考试题型及分数分布
1. 2. 3. 4. 概念题
第一题名词解释（3分×6=18分） 第二题 分析判断题（5分×4=20分） 第三题 分析简答题（6分×5=30分） 第四题 计算题（10分×2=20分）
5. 第五题 分析讨论题（12分×1=12分）
有用功系数：
油气比：
c0为音速
最经济加热比：
出口温度场不均匀度：
一次空气，二次空气：利用火焰管这种结构，把由压气机送来的空气分流成为两大部分。其中一部分空气将直接进入火焰管前部的燃烧区，参与燃料的燃烧过程，这部分空气称为“一次空气”。所余的另一部分空气，称为“二次空气”，
一次空气量自调特性：随着火焰长度的伸缩能自动调整直接参与燃烧反应的一次空气量的特性。
燃气轮机总性能：压气机、燃烧室、涡轮以及外界负荷联合工作时所表现出来的总特性。
变工况：燃气轮机是按一定的热力参数、转速和功率设计的。对应这些设计参数的工况称为燃
气轮机的设计工况。燃气轮机在负荷、转速、大气或其它参数（如气动部件的几何尺寸）偏离设计工况的工况，称为燃气轮机非设计工况，亦即变工况。
不稳定工况：不稳定的过渡工况：一个稳定工况被打破平衡后，逐渐向另一个稳定工况过渡的中间过程，所以参数是变化的。启动、加速、减速、紧急停车等都是过渡过程。
进口流场畸变：
分析判断题
判断下列理想简单循环的热效率的大小： 1. T1=20,T3=1000,?=6 2. T1=15o,T3=600o,?=8 2>1
o
o
理想简单燃气轮机循环的热效率只与增压比有关。
判断下列理想简单循环的比功的大小： 1. T1=20o,T3=1000o,?=6 2. T1=20o,T3=600o,?=6 1>2
分析论述题
1. 简要分析提高燃气轮机性能的措施。
2. 试分析理想简单、理想回热和实际循环中，影响热效率和比功的因素。
3. 试说明改善涡轮喷气发动机推进效率时，为什么不采用降低涡轮前温度以减小排气速度
的方法？为什么涡扇发动机有较高的推进效率又同时有较高的热效率？
4. 试分析采用旋流器后，燃烧室内空气流的组织情况，描述燃烧室头部的工作状况。
5. 分析燃烧室的工作特点及燃烧稳定性的含义？并说明保证燃烧稳定性的基本措施。
6. 分管型、联管型和环型燃烧室各有什么特点，它们的优缺点各是什么？
7. 为了克服燃烧重油时出现的问题，可采用哪些措施来解决？
8. 试分析压气机特性曲线和涡轮特性曲线的特点？
9. 燃气轮机变工况包括哪几种情况，说明它们的特点。
10. 试说明分低型燃气轮机等温线的绘制方法和步骤，等温线的特点如何？
11. 变工况下，涡轮的级间膨胀比是如何分配的？
12. 试分析单轴燃气轮机变工况时，携带不同负荷的经济性、稳定性和加载性。
13. 简述燃气轮机的基本组成，并指出其膨胀功都做何用？
燃气轮机三大基本部件：压气机，燃烧室，涡轮。此外，还有控制系统和辅助设备。航空燃机另加进气道，尾喷管；地面燃机另加做功涡轮，喷管 燃气轮机的膨胀功分为：
一部分通过传动轴传递给压气机用以压缩吸收入燃气轮机的空气；其余的膨胀功对外输出：用于发电、车辆和舰船时输出功是通过涡轮来完成的；用于飞机时输出功是由尾喷管来完成的。 14. 对比活塞式发动机，分析燃气轮机的优势。 燃气轮机与活塞式发动机的不同之处：
活塞式发动机工作时，空气是间断地进入气缸，气体的压缩、燃烧和膨胀过程发生在同一气缸中。燃气轮机工作时，空气是连续不断地被吸入，气体的压缩、燃烧和膨胀过程分别在压气机、燃烧室和涡轮或尾喷管等不同部件中进行。
活塞式发动机发展制约：
螺旋桨在飞行速度达到800千米/小时的时候，桨尖部分实际上已接近了音速，跨音速流场使得螺旋桨的效率急剧下降，推力不增反减；
螺旋桨的迎风面积大，阻力也大，极大阻碍了飞行速度的提高； 随着飞行高度提高，大气稀薄，活塞式发动机的功率也会减小。
燃气轮机的优势：
没有往复运动部件的旋转机器，转子易于平衡，适于高速旋转；
