小涡喷在试车时喷火是不正常的现象，燃油供给量正常的情况下，大多数是燃烧室设计方面的问题。
燃烧室的性能要求 衡量燃烧室的性能具体可以分为以下几点：燃烧效率，稳定工作范围，启动点火，容热强度，总压损失，出口温度分布，排气污染，耐久性。内容太多我们选择几个点来说说。
燃烧效率：表明燃料燃烧的完全程度。 有3种定义方法：焓增燃烧效率，温升燃烧效率，燃气分析法燃烧效率。
焓增燃烧效率：燃烧产生的热量使燃烧室进口空气、燃油产生焓增与燃油理论发热量的比值。
温升燃烧效率：燃烧引起的温度升高与理论计算温升的比值。
燃气分析法燃烧效率：通过分析燃气，测量出燃烧产物中一氧化碳，未燃碳氢化合物、以及二氧化碳的含量，从而确定燃烧效率。 前两种方法都是建立在发热和温升理论上，受燃料差异而结果相差较大，另一方面前两种方法都需要测量温度，而高温测量的本身误差就比较大，其中还夹杂热传递等干扰，如果高温区高于1800K温升法还要考虑化学解离 。第三种方法是通过给燃气取样，测量其成分，据此来分析燃烧效率，它只与分析的仪器精度有关，与燃料和其它干扰无关。所以是目前世界上都采用的测量效率的方法。 下面我们来看看燃烧室仿真结果的分析。 下图为燃料质量分数，计算时采用柴油等价分子式C12H23，液滴模型采用离散液滴模型，并考虑液滴的破碎和蒸发。燃料通过蒸发管喷出，在主燃区的顶部质量分数最高，掺混区和出口几乎看不到有燃料存在。（质量分数是指：单位体积该气体所占的质量分数，没有单位）
待燃油燃油内部分布均匀后假如燃烧模型，进行燃烧数值模拟。 下图为一氧化碳质量分数，可以看到在主燃区存在大量一氧化碳，随着轴线距离的增加，经过二次燃烧后，掺混区和出口一氧化碳含量几乎为零。
下图为二氧化碳质量分数，深蓝色区域中二氧化碳的质量分数为零，是因为进气口只给了氧气和氮气，为方便计算做了合理简化。我们设定一个喷嘴的燃料流量，再检测出口二氧化碳的质量分数，根据理论反应式我们计算出该燃烧室的燃烧效率为0.95。
我们还模拟出了其它气体的质量分数，下图为氧气的质量分数。大红色未燃烧的氧气质量分数。从图中可以看出，出口处的氧气含量并未降到0，正是这个原因单涵道发动机加力燃烧室的设计才成为可能。
下图为氮气的质量分数，可以看到再高温区域氧气与氮气生成氮氧化合物使氮气质量分数降低。
下图为燃烧后水蒸气的质量分数。
容热强度：是指，燃烧室容积的利用程度。单位体积内，单位压力下，每小时燃烧燃料发出的总热。参数越高，表示性能越强。一般情况下，影响容热强度的因素决定了火焰筒和燃烧室的形状。
决定燃烧室容热强度的主要因素有：燃烧室头部高度，燃烧室长度，喷嘴间距及参考面积。
头部高度：头部高度是指火焰筒头部喷嘴处内外壁之间的最大距离。头部高度越小，高空点火能力越差，燃烧稳定性越差。头部高度越大，油气混合均匀性越差，出口温度分布和燃烧效率会受到影响。实际设计时，头部高度通常与喷嘴间距相等。考虑到燃烧稳定性的需求，头部高度适当的增大。
燃烧室长度：燃烧室必须有一个足够的长度来容纳主燃区和掺混区。容积和长度依赖于释热率、停留时间等，最重要的是流动形态要完全建立。这确定了燃烧的形状。 目前主流的燃烧室长高比为2左右。
喷嘴间距：对于环形燃烧室来说，重要的就是联焰和出口温度分布的均匀性，小而多的喷嘴分布对于出口温度的均匀性相当有好处。前面说道，喷嘴间距与头部高度相关联，对于大发动机来讲，这个比值在0.7~1.0之间，对于微型涡喷来说在1.0~1.5之间。有的超过1.5，越小越密一些。
参考面积：是指燃烧室内外机匣之间横截面最大处的截面积。参考面积主要作为燃烧室内流速的计算的参考。通常与火焰传播速度相当，20~30米/秒。
最后来看看出口温度分布：出口温度分布主要关系到涡轮的工作环境。尤其要避免高温热点的出现。涡轮长时间工作在有热点的环境中，寿命将会大大衰减。此外还有平均径向温度分布最大偏差，周向温度分布最大偏差等等，就不再次讨论了。燃烧室出口的温度最大值（既热点）与超出平均值的量与燃烧室温升直逼称为出口温度分布系数。下图燃烧室出口温度分布图，经过计算出口温度分布符合设计要求。
燃烧室的空气动力学 燃烧室内的空气流动在燃烧室的设计和性能方面非常重要，一个好的空气动力学设计配合良好的雾化喷嘴，则燃烧室的气动热力性能就不会差。 下图为燃烧室流的流动过程。 它们的功能是：内外环腔主要起到扩压降速的作用，为火焰筒内部提供良好的进气条件。主燃区的流动主要是形成回流区，进一步降低流速，创造燃烧的有利条件实现高性能的燃烧。掺混区流动主要是配合主燃区流动以便降低出口温度以符合发动机性能要求。
横向射流：火焰筒壁上开有多个打孔，目的是从环腔引入气流，形成横向射流，多个横向射流相互交叉，与火焰筒内的主流进行混合。在主燃区交叉射流构成并截断回流区，将主燃区与掺混区分隔开来，多个射流可以强化燃烧和调整出口温度场。 红线表示射流分布
下图为六分之一周期，两侧壁面为周期边界条件，火焰筒壁面对流换热系数250W/m^2/k。
下图为掺混孔对燃气温度分布的影响
流量分配：燃烧室的流量分配必须根据总油气比和其它性能要求来组织分配。具体实施时主要考虑的因素是高效、稳定的燃烧，适当的冷却保护火焰筒壁，以及适当的掺混气流调整出口温度场。因此，流量分配主要分配的是燃烧流量，冷却流量和掺混流量。
气膜孔冷却结构：将高温从火焰筒带走的最好办法就是在火焰筒壁上形成一层冷却气膜，气膜冷却的方法是：用冷却气流通过一定数量的环形缝隙或一圈通孔紧贴壁面喷出，在火焰筒壁与燃气之间形成一道保护膜。该气膜在与主流燃气的湍流掺混而逐渐减弱，实际使用中，每隔40~80毫米就要重新布置一道。
常见的气膜孔结构有波纹环带、堆叠环带、喷溅环带和机械加工环带。
微型涡喷为了简化制作通常采用直接在火焰筒上开小孔的方式来构成冷却气膜的通道。 下图为掺混区气膜冷却孔截面温度场分析，可以看出气膜孔的冷却作用相当明显。 介于版面和时间的原因，燃烧室设计的介绍就到这里，经过了几次大的精简还是写了这么多。其外还有燃烧室压力分析、传热过程分析、贫油燃烧和点火、燃油分布、燃烧排放污染分析等等没有介绍到以后有机会再来与给位看官讨论吧。
下次更新预告-----可能是喷管设计，可能是配套ECU的设计介绍。看时间而定吧！！谢谢各位看官熬到这里！ | 
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发表于 2017-2-25 00:24:35
发表于 2017-3-1 12:38:28
