从上述六点要求中可以看出，相互之间是存在矛盾的，特别是为减轻重量而缩短燃烧室长度，这将影响燃烧完全的程度、温度场的分布以及在燃烧室头部的扩压损失。所以，必须全面考虑，统筹兼顾。
五、主燃烧室特性
表徵主燃烧室的特性，通常是指 ①燃烧效率；②燃烧室压力损失；③燃烧稳定性(熄火特性)；随着燃烧室进口气流参数和油气比(或余气系数)的变化规律。由于气体在燃烧室内的流动和燃烧过程十分复杂，而且燃烧过程受许多物理化学因素的影响，因此无法用计算的方法来取得燃烧室的特性。燃烧室特性主要通过实验获得。下面分别讨论这三方面的特性。 1.主燃烧室效率特性
实验证明，在一个已经制成的燃烧室，燃烧效率主要受以下四个参数的影响：
*
①燃烧室进口压力p3； ②燃烧室进口温度T*3；
③燃烧室进口空气流速c3或通过燃烧室的空气容积流量qva； ④燃烧室的油气比f或余气系数α。
图4.2.14 主燃烧室效率特性
燃烧效率ηb随油气比f或余气系数α的变化关系是燃烧室的基本特性。图4.2.14给出了由实验得到的某燃烧室的效率特性， 实验时保持燃烧室进口温度T*3和燃烧室进口空气流速c3不变，图中三条曲线对应三个不同的燃烧室进口压力p*3。
由图4.2.14可见，三条曲线的燃烧效率极大值都对应同一个最佳余气系数αopt。余气系数的最佳值是由燃烧室结构决定的，在燃烧室结构设计时，应按照设计状态的需要恰当安排参与燃烧的第一股气流和用于掺混的第二股气流，两股气流的不同比例影响最佳余气系数值的大小。由于材料耐热性的限制，在常用的燃烧室出口温度下，余气系数一般为3～4，这就决定了最佳余气系数αopt的数值。当余气系数α<αopt时，燃烧处于富油状态，部分燃油来不及燃烧完就被排出，因而燃烧效率下降。α偏离αopt时越远，燃烧效率越低，当α小于某一极限时，将导致富油熄火。当余气系数α>αopt时，燃烧处于贫油状态，混气燃烧速度下降，燃烧效率也下降，当α大于某一极限时，将导致贫油熄火。
从图4.2.14还可以看出，燃烧室进口压力p*3对燃烧效率影响较大，p*3越高，化学反应速度和火焰传播速度越快，燃烧效率也越高。然而当p*3增大到一定程度时，进一步提高进口压力p*3，燃烧效率不再有显著的提高。
燃烧室实验还表明，燃烧室进口空气温度T*3和气流速度c3对燃烧室效率有十分重要的影响，T*3升高对混气的形成和燃烧过程都有利，可以提高燃烧效率。但是对于一个在航空燃气轮机上使用的燃烧室来说，在大部分工作条件下，燃烧室进口的气流温度和速度都在一定的范围内变化，不致使燃烧效率有明显的变化，因此，燃烧室的效率特性往往只给出如图4.2.14所示的曲线。 2.主燃烧室压力损失特性
燃烧室的总压损失Δp*34与气流的动压头
有直接的关系。由于燃烧室
内各处气流速度c差别极大，可以用由燃烧室进口的空气密度ρ、空气流量qma和燃烧室最大截面积A算出的假想速度cm来代表
（4.2-5）
燃烧室的总压损失Δp*34可以通过流阻系数ψb来计算，流阻系数作为燃烧室的总压损失Δp*34与气流的动压头
之间的比例系数，其定义为：
（4.2-6）
流阻系数的数值主要由主燃烧室的结构设计决定。一般来说，单管燃烧室的ψb值较大，联管燃烧室其次，而环形燃烧室的ψb值最小。此外流阻系数还与主燃烧室工作时的加热比
有关。
实验表明，对于一个已经制成的燃烧室，流阻系数ψb可以用下式确定
（4.2-7）
式中常数A和B由实验得到。图4.2.15给出了某一个燃烧室的流阻系数ψb随燃烧室加热比θb的变化关系。随着加热比θb的提高，流阻系数ψb随着增大，总压损失也增加。图中虚线为θb=1时的流阻，称为冷态流阻。
图4.2.15 流阻系数ψb随燃烧室加热比θb的变化关系
由流阻系数很容易从式(4.2-6)和式(4.2-3)求得主燃烧室的总压损失Δp*34、总压损失相似参数Δp*34/p*2和总压恢复系数σb。 由式(4.2-6)得总压损失：
