航空发动机火焰筒论文

西安航空职业技术学院 毕业设计论文 1燃烧室

发动机的燃烧室包括主燃烧室和加力燃烧室。主燃烧室位于压气机和涡轮之间，是航空燃气涡轮发动机的基本部件，是发动机的心脏。加力燃烧室位于涡轮和尾喷管之间，用于进一步增大发动机的推力。

1.1燃烧室的功用

发动机工作时，燃料从喷嘴喷出碎裂成许多细小的油珠而雾化，并与高速进入燃烧室的增压空气边向后流动边混合，形成混合气。发动机启动时由电嘴产生电火花点燃混合气以后，由已然气体的火焰作为点火源点燃新鲜混合气，使混合气在燃烧室内保持连续不断的燃烧，燃烧后的气体流向涡轮。

1.1.1燃烧室的构造

1、扩压器

功用：降低从压气机流出的气流速度，增压以便于组织燃烧。 2、燃烧室壳体

燃烧室壳体用来构成二股气流通道。 组成：外壳和壳体

功用：降低气流速度，为点燃混合气并在燃烧室内稳定燃烧创造条件 外壳上有工作喷嘴、起动喷油点火器、滑油箱的安装座并有很多导管安装孔

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西安航空职业技术学院 毕业设计论文 3、火焰筒

火焰筒是燃烧室的主要构件，是组织燃烧的场所。 组成：空气进气口、火焰筒头部、五段筒体、燃气导管。

空气进气口的功用是引空气到火焰筒头部，并起二次扩压作用。同时，其内外两侧的溢流口将空气引入环形通道内，使环形通道内气流速度趋于均匀。火焰筒的头部采用了10个带风斗的进气孔，因而进气量大集中，穿透深度大，形成强烈的回流区，有利于稳定燃烧，提高燃烧速度和效率，缩短了火焰筒的长度。位于头部球锥体中心的涡流器，由内环、10片平面涡流叶片组成内环内孔是安装燃油喷嘴的定位孔。燃烧段采用4道波纹冷却结构，对筒体进行气膜冷却，并在筒体上开了带有翻边的大尺寸掺混孔；同时还采用了挡气板使进气均匀，穿透深度大，既可以缩短掺混过程，又可以保证均匀的温度场。

每个火焰筒的两侧各焊有一个联焰管，其中一个是不带安装边的左联焰管，另一个带安装边的右联焰管。当发动机起动时，将由点火电咀点燃的火焰筒内的混合燃气，火焰通过联焰管传播到其余各火焰筒中，并起均压作用。

火焰筒采取了前端固定，后端支持的方案。火焰筒的头部呈球形，借定位环支靠在进气口上，用固定销使火焰筒前端轴向定位。火焰筒后端用螺钉与燃气导管连接；燃气导管后端的扇形安装边用螺栓连接有内、外扇形板，借此扇形板与涡轮导向器机匣前安装边配合，使火焰筒组件后部径向和周向定位，但允许轴向自由膨胀。

4、输油圈

输油圈用于向燃油喷嘴的作用是将燃油雾化（或气化），加速混合气形成，保证稳定燃烧和提高燃烧率。

5、点火装置

功用：在起动时或高空熄火后形成点火源。

1.1.2燃烧室的工作特点

航空燃气涡轮发动机的燃烧室位于压气机和涡轮之间，因而其工作受前、后部件的影响与制约，具体的工作条件有如下特点：

（1）燃烧室进口气流速度很大，燃料要在高速气流中进行燃烧。 为了适应现代空战的需要，高速飞机要求发动机推力大，飞行阻力小，这就必须增大空气流量和减小燃烧室的横截面积，从而导致燃烧室进口气流速度达到很大的数值。

（2）燃烧室容积很小，但要在短时间内发出大量的热能，而且随着现代发动机技术的发展，燃烧室长度还在缩短，体积进一步减小。

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西安航空职业技术学院 毕业设计论文 （3）燃烧室出口气流温度受到涡轮叶片材料的限制。

由于涡轮是在高温燃气推动下高速旋转的，因此，涡轮叶片不仅承受着极大的离心力，而且还处在高温条件下工作。金属材料的强度极限是随着温度的升高而降低的，为了保证涡轮安全可靠的工作，就必须把燃烧室出口燃气温度限制在一定的范围内。

上述这些条件给在燃烧室内组织稳定高效的燃烧带来了很大的困难。

1.1.3燃烧室的设计要求

1、在地面和空中的各种气象条件和飞行条件下，起动点火迅速可靠。 2、在飞行包线内，在发动机一切正常工作状态下，燃烧室应保证混合气稳定地燃烧，具有高的完全燃烧系数和低的压力损失系数。

3、保证混合气在尽可能短的范围内完全地燃烧，燃起的火舌要短，特别是不能有余焰流出燃烧室。

4、出口的燃气温度场沿圆周要均匀，沿叶高应保证按涡轮要求的规律分布（一般要求涡轮叶片的叶尖和叶根处，温度较低）

5、燃烧室的零组件及其连接处应具有足够的强度和刚性，良好的冷却和可靠的热补偿，减小热应力。

6、燃烧室的外廓尺寸要小，轴向尺寸要短、重量要轻，具有高的容热强度。燃烧室的结构要简单，有良好的使用性能，维护检查方便，使用期限长。

7、燃烧产物对大气污染小、还应尽量减少排气污染物的产生。主要排放物有：CO、UHC、NO、黑烟等。

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西安航空职业技术学院 毕业设计论文 2燃烧室、火焰筒常见故障及修理方法

