【航空发动机燃烧】
拼译：combustion of the aeroengine
早期飞机的动力装置是活塞式发动机，由于它长期作为地面动力装置，有较丰富的使用经验。航空活塞式发动机与地面活塞发动机不同，从燃烧的角度来说，首先是航空用活塞发动机要求功率高而且尺寸小，地面大功率活塞发动机体积很大，这样的发动机是不能用在飞机上的。汽缸能发出的功率，以缸径200mm的航空发动机每个缸产生的功率达73．55～147．1kW，是同样的尺寸地面活塞发动机发出功率2倍。为提高单缸的功率，要求提高气缸的进气量，相应地才能烧更多的燃料，以产生更多的热能来转化成机械功。飞机飞行高度增高(由2000m增加到6000m左右)后，因高空空气稀薄，致使航空活塞发动机均采用增压器以增加进入气缸的空气密度。而气缸内的燃料基本上只有湍流而无方向性流动为供给更多的燃料，一方面要求燃油雾化得非常细，另一方面要求燃料本身容易挥发，所以一直采用高挥发性汽油作燃料。同时对喷油咀作过长期的研究，目的是使气缸内油气混合气能够在很短时间内烧完(以转速为3000r／min而言，约为1／100s的量级)。到20世纪40年代以后，许多研究者在促进缸内燃烧方面投入更多精力。例如用超声波在缸内加强燃料雾化与火焰传播的方法，以及设置专门的预燃室在气缸旁边使燃料与空气的混合气先进行产生火焰的前期——感应期，这样到气缸内即是旺盛的火焰，这样无异于延长了整个燃烧的时间，而对发动机曲轴转动没有副作用，致使燃烧效率增加，耗油率降低。
这里还要提到爆震燃烧问题，这是定容燃烧特有的问题，其破坏性很大，是航空发动机绝对不容许的。而航空活塞发动机将抗爆震的添加剂放在汽油里，很满意地解决了这个问题。但在使用中当各种不利因素集中时，仍有产生爆震燃烧的可能，但产生的概率是很小的。二次世界大战末期，由于战争的需要，德国人首先在飞机运用了燃气轮机了，同时，石油开采业的发展，给这种轮机提供了燃料。燃气轮机的燃烧与活塞发动机不同，后者是不连续的定容燃烧，而前者是空气连续流动的等压燃烧，空气与燃料连续不间断地输送到燃烧室。首先遇到的问题是碳氢燃料与空气的混合气如何在高速气流中稳定燃烧，因为飞机飞行的阻力与机体的横切面积成正比，这阻力是需要发动机产生的推力来克服的，所以，为了使飞行阻力尽可能小，严格限制了航空发动机的横切面尺寸，(地面燃气轮机由于没有飞行阻力的限制，可以将燃烧室独立于其他部件单独地设计成直径很大的圆筒。)使燃烧室最大横切面尺寸不能大于叶片机的外径。这样，促使燃烧室进口处的气流速度，达100～250m／s，在这种比十二级台风还快的气流中，要求火焰稳定地存在，的确不是很容易做到的。众所周知，任何燃料的燃烧(准确地说是进行化学反应)按照化学反应的定比定律，要求燃料与空气的数量成一定的比例，而以化学反应方程式所反映的化学恰当计算比为最佳。出于作战的需要，要使飞机加速，就必须使发动机产生更多的推力，驾驶员就必须将油门加大。由于航空发动机叶片机转子有一定的惯性，不可能在短时间内将转速从低速增加至高速，通过叶片机的空气流量也不可能在短时间内增加上去。而燃油量是靠油门操纵阀门开度控制的，当油门加大时，阀门在开大，燃油供给量迅速增加，这样，就在燃烧室内形成短时间油多空气少的极度富油情况。与之相反，当飞机急剧减速时，油门急剧减小，发动机的叶片机仍然在高转速工作，由于转子惯性而无法立即减速，此时油门减小使燃油供给量急剧地减少，遂形成在燃烧室内短时间气多油少的极度贫油情况。即使在上述两种极度贫油或极度富油的情况下，仍然要求燃烧室内火焰正常地工作，研究者用火焰稳定装置以及巧妙安排火焰筒头部的燃油分布与空气的匹配圆满地解决了这个问题。在火焰稳定装置方面，先后采用了非流线型物体作为折流器以及高涡流度的涡流器，使火焰筒头部产生了强大(体积及强度)的回流区，使先行燃烧的油气混合气的火焰回过来点燃后续的新鲜混合气。接着设计了具有良好雾化的喷油咀，使燃料分布与空气分布无论从数量的比例上还是沿横切面的分布上均对火焰的稳定驻留及传播极为有利。