航空燃气轮机的燃烧室有三种基本结构形式。如图4.2.8所示，有单管燃烧室、联管燃烧室和环形燃烧室。这在20世纪40年代航空燃气轮机刚开始发展的时候就已经有了，经过60年的发展，基本形式还是这三种，现在使用较多的是环形燃烧室。现分别讨论如下： 1.单管燃烧室
图4.2.9 单管燃烧室
图4.2.10 典型的单管燃烧室
单管燃烧室如图4.2.9和图4.2.10所示。单管燃烧室由多个(一般是8～16个)单个燃烧室组成。它们之间有联焰管相联，起传播火焰和均压的作用。每个单管燃烧室各有自己单独的火焰筒和外套。这种燃烧室在设计过程中，可以用空气流量较小的气源进行试验研究，便于进行设计调试，因而在早期的涡轮喷气发动机用得较多，与离心式压气机配合使用，在结构上比较简单。此外，在使用中，可以单独的拆换，因而维扩也比较方便。但是它的缺点较多，主要是它的空间利用率低；在重量上不仅本身比较重，而且因为它不能传递涡轮和压气机壳体上的扭矩，还要增加其他结构部件(轴承机匣)的重量。 2.联管燃烧室
图4.2.11 联管燃烧室
联管燃烧室如图4.2.11所示。与单管燃烧室相同的是：联管燃烧室也是有单独的火焰筒。但是这些火焰筒被包容在一个共同的环形腔道里。联管燃烧室的优点是结构比较紧凑，外壳可传递扭矩，因而有利于减轻发动机的结构重量。此外，它的火焰筒与单管燃烧室相似，因而对设计调试仍较方便。 3.环形燃烧室
图4.2.12 环形燃烧室
典型的环形燃烧室如图4.2.12所示。它是由四个同心的圆筒组成。在燃烧室的外机匣和内壳所形成的腔道中，安装着环形的火焰筒。在火焰筒的头部装有一圈燃油喷嘴和火焰稳定装置。环形燃烧室的气流通道与压气机出口和涡轮进口的环形气流通道可以有很好的气动配合，因而可以减少流动损失，并可以缩短燃烧室头部的扩压段。且可以得到较均匀的出口周向温度场。此外，环形燃烧室的空间利用率最高，壳体结构有利于扭矩和力的传递。与联管燃烧室相比，环形燃烧室更有利于减轻重量。近年来，很多新型发动机上都已广泛采用短环形燃烧室，以进一步减轻发动机的重量。 虽然有上述优点，但是它的缺点也比较明显。首先是沿圆周均匀分布的各个离心喷嘴喷油所形成的燃油分布和环形通道的进气不易配合好。此外，环形燃烧室的设计调试比较困难，需要有大型的气源设备。使用中装拆维护也比较复杂。
四、主燃烧室的基本性能要求 1.燃烧稳定、点火可靠
要求燃烧室在飞机飞行包线的所有范围内，以及飞机作各种机动动作时，发动机的工作状态急剧变化的情况下都能稳定燃烧，不熄火。燃烧室空中熄火意味着发动机空中停车，这对飞行安全是极大的威胁。因此稳定燃烧是燃烧室最基本的性能要求。
此外，当发动机在地面条件下起动和发动机在空中熄火停车后重新起动时，燃烧室应点火可靠，以保证发动机能及时起动、安全飞行。 2.有高的燃烧效率
由于燃烧室壁散热、燃料燃烧不完全以及燃烧产物的离解等原因，燃料的热值不能完全利用。表示燃料热值利用完全程度的物理量称为燃烧效率。
燃烧效率ηb的定义是燃油实际用于加热工质的热量与燃油完全燃烧时的放热量之比。其表达式为
(4.2-1)
式中qma──燃烧室进口空气流量(kg/s)；qmg──燃烧室出口燃气流量(kg/s)；qmf──进入燃烧室的燃油流量(kg/s)；h*3,a──燃烧室进口空气的焓(kJ/kg)；h*4,g──燃烧室出口燃气的焓(kJ/kg)；hf──燃油的焓(kJ/kg)；Hu──燃油热值(kJ/kg)。
式(4.2-1)是从能量角度反映燃烧室内燃油的完全燃烧程度，亦称焓增燃烧