功率与转速成正比，高转速机器本身意味着可以是功率大、尺寸小的机器；
没有复杂的进、排气活门装置，气流流入叶片机时比较顺畅，有利于在单位时间内实现大量工质和叶片机之间的能量交换。
与往复式活塞发动机相比，燃气轮机是旋转式机械，这就摆脱了往复式机械中，机组功率受活塞的体积、重量和运动速度的限制和约束，因而能设计成为大功率、单位重量轻、润滑油和冷却水消耗量少、振动和低频噪音小，而运行维护费用低的机组。
计算题
1. 已知发动机采用航空煤油作燃料，设空气流量qma=50kg/s，余气系数α=3.45，求每小时
燃油消耗量。
2. 已知尾喷管出口处气流速度为飞行速度的两倍，而加入发动机的总热量中的25%用来变
成气流动能的增量，试求发动机的总效率。
其他
燃气轮机工质循环方式：大多采用等压开式循，少数采用闭式循环
燃气轮机发展的制约因素：空气动力学，冶金学
航空燃气轮机(jet engine)的种类：
涡轮喷气(涡喷)，发动机(turbojet) ，涡轮风扇(涡扇)发动机(turbofan) ，涡轮螺桨(涡桨)发动机(turboprop) ，涡轮轴(涡轴)发动机(turboshaft) ，冲压发动机(ramjet, scramjet) 以推重比划分航空空发动机年代
整体煤气化联合循环机组(IGCC) ：
由气化炉装置和燃气-蒸汽联合发电机两部分组成 燃气轮机以煤作为高温热源
充分利用燃气轮机的排气余热
蒸汽轮机输出热水和蒸汽，建成热电联供的热电站 热效率最高，最洁净
燃气轮机的主要优点
重量轻、体积小、启动快 少用水或不用水
便于集中控制
适宜燃烧多种燃料
润滑油和冷却水消耗少 振动和低频噪音小
运行维护方便，费用低
燃气轮机的主要缺点
与蒸汽轮机和活塞式发动机比，燃气轮机的主要缺点是 热效率偏低，油耗率偏高
部分负荷条件下，热效率显著下降
燃气轮机的发展方向 1.提高热效率
①提高燃气温度(初温) 研制高温材料
改进冷却技术
②提高燃气轮机的增压比 提高单级压比 提高整机压比 ③余热利用 回热
燃气蒸汽联合循环
总能量综合利用
2.燃烧便宜燃料同时限制污染及腐蚀 ①重燃料处理 ②使用核燃料
③低污染高温燃烧室的研究 3.提高燃气轮机变工况的经济性 ①可调静叶
②多轴轴系
③回热-采用回热器有利于提高燃气轮机变工况时的经济性 ④闭式循环-流量调节适应工况变化
4.降低材料工艺成本，简省燃气轮机维护 ①特种工艺和设备
②电子计算机自动监控
燃气轮机循环可看为理想循环的条件（两点假设）：
1.工质是空气，可视为理想气体，整个工作过程中空气的比热为常数，不随气体的温度和压力而变化；
2.整个工作过程中没有流动损失，绝热过程为等熵，燃烧前后压力不变，没有热损失（排热过程除外）和机械损失。
理想简单燃气轮机循环：1-2 绝热压缩，2-3 等压加热，3-4 绝热膨胀，4-1 等压放热
航空燃气轮机：整个压缩过程分两个阶段完成1). 迎面高速气流在进气道中减速增压2). 在压气机中完成
航空燃气轮机：整个膨胀过程分两个阶段完成 1). 在涡轮中完成
2). 在尾喷管中完成
从热力学角度来讲，要达到相同压比，等温压缩过程消耗的机械功比等熵过程要小。真正等温压缩难于做到，所以采用在压缩过程中加冷却的方案。在进行循环分析时，只需在理想简单燃气轮机循环的绝热压缩过程中间加一个或多个等压放热过程。假如等压放热过程趋于无穷多个，那么其极限理想情况也可看成是等温过程。
加热比越大，等温压缩理想燃气轮机循环的热效率越趋近于理想简单燃气轮机循环的热效率
压缩过程一次中间冷却的理想燃气轮机循环
膨胀过程一次中间加热的理想燃气轮机循环
在不变动燃气发生器的条件下，有效增大燃气轮机的功率或推力，可采用在膨胀过程中一次加热的循环方案。对于航空燃气轮机，可以在涡轮和尾喷管之间设置加力燃烧室进行加力燃烧。
理想燃气轮机回热循环—可以提高理想简单燃气轮机循环的热效率。
实际燃气轮机循环?