第2个技术难题是燃烧室内启动点火。发动机启动时，叶片机尚未转动，涡轮不作功，压气机亦不能对空气作功使其增压，空气亦不向燃烧室流动，单纯靠喷油咀供给燃料是无法点燃燃料。这个问题靠地面的启动设备解决，主要是用一个高转速的大功率马达，带动叶片机转子旋转到慢车转速(约为设计转速15%～30%)，使压气机具有最低的增压作功，这样，输送少量具有一定压力的空气进入燃烧室，再与喷油咀的燃油组合成合适浓度的混合气，由燃烧室壳体上专门设置的点火器提供起始火源将燃烧室内混合气点燃。这个点火器开始时只有一个电火花塞，后来，又增加了一个专门的启动喷油咀，其雾化质量特别高。这样，便将易于蒸发的油雾与空气(原在燃烧室内)混合成小股混合气，经火花塞点火形成了小股火炬，去点燃燃烧室内全部混合气。由于飞机时快时慢，经常使发动机在空中熄火，要求发动机能在空中再次点火。当时的作战飞行高度，远比活塞式飞机高得多，接近同温层(约离地面11km左右)，此时飞机在高空滑翔(因发动机已熄火)，叶片机不工作，压气机不能将空气送到燃烧室，没有空气，燃烧室如何点火?开始的时候(即在20世纪50年代初期，抗美援朝时期)，采用飞机俯冲的办法，使压气机象风车一样转动，将空气送入燃烧室解决空中点火没有空气的问题，但是这样会使飞机的飞行高度降低好几千米，因而又提出如果飞行高度不大的情况下发动机熄火后如何点火的问题?于是又对点火器进行了大量改进，主要是提高电火花塞的火花能量以及改善启动喷油咀的雾化，从而大大提高了点火器产生点火火炬的能力，即使是在外界空气(注意此时是高空空气，如11km高，约为－50℃左右)很冷，空气本身压力亦不高(由于发动机熄火)的情况下，只要发动机熄火，飞行员立即开动点火器，便立即产生点火火炬将燃烧室再次点燃。现代的航空发动机已经采用了自动点火装置，只要发动机熄火，便自行启动点火器再行点火。随着飞机向更高的飞行速度与高度方向发展，要求发动机产生更大的推力，这就要求燃烧室能够烧完更多的燃料，也就是在小小的体积中产生更多的热能。这样，就使燃烧室的火焰筒接受越来越多由火焰传过来的热量，按金属能承受的温度，目前仅达800℃左右，为了保证火焰简壁面不被烧坏，必须对它进行冷却。50年代至60年代初期的传热研究发现，在火焰筒壁面用空气组成强制流动的气膜可以将火焰与金属壁面隔离开来，因而可降低壁面的温度，遂解决了这个燃烧室发展中的一大难题。燃烧室调试技术的发展，航空发动机的推力与机重的比例要求日益增大，火焰筒壁面表面积冷却与所需空气量的矛盾等因素的促进，使航空发动机燃烧室型式经历了单管型、联管型而发展到70年代的环型燃烧室。为了减轻发动机连接轴的重量而要求将燃烧室长度缩短，目前火焰筒的总长度仅及50年代
或
，中间用了近10年对扩压段的流动、火焰筒气量分配及小孔安排、火焰筒内组织有效地燃烧等问题进行了研究。无论是空军作战还是民用航空的发展都要求飞行高度增加，航空发动机燃烧室从40年代诞生就遗留下来一个难题，即高空的燃烧室工作效率的问题。尽管供给燃料的喷油咀经过不少改进，由简单或压力喷咀，到双级式及双喷口等，都没有摆脱一个致命缺陷，即是依靠一个参数——压力来同时控制燃油雾化与油量控制。就是说燃油经过油泵加压，从喷油咀高速喷出，与周围空气的撞击而粉碎成小油珠，油压越大油珠越小。可是在发动机不同工况工作时，也要求不同流量的燃料，额定工况推力大，要求供油量多，相反慢车工况推力小，要求供油量少。此油量的变化是由喷油咀的喷油速度决定的，而后者又是由供油压力决定的。换言之，供油压力不但改变了燃料雾化质量，也改变了燃油的供给量，在发动机地面工况时，由于地面空气密度大，进入燃烧室空气多，因而相应地要求燃油量也多，此时是发动机最大供油工况，再按此油量而设计的喷油咀，以保证燃料的良好雾化质量，足以保证燃烧室工作良好，燃烧效率高。但是，飞机飞行至高空时，由于外界空气稀薄，使进入燃烧室的空气绝对量减少，对此固定的喷油咀而言，只有降低供油压力来减少供油量以适应空气量的减少。