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效率。在使用中h4,g是以T4查完全燃烧产物的焓值表求得，忽略了不完全燃烧产物的组成，因此有一定的误差，特别在燃烧效率较低的情况下误差较大。另一方面，由于需要考虑燃烧产物中的化学离解现象，不能用燃料热值表示理想发热量。用式(4.2-1)计算燃烧效率就不甚恰当。因此，近年来有的文献中(如“航空燃气轮机燃烧室”，金如山著，宇航出版社，1988年)公布的有关燃烧室试验数据常用温升燃烧效率来反映燃烧完全程度。
温升燃烧效率ηb,t是燃烧室中由燃料燃烧引起的实际温升与理论计算的理论温升之比，表达式为
(4.2-2)
式中T*4,th──完全燃烧时燃烧室出口平均温度的理论计算值。其值与燃烧室压力、进口空气温度、油气比(或余气系数)、燃料的碳氢组成和燃料的相态有关。实际应用时可由已知条件从已有的图表查得。完全燃烧时T*4=T*4,th，温升燃烧效率为1；不完全燃烧时T*4 燃烧室中气体的流动阻力和燃气加热时的热阻使气体流经燃烧室时压力稍有下降。气体的总压损失会导致航空燃气轮机单位推力(或单位输出功率)减小，耗油率上升，因此应当尽可能地减小总压损失。 常用总压恢复系数σb来表示主燃烧室的总压损失。总压恢复系数为 (4.2-3) 式中 是燃烧室的总压损失。 称为总压损失相似参数。 一般情况下，主燃烧室的总压恢复系数σb在0.92～0.96范围内。 4.燃烧室出口温度场应按所要求的规律分布 根据燃烧室内进行燃烧和空气的掺混过程，流出燃烧室的燃气温度场是不可能均匀的。为了保证涡轮转子叶片能安全可靠地工作，要求燃气沿半径的周向平均温度如图4.2.13所示的规律分布。 图4.2.13 沿叶高温度分布要求 由于涡轮叶片产生的离心力都通过叶片根部传到轮盘上，叶片根部受力大。所以要求燃气温度低些。叶尖很薄，强度刚度较差，也要求燃气温度低些。在离叶尖约为叶片高度的1/3处，燃气温度可以达最高值。这样，可使整个转子叶片接近于等强度。但是，实际的燃气温度分布不可能和上面曲线所希望的分布规律完全一致，这要在实验中反复调试，使其偏差不超过规定的范围。 此外，周向燃气温度分布也有一定的要求，特别是燃气局部最高温度与该半径周向平均温度之差，因为这会使涡轮导向器叶片局部过热和增加涡轮工作叶片的热疲劳负荷。 5.尺寸小，发热量大 缩短燃烧室长度不仅可以减轻燃烧室的重量，而且还可以缩短压气机和涡轮之间的距离，从而减轻机匣和转子的重量。燃烧室的直径，一般受到压气机和涡轮进出口尺寸的限制，从设计燃烧室的角度，自由选择参数的主动性较少。所以主要是缩短燃烧室长度的问题。 燃烧室尺寸的大小，是用燃烧室容热强度Qvf来衡量，容热强度的定义是每立方米的燃烧室容积里在单位压力下每小时实际放出多少热量。即 (4.2-4) 式中V──火焰筒容积。 一般情况下，航空燃气轮机火焰筒的容热强度为 。 6.减少排气污染 减少排气污染不仅要求燃烧完全，限制一氧化碳的产生，还要限制火焰燃烧区的温度不要太高避免氮氧化物的产生。近年来研制出“双头部”或“双环腔”的燃烧室。在火焰筒的头部的每个环腔内设置各自的喷油嘴，组织二个火焰燃烧区，使发动机在最大状态下工作时，二个燃烧区同时工作，使火焰偏离最高温度状态，以避免氮氧化物的生成；当发动机在低转速下工作时，仅一个燃烧区喷油燃烧使火焰在合理的油气比条件下工作以避免一氧化碳的生成。“双头部”燃烧室还十分有利于稳定燃烧的要求。