航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的功能是將燃料的化學(xué)能通過燃燒轉(zhuǎn)化為熱能。在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)上燃燒室分為主燃燒室和加力燃燒室，主燃燒室是發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的三大高壓部件之一，加力燃燒室主要用在戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)上以短時(shí)間增加發(fā)動(dòng)機(jī)推力，使飛機(jī)加速，在除戰(zhàn)斗機(jī)以外的其他飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)上一般不設(shè)加力燃燒室。主燃燒室將燃料燃燒后形成的高溫高壓燃?xì)怛?qū)動(dòng)渦輪做功帶動(dòng)壓縮部件，除去帶動(dòng)壓縮部件所消耗的功之外，剩余的高溫高壓燃?xì)獾哪芰客ㄟ^噴管排氣產(chǎn)生推進(jìn)力推動(dòng)飛機(jī)前進(jìn)，或通過動(dòng)力渦輪帶動(dòng)螺旋槳、槳扇、旋翼產(chǎn)生拉力及升力。發(fā)動(dòng)機(jī)吸入的空氣中的氧氣在主燃燒室燃燒過程中并未全部消耗，因此在渦輪后可以設(shè)置加力燃燒室，再次噴入燃料燃燒加熱燃?xì)?，進(jìn)一步提高燃?xì)饽芰恳栽黾影l(fā)動(dòng)機(jī)的推力，主燃燒室和加力燃燒室在發(fā)動(dòng)機(jī)上的位置見圖1。

隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展，發(fā)動(dòng)機(jī)的工作壓力和渦輪前溫度越來越高，燃燒室的工作條件和技術(shù)指標(biāo)要求越來越苛刻，突出的技術(shù)矛盾是在燃燒室負(fù)荷越來高的情況下，滿足高的燃燒性能和輕的重量要求，在傳統(tǒng)燃燒技術(shù)基礎(chǔ)上必須采用新的原理和技術(shù)方案以提高發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能指標(biāo)。

主燃燒室新技術(shù)

航空燃?xì)廨啓C(jī)主燃燒室的傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)形式可分為單管燃燒室、環(huán)管燃燒室、環(huán)形燃燒室，這基本與航空燃?xì)廨啓C(jī)的發(fā)展歷程相對應(yīng)。早期的燃燒室多為單管燃燒室，后來發(fā)展為環(huán)管燃燒室，上世紀(jì)60年代，環(huán)形燃燒室出現(xiàn)并成為燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的必然選擇，隨著燃燒技術(shù)的發(fā)展，短環(huán)形燃燒室是目前普遍采用的方案（圖2）。在采用離心式壓氣機(jī)的燃?xì)廨啓C(jī)中為了縮短軸距并利用離心壓氣機(jī)徑向尺寸較大的特點(diǎn)，發(fā)展了環(huán)形回流燃燒室或環(huán)形折流燃燒室。

現(xiàn)代高性能發(fā)動(dòng)機(jī)對主燃燒室提出了越來越高的要求，對于軍用發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室而言，要求其具有更高的溫升工作能力和更寬的工作范圍；而民用發(fā)動(dòng)機(jī)對燃燒室污染排放指標(biāo)提出了極為苛刻的要求，以滿足發(fā)動(dòng)機(jī)適航取證。因此主燃燒室主要朝兩個(gè)方向發(fā)展：高性能軍用發(fā)動(dòng)機(jī)使用的高溫升燃燒室及民用發(fā)動(dòng)機(jī)需要的低排放燃燒室；為應(yīng)對上述挑戰(zhàn)，提出了以下燃燒室新技術(shù)方案。