在理想燃气轮机循环分析中，认为压缩过程和膨胀过程是等熵的，没有考虑流动损失；并且认为在整个循环过程中比热不变。在实际燃气轮机中，气体的比热随气体的成分和温度不断发生变化；而且各个工作过程都存在着流动损失。
流动损失是指气流在流动过程中，由于存在附面层，紊流流动或激波，使得流动的气流在静压不变的情况下，降低了流速，或者说降低了气流的总压。在绝热流动中，气流总温不变，存在流动损失的绝热流动过程是熵增过程。在实际燃气轮机循环分析中，只考虑压缩过程和膨胀过程的流动损失。所以，以下分析只能作为定性分析。
航空发动机作为热机和推进器的组合体，应该用总效率η0来衡量它的经济性。η0表示加入航空燃气轮机燃料完成燃烧产生的热量有多少转变为飞机飞行的推进功。对航空燃气轮机，其耗油率不仅与热效率有关，还与推进效率有关。热力参数(π,τ,ηc,ηe)变化时，需综合考虑对热效率和推进效率的影响。
实际简单燃气轮机回热循环
回热器的存在增加了压气机与燃烧室之间以及排气系统的总压损失，因此实际燃气轮机回热循环的比功将下降；?
回热器不可能造得无限大，因此冷介质的温度不可能加热到同热介质相同，实际热交换量要低于理想热交换量。
涡轮风扇发动机(Turbofan)简称涡扇发动机，又称双路式涡轮喷气发动机，是目前广泛使用的航空发动机之一。 涡扇发动机结构特点
涡扇发动机有内、外两个涵道，在内涵燃气发生器后面增加动力涡轮，将燃气发生器的一部分或大部分可用功通过动力涡轮传递给外涵道中的压气机（或称风扇）。外涵风扇处于进气道内，可以在跨音速或超音速飞行时工作。
如果要让涡喷发动机提高推力，则必须增加燃气在涡轮前的温度和增压比，这将会使排气速度增加而损失更多动能，于是产生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此涡喷发动机油耗大，对于商业民航机来说是个致命弱点。涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求，使得上述机种的航程缩短。
涡扇发动机的原理
发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下，提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的加大热效率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。
涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度。
涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。
涡扇发动机的优缺点
优点
涡扇发动机效率高，油耗低，飞机的航程就远。
缺点
涡扇发动机技术复杂，尤其是如何将风扇吸入的气流正确地分配给外涵道和内涵道，是极大的技术难题。因此只有少数国家能研制出涡轮风扇发动机，中国至今未有批量实用化的国产涡扇发动机。涡扇发动机价格相对高昂，不适于要求价格低廉的航空器使用。
分开排气涡扇发动机功分配系数和涵道比的选择
燃气发生器的可用功W一定时如何选取功分配系数χ和涵道比B，使涡扇发动机推力最大。
工质（空气或燃气）的比热随温度和气体成分而变化，因此，等熵绝热过程中，温度和压力之间的关系比较复杂。
