航空发动机工程通论：燃烧室主要性能参数

2025-09-29 理论教育版权反馈

【摘要】：目前一般要求σb为0.94～0.96，即2.6.3.3最大出口温度最大出口温度反映了燃烧室的技术水平，也直接决定着涡轮需要承受高温度的能力。

燃烧室存在两种不同的损失，即燃烧不完全损失和压力损失。前者意味着燃料与空气混合物中的化学能转变为热能的不完善；后者损失是滞止压力的降低，部分是由于黏性和加热而造成的。

2.6.3.1　燃烧效率

燃烧效率ηb反映了燃料燃烧的完全程度，用每千克燃油在燃烧过程中的实际放热量与完全燃烧放热量之比来衡量。对于主燃烧室，也可用以下公式［6］：

式中，cp——比热；

m——流量；

T——温度；

q——低热值。

现代航空发动机燃烧室的燃烧效率已达到约99.9%。

2.6.3.2　总压恢复系数(https://www.chuimin.cn)

总压恢复系数σb等于燃烧室出口总压和进口总压的比值，反映了气流流过燃烧室时的流动损失和气流加热引起的热阻损失。目前一般要求σb为0.94～0.96，即

2.6.3.3　最大出口温度

最大出口温度反映了燃烧室的技术水平，也直接决定着涡轮需要承受高温度的能力。现代航空发动机燃烧室燃烧出口平均温度已达到2 000 K 左右。

2.6.3.4　燃烧室出口流场不均匀度

图2－33 标出了燃烧室进出口站点位置。为保证涡轮叶片的工作安全，对燃烧室出口流场提出了均匀度要求，分为周向不均匀度OTDF 和径向不均匀度 RTDF。OTDF 影响涡轮导向叶片的寿命，RTDF 影响涡轮工作叶片的寿命。其计算公式为

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图2-33　燃烧室进出口站点位置示意图

RTDF 的公式形式相同，但最大值取切向温度的最大平均值。通常根据发动机的用途，OTDF 要求在 0.20～0.35，RTDF 在 0.05～0.10。