旋流器陣列多點(diǎn)噴射燃燒室（圖3）。此類燃燒室是將常規(guī)燃燒室頭部的旋流器和噴嘴的尺寸縮小，在傳統(tǒng)燃燒室單個(gè)頭部大小的空間內(nèi)布置多個(gè)噴射點(diǎn)，每個(gè)噴射點(diǎn)的燃料和空氣快速均勻的混合，每個(gè)噴射點(diǎn)有自己的回流區(qū)和燃燒區(qū)，燃燒時(shí)有多個(gè)火焰，由于每個(gè)噴射點(diǎn)的回流區(qū)長度短，燃燒駐留時(shí)間短，在降低污染物的生成方面有很大的潛力。同時(shí)該類型燃燒室由于有多個(gè)噴射點(diǎn)的存在，可以將噴射區(qū)域進(jìn)行分區(qū)燃燒，兼顧燃燒室在低工況下的穩(wěn)定工作及高工況下的高效燃燒，適合于工作范圍寬廣的高溫升燃燒室；還可以對噴射點(diǎn)進(jìn)行控制，具有溫度場主動(dòng)調(diào)節(jié)能力，能夠滿足高性能軍用發(fā)動(dòng)機(jī)高品質(zhì)燃燒室出口溫度場的需求。

駐渦燃燒室（圖4）。駐渦燃燒室是一種采用獨(dú)立凹腔進(jìn)行穩(wěn)焰的燃燒室，其原理是由超聲速燃燒的背風(fēng)臺(tái)階穩(wěn)定火焰原理演變而來，最早在美國的IHPTET計(jì)劃中提出。駐渦燃燒室由產(chǎn)生值班火焰的凹腔結(jié)構(gòu)和鈍體穩(wěn)焰主燃區(qū)組成，其主要特點(diǎn)是可以實(shí)現(xiàn)分區(qū)分級(jí)燃燒，發(fā)動(dòng)機(jī)在點(diǎn)火、慢車等小工況狀態(tài)時(shí)，燃燒室只駐渦區(qū)工作，保證了燃燒室低工況穩(wěn)定性；而在起飛等大功率狀態(tài)下燃燒室駐渦區(qū)和主燃區(qū)同時(shí)工作，保證高工況下的高效燃燒性能；駐渦燃燒室其點(diǎn)火器位于駐渦區(qū)內(nèi)，不易被吹熄，點(diǎn)火性能相對其他燃燒室更加優(yōu)越。由于實(shí)現(xiàn)分級(jí)燃燒，能夠有效控制氮氧化物等污染排放物的生成。美國GE公司在駐渦燃燒室研究方面處于領(lǐng)先地位，通過多年的研究已經(jīng)發(fā)展了四代駐渦燃燒室，并開展了相關(guān)的試驗(yàn)，GE公司在2007年完成了全環(huán)形駐渦燃燒室設(shè)計(jì)和試驗(yàn)驗(yàn)證，擬應(yīng)用在高推重比發(fā)動(dòng)機(jī)上。

渦輪級(jí)間燃燒室及超緊湊燃燒室。渦輪內(nèi)燃燒最初的目的是采用渦輪內(nèi)燃燒取代主燃燒室建立定溫循環(huán)， 定溫循環(huán)的效率比常規(guī)燃燒室的定壓循環(huán)高30%～40%，但定溫循環(huán)超出了常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)參數(shù)與運(yùn)行參數(shù)，只能用于理論研究。在本世紀(jì)初，由Sirignano等人提出了在高低壓渦輪之間的補(bǔ)燃燃燒形式，在此方案的基礎(chǔ)上發(fā)展了渦輪級(jí)間燃燒室（Inter-stage Turbine Burner，ITB）及超緊湊燃燒室（Ultra-Compact Combustor，UCC）。

渦輪級(jí)間燃燒室（圖5）是在高低壓渦輪之間再布置一個(gè)小型燃燒室，由于有渦輪級(jí)間燃燒室的存在，可以拓展壓氣機(jī)總增壓比的設(shè)計(jì)范圍，適當(dāng)降低渦輪前溫度提高渦輪壽命，實(shí)現(xiàn)高飛行馬赫數(shù)下發(fā)動(dòng)機(jī)推力更大耗油率更低的目標(biāo)。渦輪級(jí)間燃燒室由于受到結(jié)構(gòu)布局的影響，需要在較小的空間內(nèi)完成穩(wěn)焰、燃燒等過程，所以一般采用駐渦凹腔穩(wěn)焰燃燒的方案。

