加力燃烧室一体化设计

■ 林爽 吴榕 郑睿书 / 厦门大学

未来的航空发动机在推力质量比、紧凑性、隐身性、结构可靠性、燃油利用率等一系列指标上较传统发动机都会有显著提升，而发动机加力燃烧室一体化设计是实现上述目标的重点研究方向。

特定的航空发动机无法在整个推力范围内都具备优良的性能。例如，飞机起飞时需要比巡航时大许多的推力，若按照起飞推力设计发动机，则该发动机质量将会过大，而在巡航时发动机因处于非设计点状态，性能会很差；若按照巡航推力设计发动机，则会导致飞机无法正常起飞。解决上述问题的措施之一是在发动机的燃气涡轮与喷管之间增加加力燃烧室，在短时间内大幅度提升发动机推力。尽管加力燃烧室的质量只占发动机的1/5左右，但推力可以增加60%以上。目前，世界各国新一代军用发动机基本都采用了带加力燃烧室的结构（如图1所示）。

虽然加力燃烧室可以极大地提升发动机的性能，但也存在不少问题：加力燃烧室入口处气流温度已经超过1300K，燃烧室内火焰稳定器与喷油杆等部件的使用寿命和可靠性受到很大的挑战，且燃油在高温下自燃的问题也有待解决；由于加力燃烧室大多用于军机，对隐身性能要求很高，而传统加力燃烧室的火焰稳定器与喷油杆并无专门冷却装置，这使得军机的隐身性大打折扣；传统加力燃烧室的火焰稳定器增加了发动机的质量，且因为安装于高温气流中会导致气流阻塞，产生一定的总压损失。……