在实际计算过程中，根据对比热的不同处理方法，产生了几种不同的计算方法。 1.分段定比热法
将燃气轮机各部分的比热和比热比分别看作是固定不变的。计算方法简单，但计算精度较差 2.分段平均比热法
取工质经过某一等熵绝热过程始末状态的比热的平均值作为该过程的比热。这种方法比分段定比热的计算方法准确，但仍是一种近似方法。 3.变比热法
一次空气：参与燃烧，占总空气量25-35%；二次空气：参与混合冷却。
燃烧室的工作特点
①燃烧室进口气流速度很大，一般在120~180m/s之间，相当于4倍12级台风的速度。在如此高的气流速度下，组织燃烧十分困难。高速气体在燃烧室内流动，还会造成很大的总压损失。必须采取措施降速，即使降速后的速度也还相当高，不采取其它措施，仍不能保证火焰稳定。 ②燃烧室容积很小，但要在短时间内发出大量的热能，要燃烧相当多的燃料，而且要求燃烧完全。
③燃烧室出口气流温度受到涡轮叶片的热强度的限制，不能过高，否则会使叶片失稳变形，以至熔化或断裂，造成事故。目前一般允许在1200K，叶片采取冷却措施的发动机可达1600K。由于涡轮叶片耐温的限制，燃烧室内供油受到制约。燃烧室内供油只能烧掉空气中氧的1/4。在贫油的均匀混气情况下，火焰不能传播，燃烧不能进行。
一个矛盾
若达到烧着的程度，涡轮叶片承受不了；若考虑涡轮叶片耐温程度而减少供油，又烧不着。 解决办法：先在火焰筒头部按接近恰当的油-空气比例（油和空气中的氧基本上都用光）进行充分的燃烧，这时头部气流温度接近2500K，然后用剩余的空气将高温气流掺混，把温度降下来，以达到涡轮叶片接受的温度。先燃烧后降温一次空气和二次空气
④发动机的工况随飞机飞行状况的变化而变化，给燃烧室带来变化宽广的工作范围，是按某一状态设计的燃烧室，在其它状态下工作困难。
对燃烧室的性能要求
1.点火可靠
点火可靠是燃烧室正常工作的最起码保证。
地面时：点火容易（气体压力、温度较高，进气速度不大）
高空时：高空熄火后，点火困难（气体压力、温度低，气流速度较高） 2.燃烧稳定性要好
燃烧室的稳定工作对发动机来说是至关重要的。 燃烧稳定的两个含义：（稳定燃烧特性包线）
在发动机工作过程中，通常情况下不熄火；
不出现对发动机具有破坏性的燃烧，通常为振荡燃烧。 3.燃烧要完全
4.出口温度场符合要求燃烧室出口气流温度场符合涡轮叶片高温强度的要求，不要有局部过热点。要求：?
火焰除点火过程的短暂时间外，不得伸出燃烧室；?沿涡轮进口环形通道的圆周方向，温度尽可能均匀，在整个出口环腔内最高温度T*3max与平均温度之差不得超过100~120oC；?沿叶高（径向）温度分布应符合等强度原则。 5.压力损失小
6.尺寸小和重量轻
为了提高发动机的推重比和减小迎风面积，力争在容积小的燃烧室中单位时间内烧掉较多的燃料。 7.使用寿命长
燃烧室内火焰温度很高，火焰筒壁面经常受着高温燃气的侵蚀，由于气流和火焰的紊流脉动，使火焰筒承受着交变高温燃气引起的热应力，经常产生裂纹、烧蚀和变形等故障。 8.排气污染少
燃烧室中发生的整个工作过程包括： ?燃烧区中气流流动过程的组织； ?燃烧区中燃料浓度场的组织；
?燃烧区中可燃混合物的形成、着火与燃烧；
?混合区中二次掺冷空气与高温燃气掺混过程的组织； ?火焰管壁冷却过程的组织。