超緊湊燃燒室（圖6）是渦輪間燃燒室的進(jìn)一步提高和發(fā)展，其基本原理是將燃燒室與高、低壓渦輪導(dǎo)葉整合，實(shí)現(xiàn)在渦輪導(dǎo)葉內(nèi)燃燒，實(shí)現(xiàn)近似等溫燃燒循環(huán)，提高發(fā)動(dòng)機(jī)的熱效率，此方案對發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)及結(jié)構(gòu)的改變較多。超緊湊燃燒室是目前幾種先進(jìn)燃燒技術(shù)如：凹腔穩(wěn)焰、多點(diǎn)噴射組織燃燒，周向燃燒、旋流燃燒、補(bǔ)氣射流、駐渦燃燒等技術(shù)的綜合應(yīng)用的集成。

美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室針對超緊湊燃燒室開展了四個(gè)階段的研究。階段一：以替代主燃燒室為目標(biāo)的研究；階段二、階段三：以替代渦輪級(jí)間燃燒室為目標(biāo)的研究工作；階段四：以實(shí)現(xiàn)渦輪內(nèi)燃燒替代加力燃燒室為目標(biāo)的研究工作，最終實(shí)施定溫循環(huán)燃燒。超緊湊燃燒技術(shù)目前已經(jīng)在渦輪間燃燒上進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證（圖7），其貧油熄火油氣比只有目前系統(tǒng)的25%～50%，同時(shí)在應(yīng)用時(shí)可以和渦輪葉片整合一體，實(shí)現(xiàn)渦輪內(nèi)燃燒構(gòu)想，并且已經(jīng)開始實(shí)施，更設(shè)想用以取代主燃燒室，實(shí)施定溫循環(huán)，實(shí)現(xiàn)高效率動(dòng)力輸出，并且作為下一代燃燒室技術(shù)，減小發(fā)動(dòng)機(jī)重量和尺寸。

低排放燃燒技術(shù)。其中包括：貧油預(yù)混預(yù)蒸發(fā)燃燒技術(shù)；富油燃燒技術(shù)。 貧油預(yù)混預(yù)蒸發(fā)燃燒技術(shù)燃燒室的污染排放物包括：一氧化碳（CO）、未燃碳?xì)洌║HC）、氮氧化物（NOx）和冒煙等4種燃燒產(chǎn)物，目前除氮氧化物以外，其他排放物指標(biāo)已相當(dāng)?shù)?，低排放技術(shù)的重點(diǎn)是進(jìn)一步降低氮氧化物的排放，直接的措施是縮短燃料的燃燒時(shí)間，降低燃燒區(qū)的燃燒溫度。貧油預(yù)混預(yù)蒸發(fā)燃燒室是通過在燃燒區(qū)加入大量空氣，并使燃油和空氣預(yù)先混合并完成部分蒸發(fā)再進(jìn)行燃燒，相對于傳統(tǒng)的旋流擴(kuò)散燃燒，燃燒均勻，燃燒溫度低，因此燃燒產(chǎn)物中的污染排放特別是氮氧化物（NOx）顯著降低，貧油預(yù)混預(yù)蒸發(fā)燃燒技術(shù)有很多種方案，目前取得成功的是GE公司研制的雙環(huán)預(yù)混旋流（TAPS）燃燒技術(shù)（圖8），燃燒室結(jié)合了分級(jí)分區(qū)燃燒和貧油預(yù)混燃燒的思想。由值班級(jí)（預(yù)燃級(jí)）和主燃級(jí)組成。值班級(jí)為擴(kuò)散火焰模式，保證發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)點(diǎn)火可靠和較為寬廣的燃燒邊界；主燃級(jí)為貧油預(yù)混燃燒模式，主要工作于大工況，以減少NOx的生成。

