[科普中国]-后燃烧

简介

一个后燃烧（或再加热）存在于一些组件喷气发动机，主要是那些所用军用超音速飞机。其目的是增加推力，通常用于超音速飞行，起飞和作战情况。通过将额外的燃料喷射到涡轮机下游（即之后）的喷射管中来实现后燃烧。加力燃烧显着增加了推力，代价是非常高的燃料消耗和燃料效率的降低，限制了它的实际应用。

飞行员可以在飞行中激活和关闭加力燃烧室，而喷气式发动机在使用加力燃烧时称为湿式运行，不使用时为干式。产生最大推力湿度的发动机处于最大功率，而产生最大推力干燥的发动机处于军事能力。

原则加力燃烧室在英国的欧洲战斗机台风上的特写镜头

喷气发动机的推力受质量流率的一般原则支配。推力取决于两件事：废气的速度和气体的质量。喷气发动机可以通过将气体加速到更高的速度或通过使更多的气体离开发动机而产生更多的推力。围绕第二原则设计基本的涡轮喷气发动机产生涡轮风扇发动机，造成更慢的气体，但更多。涡轮风扇具有很高的燃料效率，可以长时间提供高推力，但是相对于功率输出来说，设计的权衡是一个很大的尺寸。为了在短时间内使用更紧凑的发动机来提高动力，发动机需要加力燃烧器。主要通过将排气加速到更高的速度来增加推力。尽管添加到排气中的燃料的质量确实有助于排气质量的增加，但与排气速度的增加相比，这种影响可以忽略不计。

发动机中的气体温度在涡轮机之前是最高的，并且涡轮机承受这些温度的能力是总干式发动机推力的主要限制之一。这个温度被称为涡轮入口温度（TET），这是关键的发动机运行参数之一。由于足够高的燃烧速率以消耗所有进气氧气将产生足够高的温度以使涡轮机过热，所以必须将燃料流量限制在燃料而不是氧气成为反应中的限制因素的范围内，使一些氧气流动经过涡轮机。通过涡轮机后，气体在接近恒定的熵下膨胀，从而失去温度。然后加力燃烧室向涡轮下游喷射燃料并重新加热燃气。由于尾管温度升高，气体以更高的速度通过喷嘴喷出。通过添加燃料，质量流量也稍微增加。

加力燃烧器产生明显增强的推力以及发动机后部的可见火焰。这种排气火焰可能会显示冲击钻石，这是由于环境压力和排气压力之间的微小差异而形成的冲击波引起的。这些不平衡引起排气喷射直径在距离上的振荡，并在压力和温度最高的地方引起可见的条带。

充气室燃烧一种类似的推力增加，但是在涡轮风扇的冷空气旁路中仅使用额外的燃料，而不是像常规的后燃烧发动机那样的冷和热气体的混合气流，是为矢量推力Bristol Siddeley开发的增压室燃烧（PCB）豪客Siddeley P.1154的BS100发动机。在这种发动机中，冷却旁路和热核心涡轮气流在两组喷嘴之间分开，前后方式与罗尔斯·罗伊斯飞马相同，只对前冷气喷嘴施加额外的燃料和后燃。这种技术的发展是为了给飞机的起飞和超音速性能提供更大的推力，但重量更轻小贩Siddeley Har。

设计喷气发动机加力燃烧室是一个包含额外燃料喷射器的扩展排气部分。由于喷气发动机在上游（即在涡轮机之前）将仅使用少量的氧气，所以在气流离开涡轮机之后可以燃烧额外的燃料。当加力燃烧器打开时，燃料被注入，点火器被点燃。由此产生的燃烧过程显着增加了加力燃烧室出口（喷嘴入口）温度，导致发动机净推力急剧增加。除了加力燃烧室出口滞止温度的增加之外，喷嘴质量流量（即，加力燃烧室入口质量流量加上有效的后燃室燃料流量）也增加，但是加力燃烧室出口滞止压力（由于加热加上摩擦和湍流损失而造成的基本损失）。

通过增加推进喷嘴的喉部面积来适应增加的加力燃烧室出口体积流量。否则，上游涡轮机械复赛（可能导致涡轮风扇应用中的压缩机失速或风扇激增）。第一个设计，例如F7U Cutlass，F-94 Starfire和F-89 Scorpion使用的太阳能加力燃烧器，有2个位置的眼睑喷嘴。现代设计结合不仅VG喷嘴但通过单独的喷射棒增强的多个阶段。

对于第一级，总推力比（后燃/干）与加力燃烧室停滞温度比（即出口/入口）的根成正比。

限制由于燃油消耗量高，加力燃烧室通常尽可能少使用;一个明显的例外是在SR-71黑鸟中使用的普惠公司的J58发动机。加力燃烧器一般只有在重要的时候才能使用尽可能多的推力。这包括从短跑道起飞，协助从航空母舰发射弹射，以及在空战情况下1。