2.1燃烧室颈部故障的排除与修理

2.1.1燃烧室颈部故障的排除与修理

燃烧室颈部，位于整个燃烧室的前端，与进气道连接，引导空气进入燃烧室。空气进入颈部的进口，便分为二股；一股进入火焰筒的进气口；另一股从火焰筒外壁进入，起冷却和补偿空气的作用。由于进气口空气温度不高，所以颈部是用铸铝ZL—104制造的。

（1）颈部安装边圆孔及转接处裂纹

颈部安装边裂纹，在大转安装边和小安装边都有，一般在转接处为多。 小安装边转接处裂纹较多。一般长度在5-10mm，大部分产生在耳扣下面，严重的使整个耳扣断裂。小安装边裂纹，发展速度比较慢，但是会使整个耳扣断裂。因此，故障是属于过渡性、故障。

大安装边裂纹都产生在主体与安装边转接处，裂纹长度多在20-40mm；最长也为超过50mm。大安装边及圆孔向外裂纹，发展到一定程度以后，便不再发展，一般圆孔裂纹至边缘为止，故属稳定性故障。

上述故障无论大、小安装边和圆孔裂纹，均未发生过事故。

对于上述故障产生的原因，原设计单位认为是安装时连接螺栓拧的过紧引起的。后来发现部完全是装配问题，设计方面有结构缺陷，也是原因之一。

对于上述故障，一般采用焊接的方法排除，严重的故障件应该报废。 （2）颈部主体裂纹、压坑和打伤

燃烧室颈部主体裂纹，这种裂纹一般出现较少，多数情况与小安装边裂纹联系在一起，亦及从小安装边转接处开始裂纹，然后渐渐发展到主体裂纹。但是，也有裂纹从主体开始，然后发展成闭合裂纹，严重时，引起主体掉快。

主体单条裂纹，目前采用焊接方法排除，严重时，焊接也有困难，则必须更换新件。

颈部打伤和压坑故障，这种故障比较常见，这是由于颈部仍处于进气气流冲击的范围内，被气流中带进的砂粒打伤的可能性较大。砂粒被压气机吸入时，由于动量较大，大都在后导气圈进入，颈部正处于后导气圈进口位置。因此，外表面容易受冲击。

对于压坑和打伤故障，严重者可采用填焊排除；轻微者继续使用。在加强检查的条件下，一般情况可以继续使用。

（3）颈部管接头安装座螺桩松动

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西安航空职业技术学院 毕业设计论文 燃烧室颈部管接头，构造上是装漏油管的，漏油管与漏油活门连接，本来承受的负荷是不大的，一般不应有故障。事实上该处的螺桩却松动、脱出的甚多。从统计数字看，螺桩的松动故障率，是随使用寿命不断增加的。

要彻底解决上述故障，还是在构造上彻底解决较为恰当。首先，应从防震着手，漏油管可改为软管式的；或改为有减震装置的钢管。其次，加强漏油活门座的支板，有可能减小安装座螺桩在震动过程中所承担的应力。

目前排除这种故障，只有更换螺桩；构造上的改进从未进行。 （4）颈部球形垫圈配合面磨损

燃烧室颈部进气口与进气管是相连的，中间装入一个球形垫圈，作为密封用。该件与球形垫圈配合面，经过200h以后，普遍有磨损和硬皮。由于产生硬皮故障，每次修理时，都要车削排除，车去一定材料；一次，造成颈部高度下降。高度过低时，则才用填焊增高，再车削成形。目前经过填焊车削的颈部，在寿命较高的发动机中，是越来越多。

颈部与球形垫圈的配合面磨损的原因，从磨损后产生的硬皮来分析，是属于脉冲气流下引起振动所产生的磨损。这种现象与导风轮及机轮接触面之间，所产生的硬皮是一样的。但是，这里有一个特殊现象，就是球形垫圈的材料是38GrA，而颈部零件是铸铝ZL-104，相比之下，铸铝要软的多，结果是颈部磨损，硬皮出现，而垫圈却很少有这种现象。

排除这种故障的方法还是从构造上采取措施较为彻底，对于球形圈与颈部的配合，不宜用金属的刚性接触，只有采用非金属的减振材料，才有可能从根本上消除这些故障。对于已使用的颈部件，出现这种故障，仍可用填焊车修方法排除。但是过多的采用这种方法，对原材料强度有影响，同时也降低了颈部的使用寿命。

2.1.2外套的修理

（1）外套爆破

外套爆破是一种危险性故障。据统计，这种故障率较低，但是它一出现，很容易引起空中失火，从而可能造成严重飞行事故。

要排除和预防这种故障，应该从构造上转移外套联焰管下方附近壁上的共振频率。简单的改进，就是增加刚度、重量、阻尼或者采用不对称的构造形式，转移共振，使共振在较大的转速下不会产生，在其余的转速下，虽然有共振，其应力较小，从而使外套不产生疲劳断裂。

（2）外套裂纹

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