目前，TAPS燃燒室已發(fā)展了三代，分別為TAPS1、TAPS2和TAPS3。TAPS1技術(shù)目標(biāo)是要比傳統(tǒng)富油頭部設(shè)計(jì)的燃燒室或CAEP2標(biāo)準(zhǔn)降低NOx排放50%，成功用于GEnx發(fā)動(dòng)機(jī)上；TAPS2的目標(biāo)是在TAPS1的基礎(chǔ)上再降50%，主要是針對總增壓比大于40的發(fā)動(dòng)機(jī)，比CAEP2標(biāo)準(zhǔn)NOx排放降低70%，首先用于我國大飛機(jī)C919的啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)LEAP-X上；TAPS3目標(biāo)是比CAEP/6降低NOx排放75%，比CAEP/2降低85%。

富油燃燒技術(shù)。富油燃燒的基本特點(diǎn)是主燃區(qū)空氣量低于燃料完全燃燒所需空氣量，當(dāng)燃燒區(qū)為富油燃燒時(shí)，因燃燒不完全，燃?xì)鉁囟容^低，NOx生成量也較低，但是經(jīng)過富油燃燒后，有大部分燃油未燃燒完全，隨著燃?xì)庀蛳掠瘟鲃?dòng)，必定要在化學(xué)恰當(dāng)比附近燃燒，此時(shí)，燃?xì)鉁囟群芨?，是NOx大量產(chǎn)生的區(qū)域，為了跳過該區(qū)域，通過在富油燃燒區(qū)末端加入大量空氣瞬時(shí)降低燃?xì)鉁囟?，此后未完全燃燒的可燃成分在貧油狀態(tài)繼續(xù)燃燒，從而整個(gè)燃燒過程的溫度降低。典型的富油燃燒技術(shù)是PW公司研制的富油燃燒-快速淬熄-貧油燃燒（RQL，圖9）技術(shù)。PW公司將RQL燃燒技術(shù)用在V2500發(fā)動(dòng)機(jī)扇形試驗(yàn)段上試驗(yàn)，其結(jié)果比當(dāng)時(shí)的排放標(biāo)準(zhǔn)低50%。之后，PW公司進(jìn)行一系列的低排放燃燒室的研發(fā)，他的低排放燃燒室稱為TALON燃燒室，分別發(fā)展了TALONⅠ、TALONⅡ和TALONⅩ等一系列低排放燃燒室，已在PW4084、PW6000、PW8000等發(fā)動(dòng)機(jī)上成功應(yīng)用。

加力燃燒室新技術(shù)

戰(zhàn)斗機(jī)在起飛、爬升、規(guī)避導(dǎo)彈或機(jī)型作戰(zhàn)機(jī)動(dòng)飛行等狀態(tài)需要更大的推力以實(shí)現(xiàn)短時(shí)間加速飛行，發(fā)動(dòng)機(jī)使用加力是短時(shí)間內(nèi)增加推力的最好辦法。加力燃燒室是實(shí)現(xiàn)8cdebadab7c4b4f1f8ab2c6dfd518e5b發(fā)動(dòng)機(jī)加力的部件，它能保持發(fā)動(dòng)機(jī)最大轉(zhuǎn)速和渦輪前燃?xì)鉁囟炔蛔兊那闆r下，將燃油噴入氣流中讓剩余氧氣再次燃燒，產(chǎn)生額外推力?，F(xiàn)在軍用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室（圖10），大都采用V型穩(wěn)定器來穩(wěn)定火焰，這種加力燃燒室通過氣流在鈍體后形成的尾跡旋渦和回流區(qū)產(chǎn)生一個(gè)油氣混合均勻的低速區(qū)，從而具備了火焰穩(wěn)定的必備條件。

