航空發(fā)動(dòng)機(jī)新型補(bǔ)燃增推燃燒室的現(xiàn)狀與發(fā)展

梁春華，楊東丹，劉紅霞，尚守堂

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110015）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)新型補(bǔ)燃增推燃燒室的現(xiàn)狀與發(fā)展

梁春華，楊東丹，劉紅霞，尚守堂

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110015）

渦輪后框架一體化加力燃燒室（簡稱渦輪后框架燃燒室）和渦輪間燃燒室均是為了提高推進(jìn)效率和降低耗油率而新近開發(fā)和驗(yàn)證的2種先進(jìn)補(bǔ)燃增推燃燒室。綜述了2種燃燒室的基本結(jié)構(gòu)、研制背景、發(fā)展歷程和目前研究進(jìn)展，總結(jié)了從眾多研究中獲得的這2種燃燒室相對常規(guī)結(jié)構(gòu)的性能特點(diǎn)，如渦輪后框架燃燒室結(jié)構(gòu)緊湊，流體損失小，結(jié)構(gòu)耐久性好；渦輪間燃燒室推進(jìn)效率高，熱效率高。還指示了這2種燃燒室的發(fā)展趨勢。

補(bǔ)燃增推燃燒室；渦輪后框架燃燒室；渦輪間燃燒室；性能；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

實(shí)現(xiàn)推進(jìn)效率最大化和耗油率最小化是航空渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)不斷追求的目標(biāo)。常規(guī)航空渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)通過主燃燒室后的燃?xì)庵羞€有部分氧氣可供燃燒，研究人員一直嘗試開發(fā)和驗(yàn)證利用這些燃?xì)饫^續(xù)燃燒的補(bǔ)燃增推燃燒室（或稱第2燃燒室）。其工作原理是利用渦輪后燃?xì)膺€可供燃燒和渦輪后溫度還可提高的潛力，通過適當(dāng)方式在適當(dāng)空間實(shí)現(xiàn)燃油的供給、霧化、蒸發(fā)及與空氣混合和燃燒，以提高發(fā)動(dòng)機(jī)的循環(huán)功，進(jìn)而增大發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。

最早的典型補(bǔ)燃增推燃燒室——加力燃燒室，于1944年應(yīng)用于德國研制的JUMO-004E發(fā)動(dòng)機(jī)上，經(jīng)過不斷地改進(jìn)和完善,目前已經(jīng)成為戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的重要組成部分。但是，由于其存在耗油率增加速度太快而不能長時(shí)間使用等明顯缺點(diǎn)，其應(yīng)用范圍與使用受到明顯限制。

本文重點(diǎn)闡述與分析了渦輪后框架燃燒室（一體化加力燃燒室）和渦輪間燃燒室（ITB，Inter Turbine Burner）等補(bǔ)燃增推燃燒室的發(fā)展和特點(diǎn)。渦輪間燃燒室在油耗保持較低或增加不多的情況下增大推力，以及通過調(diào)節(jié)風(fēng)扇壓比、壓氣機(jī)壓比和涵道比等設(shè)計(jì)參數(shù)提高發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能，為進(jìn)行航空發(fā)動(dòng)機(jī)先進(jìn)技術(shù)研究提供參考和借鑒。

1 渦輪后框架燃燒室

渦輪后框架燃燒室是為解決常規(guī)加力燃燒室高溫下燃油自燃、火焰穩(wěn)定器與噴油裝置耐久性、發(fā)動(dòng)機(jī)隱身等問題而提出的先進(jìn)加力燃燒室方案，采用渦輪后框架與傳統(tǒng)加力燃燒室一體化設(shè)計(jì)。其主要特征是將渦輪排氣框架的整流支板與加力火焰穩(wěn)定器進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，如圖1所示[1]。整流支板的外表面按流線型設(shè)計(jì)，以減小冷態(tài)壓力損失；內(nèi)部安置燃油管路，并通過外涵氣體進(jìn)行冷卻。加力燃油噴射和火焰穩(wěn)定采用“近配合”技術(shù)設(shè)計(jì)，燃油從火焰穩(wěn)定器側(cè)面噴入到核心流中，利用火焰穩(wěn)定器后突擴(kuò)形成的回流區(qū)穩(wěn)定火焰；同時(shí)在火焰穩(wěn)定器側(cè)面燃油噴嘴前方開氣孔，利用外涵氣體對內(nèi)涵核心流的堵塞形成1個(gè)低速區(qū)，以便加大燃油穿透深度。