（4.2-8）
由于燃烧室进口速度较低，可近似认为ρ3≈ρ*3，因此上式也可写作：
（4.2-9）
总压损失相似参数为：
由上式可以看出，总压损失相似参数Δp34/p2与主燃烧室进口空气流量相似参
*
*
数的平方成正比。
3.主燃烧室熄火特性
余气系数过大或过小，不仅使燃烧效率降低，甚至有可能引起燃烧室熄火。余气系数过大引起熄火称为贫油熄火，余气系数过小引起熄火称为富油熄火，余气系数在两者之间，燃烧室才能稳定燃烧。
由实验得知，主燃烧室的燃烧稳定工作范围，随着燃烧室进口空气流速c3
的增加而缩小，如图4.2.16所示，该图称为主燃烧室熄火特性图。
图4.2.16 主燃烧室熄火特性图
燃烧室进口空气流速c3越大，燃烧稳定工作的范围越小，这是因为流速越大，火焰前锋不容易稳定，甚至被吹熄。所以进口空气流速越大就要求余气系数更接近最佳的余气系数值，该值根据各燃烧室的设计要求各不相同。进口空气流速过小，使空气流量太小，喷油量太少，雾化质量差，也不能保持稳定燃烧。
思考题:
⑴主燃烧室内为什么要设置火焰筒？燃烧室出口燃气温度的设计值不同时，设计者将对火焰筒的形状作什么变动？
⑵主燃烧室为什么要采用双路式离心喷油嘴？
⑶主燃烧室按结构形式可分为哪几类？各有哪些优缺点？
⑷主燃烧室的燃烧效率与总压损失与哪些因素有关？在非设计状态下工作时，如何进行估算？
第4.3节 加力燃烧室
Afterburner
一、概述
涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机处于最大工作状态工作时产生最大的推力，这时候发动机的转速已经达到最大转速，涡轮前燃气温度已经达到最大允许值，进一步提高发动机转速或提高涡轮前燃气温度将会使发动机的零件受到损坏。但是当飞机起飞或作二倍以上超音速飞行时，当军用飞机投入战斗时，要求在短时间内进一步增加发动机的推力。
在短时间内增加发动机的推力，称为发动机加力。加力可以有不同的方法，在涡轮出口设置加力燃烧室是增加推力的有效方法之一。空气通过主燃烧室后尚有2/3～ 3/4的氧气没有燃烧，在加力燃烧室中进一步喷油燃烧可以提高燃气温度，增大尾喷管出口燃气的喷射速度，以增大发动机的推力。由于涡轮后面没有转动部件，加力燃烧室出口的燃气温度可以比主燃烧室出口的燃气温度高得多。
理论上可以达到的最高温度是将燃气中的剩余氧气完全燃烧完，当发动机进口的空气温度为288K时，加力燃烧室出口燃气可能达到的最高温度为2400～2600K。目前加力燃烧室的材料不允许这样高的燃气温度，而且在高温下燃烧产物易于分解，要完全燃尽空气中的氧气达到这样高的燃气温度是困难的。目前加力燃烧室出口燃气温度最高达到2000K左右。
加力燃烧室的原理图如图4.3.1所示，由扩压器、喷油系统、点火器和火焰稳定器等组合件组成。
图4.3.1 加力燃烧室的原理图
二、加力燃烧室工作过程和主要零组件 1.扩压器
加力燃烧室进口燃气流速高达400米/秒左右。为了适当降低燃烧区域的气体流速，在加力燃烧室进口部分有一个扩张段，使气体流速降到150米/秒左右。扩压器由内外壁和整流支板组成，内外壁组成扩压通道，整流支板可消除涡轮出口气流的扭转流动。 2.喷油雾化
加力燃烧室的供油量大，喷嘴数目多，而且由于来流温度高，对雾化有利，所以，除了少数采用离心式喷油嘴外，较多的是采用结构简单的直射式喷嘴。它们都是迎着气流的方向喷油，增加油与气的相对运动速度，有利于改善混气的形成。
在加力燃烧室工作过程中，由于驾驶员油门杆位置的变化，可以从全加力状态减小到小加力状态，加力燃油流量会有很大的变化。此外，随着飞机飞行高度和速度的变化，加力燃烧室内的压力和气体流量随之变化，也影响加力燃油流量的变化。因而，同样有主燃烧室所存在的供油压力变化而影响燃油雾化质量的问题。解决的办法通常是在加力燃烧室里采用分区供油。每一个供油区域的下游设