現(xiàn)代高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室工作條件越來越惡劣，性能要求更高，主要特征表現(xiàn)在內(nèi)涵進(jìn)口溫度更高、氧含量降低的情況下，進(jìn)一步提高加力溫度和燃燒效率，降低流體阻力，縮短長度，加力重量超輕。傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室很難實(shí)現(xiàn)上述要求，未來加力燃燒室的發(fā)展必然將某些部件進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，變得更加緊湊，以減少長度和降低重量，提高發(fā)動(dòng)機(jī)推重比。渦輪后框架一體化加力燃燒室、旋流加力燃燒室、外涵加力燃燒室是目前研究的重要方案。

渦輪后框架一體化加力燃燒室。

渦輪后框架一體化加力燃燒室的主要特征是取消傳統(tǒng)加力燃燒室的混合擴(kuò)壓器，將噴油桿和鈍體穩(wěn)定器整合到渦輪后支撐框架的支板上，形成超級(jí)緊湊的一體化結(jié)構(gòu)，加力燃油從支板內(nèi)的噴嘴孔噴入并進(jìn)入支板后形成的回流區(qū)內(nèi)穩(wěn)定燃燒，渦輪后框架一體化加力燃燒室與傳統(tǒng)加力燃燒室對比如圖11所示。這種加力燃燒室的設(shè)計(jì)關(guān)鍵在于：合理的安排燃油噴射，既保證加力燃油濃度分布與氧濃度分布主動(dòng)匹配，又避免燃油的自燃與結(jié)焦，還能保證燃油在支板后的回流區(qū)內(nèi)形成穩(wěn)定燃燒點(diǎn)火源，同時(shí)保證加力燃燒室較低的流阻損失；一體化加力燃燒室方案能適用于更高的加力熱負(fù)荷，具有更簡單的結(jié)構(gòu)以及更高的噴桿和穩(wěn)定器工作可靠性，在高推重比發(fā)動(dòng)機(jī)研制中得到了深入廣泛的研究。采用渦輪后框架一體化加力燃燒室的典型代表為美國PW公司研制的F119發(fā)動(dòng)機(jī)，其推重比在10左右。

旋流加力燃燒室。旋流加力燃燒室是采用類似主燃燒室的旋流燃燒原理組織燃燒，以渦輪后承力框架作為旋流加力的葉片，燃油噴桿內(nèi)置在葉片內(nèi)，形成旋流器的流場結(jié)構(gòu)，取消了噴油桿和鈍體穩(wěn)定器。該方案可大幅度強(qiáng)化油氣混合，提高燃燒強(qiáng)度和燃燒穩(wěn)定性，縮短燃燒段長度，降低尾噴流火焰輻射強(qiáng)度，從而縮短加力燃燒室的長度、減輕重量，提高發(fā)動(dòng)機(jī)隱身性能，但旋流加力燃燒室出口氣流存在較大的余旋，會(huì)引起發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失。

外涵加力燃燒室。

常規(guī)加力燃燒室是采用內(nèi)外涵燃?xì)夂涂諝饣旌虾笤冱c(diǎn)火燃燒，外涵加力燃燒室是直接在外涵道貧油組織燃燒。與傳統(tǒng)方案相比，外涵加力燃燒室結(jié)構(gòu)尺寸更緊湊，有利于發(fā)動(dòng)機(jī)減重設(shè)計(jì)；外涵空氣含氧量高，有利于組織燃燒，但由于進(jìn)氣溫度和壓力較低，燃油蒸發(fā)困難，不利于油氣混合，影響點(diǎn)火性能和燃燒效率。外涵加力燃燒室工作與常規(guī)加力燃燒室組織燃燒方式基本相同，采用噴油桿噴油與空氣混合，鈍體穩(wěn)定器穩(wěn)定火焰，原理圖如圖12所示。

外涵加力技術(shù)主要應(yīng)用在兩個(gè)方面：垂直/短距起降（STOVL）發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)和變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)（VCE）技術(shù)。