其技術(shù)優(yōu)勢：（1）取消了常規(guī)加力燃燒室的火焰穩(wěn)定器和噴油裝置，大大減小了流體損失，使加力燃油的供給、霧化、蒸發(fā)及內(nèi)外涵進(jìn)入加力的燃?xì)馀c空氣的混合、穩(wěn)定、燃燒等極為合理，有效縮短了加力燃燒室長度，使結(jié)構(gòu)更加緊湊；（2）引外涵空氣冷卻整流支板、火焰穩(wěn)定器和燃油管路，有效地提高了其結(jié)構(gòu)耐久性，降低了紅外輻射信號強(qiáng)度。為此，美國PW和GE公司、中國沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所等研究了幾種不同形式的渦輪后框架燃燒室方案。

PW公司的方案是在噴油裝置和穩(wěn)定器一體化設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上提出的，如圖2所示[2]。其主要特征是在軸向延長渦輪排氣機(jī)匣，以在整流支板中安置油管和外涵氣體管路。工作時(shí)，高壓空氣從渦輪支板上的小孔中垂直于主流噴出，并在支板后形成回流區(qū)；燃油通過渦輪支板內(nèi)噴嘴孔噴入該回流區(qū)中，進(jìn)行穩(wěn)定燃燒。整流支板外表面按流線型設(shè)計(jì)，以減小冷態(tài)壓力損失。此外，其渦輪排氣錐體尾部采用突擴(kuò)結(jié)構(gòu)，初步分析其目的是利用錐體突擴(kuò)區(qū)域產(chǎn)生的大尺度旋渦穩(wěn)定和傳播火焰。從相關(guān)文獻(xiàn)可以推斷，該方案已經(jīng)應(yīng)用于F119和F135發(fā)動(dòng)機(jī)上，并在VAATE研究計(jì)劃中的驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)一步完善。

GE公司渦輪后框架燃燒室的研究思路與PW公司的相似，均利用渦輪排氣機(jī)匣整流支板組織燃燒[3-4]。其在整流支板表面和加力燃燒室內(nèi)、外涵分隔壁面均設(shè)置了凹腔，表面有噴油孔，并采用凹腔穩(wěn)定火焰。GE公司渦輪后框架燃燒室方案如圖3所示。

沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所（SEDRI）設(shè)計(jì)的渦輪后框架燃燒室如圖4所示[3-4]。其火焰穩(wěn)定器系統(tǒng)采用徑向整流支板/穩(wěn)定器與內(nèi)、外涵之間的壁式火焰穩(wěn)定器的組合方案。徑向整流支板除具有對低壓渦輪出口氣流的整流作用之外，還具有火焰穩(wěn)定作用。壁式火焰穩(wěn)定器采用類似于在F110-GE-132發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室上成功應(yīng)用的結(jié)構(gòu)，用于組織外涵氣流燃燒[5]。這樣，取消了流路中的鈍體火焰穩(wěn)定器，并將燃油噴桿整合到支板穩(wěn)定器中，在保證燃燒性能的前提下，可以有效減小流動(dòng)損失和降低壁溫，并提高結(jié)構(gòu)可靠性。該方案兼顧了對內(nèi)、外涵氣流的組織燃燒，也考慮了對熱端部件的冷卻。應(yīng)用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)軟件對該方案模型進(jìn)行的冷態(tài)和熱態(tài)化學(xué)反應(yīng)流場特性數(shù)值計(jì)算表明，徑向支板穩(wěn)定器和壁式穩(wěn)定器能夠有效地組織加力燃燒室內(nèi)的燃燒，出口截面溫度分布均勻，綜合性能好。