在燃气轮机燃烧室中发生的燃烧过程总是在余气系数较大，且的变化范围又很宽的高速气流中进行的，因此燃烧室工作有两点困难： ?若把燃料直接喷到由压气机送来的全部空气中去燃烧，那么燃烧区的温度必然很低，燃料不能完全燃烧，燃烧效率非常低； ?由于气流的流动速度很高，因而燃烧火焰很容易被吹熄。同时，还会产生非常大的压降损失。 解决办法
1.采用扩压器，使进入燃烧区的气流速度由压气机出口的120~180m/s降低到20~30m/s左右，借以减小气流的压降损失；
2.采取气流“分流”的办法，以提高燃烧区的温度；
3.采用“火焰稳定器”，使在燃烧区内能够形成一个特殊形态的气流结构，为稳定火焰创造条件。
燃烧室中空气流的组织
1.采用气流分流的办法以提高燃烧区的温度
利用火焰管这种结构，把由压气机送来的空气分流成为两大部分。其中一部分空气将直接进入火焰管前部的燃烧区，参与燃料的燃烧过程，这部分空气称为“一次空气”。所余的另一部分空气，称为“二次空气”，则由冷却流道和混合机构逐渐流入火焰管，以便冷却火焰管壁，或是掺冷高温燃气。这种“分流”方法，相对于把燃料直接喷到“全部空气”中去的燃烧方法，可以保证燃烧区具有相当高的燃烧温度，有利于提高燃烧反应的速度。在分流方法中，控制“一次空气”的数量是改善燃烧工况的关键。
一次空气供应方式
?将一次空气全部通过装在火焰管头部旋流器供入燃烧区 ?将一次空气分别由旋流器和开在火焰筒前段的几排一次空气射流孔供入燃烧区
试验表明，第2种供气方式，即将一次空气分别由旋流器和开在火焰筒前段的几排一次空气射流孔供入燃烧区，可以保证燃烧室具有比第1种供气方式，即将一次空气全部通过装在火焰管头部旋流器供入燃烧区，更为宽广的负荷变化范围。这是由于在第2种供气方式中，燃烧室具有“一次空气量自调特性”。
一次空气量自调特性?
定义：随着火焰长度的伸缩能自动调整直接参与燃烧反应的一次空气量的特性。?
机组负荷降低，燃烧火焰的长度缩短，通过开在火焰长度之后的一次空气射流孔供入的空气量不会直接射到火焰中去掺冷火焰，低负荷时，燃烧温度仍很高；?
机组负荷增加，燃烧火焰的伸长，后排射流孔供入的空气向火焰补充所需的氧，防止缺氧引起的燃烧不完全和火焰过长。
试验表明，具有一次空气量自调特性的供气方式对于扩大燃烧室负荷变化范围的效果是明显的。
2.采用火焰稳定器以稳定高速气流中的火焰
利用火焰稳定器在火焰管的前部造成一个特殊形态的速度场，以便强化燃料与空气的混合作用，并为燃烧火焰的稳定提供条件。
火焰稳定器：造成高速气流中的局部低速区，从而保证燃烧火焰不被吹灭，如同大风中背风点火
吸烟一样。
燃烧室前段工作情况的描述
新鲜空气经旋流器不断进入，燃油不断喷入，依靠回流区供给热量，形成可燃混气并着火燃烧之后，小部分燃烧产物进入回流区补充回流区消耗掉的气体质量和能量，大部分燃烧产物则流到火焰管后段与二次空气掺合流向涡轮。这一过程连续不断，就可以使火焰管头部保持火焰稳定，从而为整个燃烧过程的可靠进行提供了基础。
燃烧室中燃料流的组织
根据燃烧理论得知：可燃混合物的着火和燃烧只有在一定的浓度范围内才能发生。为了使燃料能够稳定而又完全地燃烧，应确保在任何负荷工况下，燃烧空间中燃料与空气的局部配合关系都能处于可燃范围之内。因此，需要合理地组织燃烧室内燃料浓度场。 燃料浓度场的组织与燃料的喷射特性密切相关。 1.使燃料雾化成很细的颗粒
目的：加速液滴蒸发为蒸汽的过程 ?液体燃料先蒸发后燃烧，要燃烧得好，首先要气化得好，气化得快； ?液体燃料的燃烧速度主要取决于气化速度； ?燃料液滴表面积越大，气化得就越快。 ?