但是，随之而来的是供油压力降低带来恶劣的雾化质量，后果是燃烧室高空工作不良，燃烧效率降低，导致发动机耗油多，飞机航程缩短。解决上述问题的途径是把供油量的控制参数与燃油雾化的控制参数分开，在60～70年代曾经风行一时的是蒸发管供油系统，先将燃油蒸发成油气再进入火焰筒，燃油雾化与蒸发由蒸发管来完成，供油压力只控制供油量，才比较注意地解决了解决了“参数分开”的问题，但是由于不能保证所有工况燃油都能全部蒸发、蒸发管过热烧坏，以及启动点火等新产生的技术问题，蒸发管仅被少数国家(如法国)采用。直到80年代采用引入少量空气到喷油咀中去帮助燃油雾化的技术，用空气数量及其流动来控制燃油雾化，以供油压力控制供油量，对解决了分开控制参数的难题。90年代先进的航空发动机都陆续地采用这种供油方案。火焰筒设计的一个矛盾是，一个固定几何形状与尺寸的火焰筒要适应多种工况的需要，以及维持火焰筒头部区作为先锋火焰不受工况改变的影响，而火焰筒中间区及掺混区必须随工况改变(油与气量的改变)而变更，遂产生一种分区设计的火焰筒(亦称多级火焰筒)，虽然较好地解决了各种工况的火焰稳定、燃烧效率高以及排气污染的互相牵涉的问题，但火焰筒结构复杂大大地增加了工艺的难度。今后，航空发动机主燃烧室由于推力要求越来越高，火焰筒烧的燃油越来越多，有两个问题需要解决：一个是涡轮的叶片陶瓷化以后，允许的燃气温度升高，可能达到煤油燃烧的最高解离温度(2000℃左右)，此时火焰筒内油与气的比例接近于化学恰当计算比，既没有多余的空气也不需要将燃气温度降低来适应涡轮叶片，也许只需改变燃油分布来就可以达到涡轮叶片高度的燃气温度分布的要求，这样，须重新设计新的火焰筒方案；另一个问题是火焰筒本身的温度也很高，需要用耐高温的陶瓷片来构成火焰筒壁面，如果液氢的生产成本降低，而在航空发动上直接用液氢作燃料，其燃烧的基本特性以及发热量升高，都会对燃烧室设计产生巨大的影响。从航空涡轮喷气发动机诞生那一天开始，由于涡轮叶片的金属强度严格地限制了燃烧室出口的温度(一直在800～900℃左右)，也就是限制了在燃烧室内允许燃烧的燃烧量，直接后果是限制了发动机产生的推力。可是由于飞机提高飞行速度的需要，要求燃烧室能产生更多燃料热能室能产生更多燃料热能，于是研究者们提出在涡轮后面再一次喷燃料进行燃烧，因而称前述燃烧室为主燃烧室，而新生者为加力燃烧室，可以说，如果没有加力燃烧室，飞机飞行速度不可能达到超音速，因此，目前以航空发动机大都具有加力燃烧室。在加力燃烧室发展过程中，首先遇到的一个难题是如何保持高速气流中火焰的稳定性，由于加力燃烧室中气流的速度远比主燃烧室高，而且气流的总压经过主燃烧室及涡轮的工作后所剩不多，不能容许流阻很大的火焰稳定装置，经过多年研究与试用，发现的非流线型而剖面为V型槽的火焰稳定器为最佳。加力燃烧室的点火基本上遵循主燃烧室点火的途径，设置专门的电火花塞或者产生点火火炬的预燃室均能可靠地解决这个问题。应该特别提出来的是加力燃烧室在发展中遇到的振荡燃烧问题，这是一个复杂的气流振荡现象，它能引起发动机其他部件共振，在极短时间内轻则熄火，重则毁坏发动机，幸而在众多的试验研究中摸索出一套消除的办法，而没有成为前进中的拌脚石。随着飞机飞行速度大大超过音速(如马赫数3)，航空发动机中叶的片机已成为累赘。扩压器的速度冲压已经可以完成增加空气压力的任务，使发动机由涡轮喷气发动机向冲压喷气发动机过渡，此时，加力燃烧室就日益扩大成为冲压发动机的燃烧室了。目前进行的用于高马氏数飞行的航空发动机的过渡型方案——涡轮与冲压喷气发动机的复合发动机的研究也许在进入21世纪不久即可问取得成功，而涡轮喷气发动机的加力燃烧室向冲压喷气发动机燃烧室过渡，也会遇到许多新的技术问题。【参考文献】：1 张斌全著，现代航空发动机燃烧室．北京：北京航空学院出版社，19862 Lefebvre A H．Gas turbine combuotion，1983(北京航空航天大学张斌全教授撰)