綜上所述，針對支板造型、噴油穩(wěn)定一體化、噴油霧化特性、凹腔穩(wěn)定火焰等技術(shù)，航空技術(shù)先進(jìn)發(fā)達(dá)國家均對渦輪后框架燃燒室開展了系統(tǒng)的技術(shù)研究，取得了重要的研究成果，已經(jīng)進(jìn)入工程應(yīng)用階段。需要開發(fā)和驗(yàn)證的主要關(guān)鍵技術(shù)：火焰穩(wěn)定器和噴油裝置一體化設(shè)計(jì)提高燃燒效率與降低減小總壓損失技術(shù)提高燃燒穩(wěn)定性、結(jié)構(gòu)和冷卻技術(shù)高溫高馬赫數(shù)條件下燃油噴射，局部燃油分布對火焰穩(wěn)定性的影響剪切層燃燒特性、穩(wěn)定性/振動(dòng)/紊流度對火焰?zhèn)鞑サ挠绊?、設(shè)計(jì)方法和工具、發(fā)動(dòng)機(jī)測量和診斷等。

2 渦輪間燃燒室

渦輪間燃燒室是20世紀(jì)90年代中后期逐步發(fā)展的新型補(bǔ)燃增推燃燒室，目的是在提高發(fā)動(dòng)機(jī)的循環(huán)功率和耗油率增加較小的情況下使發(fā)動(dòng)機(jī)推力顯著增大。

2.1 研制背景

渦輪間燃燒室的萌芽——雙燃燒室概念是在1948年由瑞士的BBC Brown Boveri公司提出，并于1990年將其成功應(yīng)用于ABB公司的GT24/GT26燃?xì)廨啓C(jī)上[6]。但是，由于對尺寸和質(zhì)量的苛刻要求，這一概念在很長時(shí)期沒有應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域。

20世紀(jì)90年代中期，Sirignano和Liu[7-8]對航空渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行熱動(dòng)力學(xué)分析得出在渦輪中增加燃燒室可以取得如下收益：（1）明顯提高推進(jìn)效率和熱效率；（2）提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能；（3）減輕發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量；（4）在渦輪中可能發(fā)生混合放熱化學(xué)反應(yīng)。受此思想啟發(fā)，Sirignano和Liu于1997年提出了渦輪燃燒室概念（Turbine Burner），并通過簡化模型對帶有渦輪燃燒室的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了數(shù)值分析，初步驗(yàn)證了其性能增益。在對渦輪燃燒室進(jìn)一步研究中發(fā)現(xiàn)，在轉(zhuǎn)子內(nèi)燃燒可以保持恒定溫度，熱力學(xué)效果最為理想，但其結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)非常困難。為此，2人又探索研究并提出了比渦輪燃燒室概念容易實(shí)現(xiàn)的多級渦輪間燃燒室（M-ITB，Multiple-Inter Turbine Burner）概念。其設(shè)計(jì)思想是將渦輪靜子或?qū)蛉~片設(shè)計(jì)成燃燒室，當(dāng)多個(gè)這樣的渦輪級相連時(shí)，就構(gòu)成所謂的多級連續(xù)再熱的渦輪燃燒室。此后的研究工作主要集中在位于高壓渦輪和低壓渦輪之間過渡段的1-ITB渦輪間燃燒室上。帶渦輪間燃燒室的發(fā)動(dòng)機(jī)和布雷頓循環(huán)如圖5所示。

渦輪間燃燒室主要特征是在高壓渦輪與低壓渦輪間過渡通道的燃燒室中，燃油以近恒定壓力（壓力損失為進(jìn)口壓力的2%～4%）燃燒；一部分能量被轉(zhuǎn)移用于驅(qū)動(dòng)壓氣機(jī)和其他附件，以平衡燃油輸入率和轉(zhuǎn)移能量。其技術(shù)優(yōu)勢包括：（1）由于燃?xì)鈮毫Ρ瘸Ｒ?guī)加力燃燒室的高，則其熱效率更高；（2）由于只需在原有基礎(chǔ)上稍作改進(jìn)，對發(fā)動(dòng)機(jī)的長度、質(zhì)量和復(fù)雜性影響不大；（3）1個(gè)燃燒室不能工作時(shí)，另1個(gè)燃燒室可繼續(xù)工作，從而使發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性大大提高。但是，其相應(yīng)地需要增加燃油噴射系統(tǒng)、低壓渦輪進(jìn)口導(dǎo)向葉片采用更耐高溫的材料和更高效的冷卻、以及增加相應(yīng)的控制系統(tǒng)，也使發(fā)動(dòng)機(jī)長度增加、結(jié)構(gòu)更復(fù)雜[9-10]。為此，渦輪間燃燒室方案及其關(guān)鍵技術(shù)研究廣泛開展。