?液滴尺寸大，完全燃烧时间长，来不及燃烧就被带走，燃烧效率降低； ?液滴尺寸小，穿透能力小，导致局部区域燃料过浓或过淡，容易发生熄火。 2.把燃料合理地供应到燃烧室空间中去，与空气较好地混合
燃料浓度场分布的优点
燃烧空间中燃料浓度场的分布与空气的分布特性相适应（新鲜空气大部分分布在火焰管的外侧，中心部位是缺氧的燃烧产物），有利于空气和燃料的相互混合；
分布不均匀的燃料浓度场对于提高燃烧稳定性也是有好处的。在负荷范围变化宽广的情况下，在燃烧空间中总是存在一些燃料与空气混合比介于可燃范围内的局部地区，燃烧火焰得以保持和发展。
喷雾锥角的选取 ?喷雾锥角过小：燃料喷入缺氧的高温回流区，燃烧不完全，冒黑烟； ?喷雾锥角过大：燃料打到火焰管壁上，形成积炭。
液体燃料喷散雾化的目的： ?把连续流动的燃料射流分裂成为很多微小的细滴，以求增加液体燃料蒸发的总表面积； ?把燃料合理地分布到燃烧空间中去，使与空气混合成为可燃混合物，为继而发生的蒸发和燃烧过程做好准备。
液体燃料的雾化机理
?在液体表面存在两种力的相互作用，即液体的表面张力和内聚力，它们的作用是力求把液体团聚起来不使其分散，并将液体的表面积缩到最小的程度。 ?当外力施加给液体时，如高速运动的液体在喷向空间时，外界空气以阻力形式作用于液体，力图把液体表面因紊流扰动而引起的凸起部分脱离液体主流而变成细小的颗粒。
?当外力的作用大于液体内部表面张力和内聚力的作用时，液体就不能维持原状而分裂成小块和细粒，这种分离过程一直进行到每个微粒的内力与外力相平衡为止。 ??粘性大的液体，表面张力和内聚力也大； ?作用于液体上的外力与喷油速度（喷油嘴的压力降）有关。
喷油嘴类型
①机械离心式喷油嘴---利用液体燃料的压力势能取得雾化效果的喷油机构 ?简单离心式喷油嘴 ?双油路离心式喷油嘴 ?回油式喷油嘴
②空气雾化喷油嘴---利用高速气体的喷散效应实现液体燃料的雾化
回油式喷油嘴
?缺点： ?喷油嘴的工作特性会受回油流道阻力特性变化而激烈的变化，就是说，喷油量qmB对回油流道中阻力变化敏感，因而当机组中采用几个回油式喷油嘴并联工作时，由于回油流道阻力特性各不相同，就会使每个喷油嘴之间燃油流量有很大差别； ?一般情况下，qmf>qmB，油泵消耗大。
空气雾化喷油嘴 ?优点：
?工作可靠性很高，即使应用较脏的重油也不会发生喷油嘴堵塞和磨损现象，雾化质量比较稳定。 ?缺点： ?需要增添高压雾化空气源的设备，燃料雾化消耗的能量较大。
燃烧室的分类及其优缺点
?现代燃气轮机燃烧室按基本结构可以分为三大类： ?单管（分管）燃烧室(can burner) ?联管（环管）燃烧室(cannularburner) ?环形燃烧室(annular chamber combustor)
单管（分管）燃烧室
每个圆管火焰管有各自的外壳，组成一个单管。各个单管之间有联焰管进行传焰。优点：调试用气量少；强度和刚性好；装拆维护方便。缺点：迎风面积最大，空间利用率低，重量最大；与压气机出口环形气流配合不好，很难得到周向均匀的温度场。逐渐淘汰
联管（环管）燃烧室
把几个单独的火焰管放在一个环形外壳内，火焰管之间有联焰管进行传焰。优点：迎风面积较小；