效率推进效率

在诸如喷气式发动机之类的热力发动机中，当在最高压力和最高温度下进行燃烧时，燃烧效率是最好的，并且膨胀到环境压力（参见卡诺循环）。

由于排气由于先前的燃烧而已经具有减少的氧气，并且由于燃料在高度压缩的空气柱中不燃烧，所以与主燃烧室相比，补燃室通常效率低下。如果像通常情况那样，进气和排气管压力随着高度增加而减小，则后燃室效率也显着下降。

这个限制只适用于涡轮喷气发动机。然而，在军用涡轮风扇战斗发动机中，旁路空气用于冷却涡轮叶片并且被添加到排气中，因此增加了核心和后燃室效率。对于涡轮喷气发动机来说，增益限制在50%，而这取决于涡扇发动机的旁路比例，可以高达70%。

然而，作为反例中，SR-71具有在后燃烧模式高海拔（“湿”）合理的效率，由于其高的速度（马赫3.2），并且由于因此高压冲压进气。

对周期选择的影响加力燃烧对发动机的循环选择有重要的影响。

降低风扇压力比率降低特定的推力（干烧和湿加后燃烧），但导致进入加力燃烧室的温度较低。由于后燃出口温度被有效地固定，所以机组温度的升高增加了加力燃料的流量。总燃料流量往往比净推力增加得更快，导致较高的燃料消耗率（SFC）。然而，相应的干功率SFC改善（即较低的比推力）。加力燃烧室的高温比可以提高推力。

如果飞机在加力燃烧时燃烧大部分燃料，则选择具有较高的比推力（即高风扇压力比/低旁路比）的发动机循环是值得的。由此产生的发动机在加力燃烧（即作战/起飞）时燃油效率相对较高，但在干燥的情况下则会变得口渴。但是，如果加力燃烧室几乎不能使用，那么较低的比推力（低风扇压力比/高旁路比）将是有利的。这样的发动机具有良好的干燥SFC，但在起飞/起飞时具有较差的后燃烧SFC。

发动机设计师通常会面临这两个极端之间的妥协2。

历史英国早期的再加热工作包括在1944年底对格洛斯特流星I的罗尔斯·罗伊斯W2 / B23进行的飞行试验，以及1945年中期的喷气式飞机W2 / 700发动机的地面试验。这款发动机被命名为Miles M.52超音速飞机项目。

美国早期对这一概念的研究由位于俄亥俄州克利夫兰市的NACA完成，导致1947年1月发表了“尾管燃烧推力增强涡轮喷气发动机的理论研究”论文

1948年至1948年间，美国在加力燃烧室的工作使太阳能在早期的直翼飞机如“海盗”，“星火”和“蝎子”上安装。

新型普惠J48涡轮喷气发动机在加力为8,000磅（36千牛）的推力下，将为即将投入生产的格鲁曼战车F9F-6提供动力。其他新型海军加力燃烧战斗机包括Chance Vought F7U-3 Cutlass，由两台6000磅（27千牛）推力西屋J46发动机提供动力。

在二十世纪五十年代，开发了几种大型再热发动机，如Orenda Iroquois，英国de Havilland Gyron和Rolls-Royce AvonRB.146等。在劳斯莱斯雅芳RB.146变供电的英国电闪电，在皇家空军服务的第一超音速飞机。布里斯托尔 - 西德利劳斯莱斯奥林巴斯为TSR-2装备了再热装置。该系统由Bristol Siddeley和圣地亚哥太阳能公司共同设计和开发。协和机的再热系统是由斯奈克玛开发的。

加力燃烧室一般只用于军用飞机，被认为是战斗机的标准装备。已经使用它们包括一些NASA研究飞机上，民用飞机的极少数图-144和协和广场，和白骑士的Scaled Composites公司。协和和图-144有这种能力，以超音速飞行很远。由于再热的燃料消耗高，持续的高速行驶是不可能的，这些飞机在起飞时使用了加力燃烧室，并且将在高阻力跨音速飞行状态中花费的时间减到最少。没有加力燃烧室的超音速飞行被称为supercruise。

甲涡轮喷气发动机装备有后燃室发动机被称为“加力涡轮喷气发动机”，而涡扇发动机同样配备有时被称为“增强的涡轮风扇”。

“倾倒和燃烧”是一种燃料倾倒程序，其中使用飞机的加力燃烧器有意地点燃倾倒的燃料。一个壮观的火焰结合高速度使得这是一个受欢迎的展览，或作为烟花的压轴。燃料倾倒主要是用来减少飞机的质量，以避免沉重/高速的着陆;因此除了安全或紧急原因之外，转储和烧毁程序没有实际的用途3。