2.2 方案驗(yàn)證

Sirignano、Liu 等[10]、Liew、Urip 等[11]、李鋒、張榮春等[12-13]、駱廣琦等[14-18]和潘旭等[19-22]，采用數(shù)值方法分析了壓比、壓氣機(jī)效率、燃燒效率、渦輪效率、燃燒室出口溫度和飛行狀態(tài)等設(shè)計(jì)參數(shù)對不帶和帶渦輪間燃燒室的發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力、耗油率、NOX排放等循環(huán)參數(shù)的影響。結(jié)果表明，采用ITB結(jié)構(gòu)的發(fā)動(dòng)機(jī)在油耗增大不多的情況下單位推力明顯增大；飛行馬赫數(shù)和壓氣機(jī)壓比明顯增大；隨著壓比、涵道比和飛行馬赫數(shù)的增大，發(fā)動(dòng)機(jī)性能明顯提高；NOX排放量減少。

Liew、Urip等[23-24]對帶ITB的分別排氣雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能進(jìn)行了分析，得到了與設(shè)計(jì)點(diǎn)性能相似的結(jié)論。Liew、Urip和NASA格林研究中心的Marek等[25]對火焰穩(wěn)定器的幾何形狀和位置對ITB燃燒穩(wěn)定性的影響進(jìn)行了CFD數(shù)值研究，得到了火焰穩(wěn)定性與流場特性非常依賴于雷諾數(shù)的結(jié)論，提出了在設(shè)計(jì)渦輪間燃燒室時(shí)必須考慮聲波的建議。

2.3 關(guān)鍵技術(shù)的開發(fā)與驗(yàn)證

為了避免因采用ITB結(jié)構(gòu)使發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸加長、質(zhì)量增大、未燃燃?xì)庠跍u輪構(gòu)件表面燃燒等問題，以美國空軍研究試驗(yàn)室為主，由Mississippi州大學(xué)、美國革新科學(xué)解法公司、Georgia 理工學(xué)院、Florida國際大學(xué)、Tennessee大學(xué)等參加的團(tuán)隊(duì)，探索并開發(fā)了新型高性能燃燒室——超緊湊燃燒室（UCC）。

超緊湊燃燒室是基于Lewis的在高G－負(fù)荷下渦流能夠提高燃燒速率的理論設(shè)計(jì)的[26]。其工作原理是沿渦輪導(dǎo)向葉片周向開有周向腔（CC），作為主燃區(qū)，燃料和空氣被射入該腔，并進(jìn)行富油燃燒；與空腔對齊在每片導(dǎo)向葉片上延伸至內(nèi)的徑向腔（RVC），作為中間區(qū)用于猝熄；沿著導(dǎo)向葉片的前緣安放火焰穩(wěn)定器，作為摻混區(qū)用于貧油燃燒，如圖6所示。該方案能夠使燃?xì)庠谥芟虿蹆?nèi)（而不是常規(guī)的軸向）駐留更長的燃燒時(shí)間，使燃燒更充分。而且周向腔內(nèi)的氣流旋轉(zhuǎn)流動(dòng)，產(chǎn)生較高的離心加速度，提高燃?xì)饣旌隙?，并縮短化學(xué)駐留時(shí)間。當(dāng)燃燒產(chǎn)物在周向腔中反復(fù)回流時(shí)使火焰穩(wěn)定。燃燒的中間產(chǎn)物由周向腔傳至徑向腔，并在徑向腔中以減小的當(dāng)量比繼續(xù)燃燒。最后，燃燒產(chǎn)物穿過導(dǎo)向葉片前緣的極小的火焰穩(wěn)定器（如果需要的話），被尾流低壓輸送并分布到主氣流中。

采用UCC設(shè)計(jì)可以省去壓氣機(jī)出口、渦輪進(jìn)口和低壓渦輪導(dǎo)向葉片以及過渡通道等許多零部件，大大縮短發(fā)動(dòng)機(jī)長度并減輕質(zhì)量。帶有UCC結(jié)構(gòu)發(fā)動(dòng)機(jī)和常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)的比較如圖7所示。

美國空軍研究試驗(yàn)室和美國革新科學(xué)解法公司[27-31]在美國空軍研究試驗(yàn)室環(huán)境壓力燃燒衍射設(shè)備上，針對燃油噴射方式、渦輪導(dǎo)向葉片設(shè)計(jì)、燃油噴射角等改進(jìn)后的UCC-ITB進(jìn)行環(huán)境壓力和高壓試驗(yàn)和數(shù)值研究。結(jié)果表明：（1）在較寬工作范圍內(nèi)，燃燒效率達(dá)到99%以上；（2）其與常規(guī)燃燒室相比，火焰長度縮短50%，熱量釋放率提高1倍；（3）在常規(guī)燃燒室的2～3倍的負(fù)荷下，仍穩(wěn)定高效地工作；（4）油氣混合得到明顯改善；（5）增大空腔負(fù)荷可改善CO和NOX的排放水平；（6）在相對較小的壓降下能夠穩(wěn)定高效地燃燒；（7）提高空腔的G-負(fù)荷可提高反應(yīng)率，進(jìn)而提高燃燒效率；（8）徑向葉片腔（RVC）有效地將混合物從腔傳輸?shù)街鳉饬?。從而初步證明了該燃燒系統(tǒng)有潛力應(yīng)用于作為再熱循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪間燃燒室。

在美國空軍研究試驗(yàn)室高壓燃燒試驗(yàn)設(shè)備上對高G-負(fù)荷超緊湊燃燒室進(jìn)行的高壓試驗(yàn)表明：（1）在較寬工作范圍內(nèi)，燃燒效率為95%～99%；（2）燃燒體積減小，燃燒負(fù)荷增大，具有良好的貧油熄火性能，使發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸減小和質(zhì)量減輕；（3）UCC的燃燒效率提高且?guī)缀醪皇苋紵?fù)荷和燃油空氣比的影響，可以在較小的燃油空氣比和較高的燃燒負(fù)荷下工作；（4）隨著G-負(fù)荷的增加，NOX排放量減少。進(jìn)一步證明了該燃燒系統(tǒng)應(yīng)用于渦輪間的巨大潛力。

美國空軍技術(shù)大學(xué)的Anisko等[32]對UCC內(nèi)部空腔與動(dòng)向葉片的相互關(guān)系進(jìn)行了研究，具體探討了如何優(yōu)化UCC內(nèi)部的導(dǎo)向葉片形狀和尺寸，進(jìn)一步縮短軸向槽的長度，從而減小體積，使槽體積的利用效率最高，并通過與AFRL/PRTC之前設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)相比較，驗(yàn)證了其試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀?/p>

美國空軍研究試驗(yàn)室的Sekar和密西西比州立大學(xué)的Thornburg等采用FLUENT程序，在環(huán)境壓力下研究了不同徑向?qū)~、周向駐渦、幾何形狀周向槽、V型火焰穩(wěn)定器、導(dǎo)向葉片缺口和傾斜結(jié)構(gòu)對美國空軍研究試驗(yàn)室的超緊湊燃燒室/渦輪間燃燒室特性的影響，并進(jìn)行了3D2相流CFD分析。對曲線徑向葉片槽結(jié)構(gòu)的研究[33-34]結(jié)果表明，在高G-負(fù)荷下其燃燒效率更高，優(yōu)于直線徑向葉片槽結(jié)構(gòu)的，并且其周向槽燃燒產(chǎn)物與主氣流的混合通過調(diào)整和優(yōu)化噴氣與噴油方案可以進(jìn)一步加強(qiáng)，以改善渦輪間燃燒室出口的溫度場和徑向分布因子[35]。對在周向腔增加駐渦流的結(jié)構(gòu)研究表明，增加駐渦流可以降低出口溫度，并能夠使出口溫度分布更均勻[36]。對不同幾何形狀周向槽的研究結(jié)果表明：（1）對于不同的渦流加強(qiáng)結(jié)構(gòu)，周向槽內(nèi)均可充分燃燒，具有較好的燃燒穩(wěn)定性和較高的效率；（2）渦流加強(qiáng)結(jié)構(gòu)不同，導(dǎo)致燃燒產(chǎn)物進(jìn)入流過徑向槽的主氣流的徑向傳輸速度不同，從而導(dǎo)致徑向葉片槽下游的溫度分布有較小不同；（3）不同的渦流器位置對出口溫度分布影響較大；（4）周向槽側(cè)壁渦流器對出口溫度分布影響較小；（5）頂部渦流器對出口溫度分布影響較大[37]。對V型火焰穩(wěn)定器的研究表明，其不僅能夠產(chǎn)生旋渦，而且能夠改變紊流特性和主空氣流與周向槽之間的混合性能[38]。增大導(dǎo)向葉片缺口，可以進(jìn)一步提高自由空氣流的混合度和減小燃燒室總阻力[39]。

英國Cranfield大學(xué)的Lee、Singh等[40-41]選用性能與F100-PW-229發(fā)動(dòng)機(jī)相當(dāng)?shù)腇100-EQ作為基準(zhǔn)發(fā)動(dòng)機(jī)，將帶有ITB結(jié)構(gòu)的F100-TCE作為目標(biāo)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了性能研究。結(jié)果表明：（1）在耗油率稍微增大的情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)效率和熱效率大大提高；（2）瞬態(tài)性能較好，能夠在較短時(shí)間內(nèi)增大或減小推力；（3）帶有ITB發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)具有較大的飛行包線，可以提高飛機(jī)的轉(zhuǎn)彎速率，增強(qiáng)其機(jī)動(dòng)性。

總之，渦輪間燃燒室熱效率高、油耗增加不大和NOX排放低的優(yōu)勢已經(jīng)得到充分驗(yàn)證，但是還有很多詳細(xì)的技術(shù)需要進(jìn)一步開發(fā)和驗(yàn)證，距離實(shí)用應(yīng)用還較為較遠(yuǎn)。

3 結(jié)束語

綜上所述，作為補(bǔ)燃增推的渦輪后框架燃燒室技術(shù)已經(jīng)發(fā)展得相對成熟，并已得到應(yīng)用；渦輪間燃燒室的技術(shù)優(yōu)勢已經(jīng)得到驗(yàn)證，并正在開發(fā)和驗(yàn)證其關(guān)鍵結(jié)構(gòu)、性能和強(qiáng)度等技術(shù)。由于渦輪間燃燒室具有使發(fā)動(dòng)機(jī)長度縮短、推進(jìn)效率和熱效率提高、NOX排放降低等優(yōu)勢，將成為未來高推重比發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一，應(yīng)該對其進(jìn)一步深入研究和驗(yàn)證，加速其成熟和應(yīng)用。

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Present and Future Development of Advanced Second Burner for Aeroengine

LIANG Chun-hua,YANG Dong-dan,LIU Hong-xia,SHANG Shou-tang
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

Integrated turbine rear frame afterburner and Inter-stage Turbine Burner（ITB） are advanced augmented burners recently developed and demonstrated in order to improve propulsive efficiency and reduce specific fuel consumption.Their basic structures,development background and progress and current state burners were overviewed.The results obtained from the issued documents show that the performance characteristics with compact structure,low flow loss and high endurance are demonstrated for integrated turbine rear frame afterburner and the performance characteristics with high thrust and thermal efficiency are demonstrated for ITB.Their future trend are forecasted.

second burner;integrated turbine rear frame afterburner;Inter-stage Turbine Burner;performance;aeroengine

梁春華（1968），男，工程碩士，自然科學(xué)研究員，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)和航改燃?xì)廨啓C(jī)情報(bào)研究工作。