用含1~3个火焰管的试件可试验，无需很大的气源；缺点：气动布局差，扩压器设计困难；出口燃气周向温度场不如环形燃烧室好；重量比环形燃烧室重。仍被一些现有发动机使用
环形燃烧室
焰管及壳体都是同心环结构，无联焰管。优点：空间利用率最高，迎风面积最小；能与压气机配合获得最佳气动设计，压力损失最小；可获得均匀的出口周向温度场；缺点：调试时需要大型气源；火焰管刚性差；装拆维修困难。新型发动机上广泛使用
燃用重油燃料的若干问题
?重油燃料------在原油中提取了沸点低、分子量较轻的汽油、煤油和柴油后所残余下来的重质碳氢化合物。
?特点------分子结构复杂而粘度大，沸点高而挥发性差，含有大量由硫、铝、钾、钠、镁、钙、铁、钒、锌等元素的化合物组成的灰分。
重油不是一种很容易燃烧的燃料，它为在燃气轮机中的使用带来了一系列困难： ?燃烧问题 ?结垢问题 ?腐蚀问题
燃烧问题
?在机组负荷变动时，燃用重油容易出现积炭、积焦，甚至排气冒黑烟现象。原因： ?由于雾化不良，重油液滴颗粒过大，因而在低负荷工况下很容易未经燃烧就被带离高温区，最后以液体状态积存在火焰管尾部壁面上，经高温燃气烘烤而逐渐形成积焦或积炭； ?喷雾锥角过大时，油滴也容易被甩到火焰筒的过渡锥顶或壁面上去，同样会在高温燃气烘烤下形成积焦或积炭； ?由于燃烧区内过量空气系数过大，即燃烧区的温度水平过低，致使重油燃料来不及充分燃烧而被带走，同样为火焰管尾部的积炭提供了条件； ?由于燃料与空气混合不好，致使重油燃料不能及时地得到新鲜空气助燃，从而产生析炭，在喷油锥角选得过小或喷油嘴的结构设计不当时，这个问题特别严重。那时会有大量的重油被喷到乏氧的高温回流区，严重缺氧而析炭； ?由于火焰筒壁温度太低，在沾上油滴后，无法使其充分燃烧而形成积炭。 ?
积炭的后果相当严重------
?燃烧效率下降； ?喷油嘴的端面积炭，喷雾锥角偏斜，雾化质量降低，燃烧条件进一步恶化； ?高负荷时，积存的干炭会复燃，燃烧火焰筒或回热器； ?析出的炭粒子磨损涡轮叶片，降低使用寿命。
结垢问题 ?由于重油中含有大量的灰分和杂质，当它们被高温燃气带着流过涡轮和回热器时，就会在叶片表面或回热器换热面上逐渐积存起来，使流道通流面积减小，降低涡轮的功率和效率以及换热效果。
腐蚀问题 ?积存在涡轮叶片上的灰分，由于各种复杂的原因，会与叶片的金属元素逐渐起化学或物理作用，使叶片腐蚀损坏，严重影响机组的寿命和运行可靠性。
解决措施—喷油嘴 ?预热重油燃料，降低其粘度，为重油雾化提供条件； ?采用空气喷油嘴或回油式喷油嘴，以确保在低负荷工况下能把重油雾化成很细的颗粒。试验表明，重油的积炭、积焦主要是在燃烧温度低于1000 °C以下的低负荷工况发生。假如使液滴颗粒尺寸小于100μm的重量百分数不低于85%，尺寸大于150μm的不超过8%，就有可能改善燃烧过程； ?在火焰管直径较小的燃烧室中燃用重油时，喷油锥角应取在50~80°，防止重油甩到火焰管上。在大型燃烧室中，喷油锥角可取到80~100°左右，防止将重油喷到乏氧的回流区中去； ?重油燃料的喷油嘴容易磨损，必须采用优质材料制造，例如3Cr13并作硼化处理。 解决措施—燃烧室
?合理控制进入燃烧区的空气量，以确保在低负荷工况下，燃烧区的温度不低于1050~1200 °C，而在满负荷时，余气系数在1.15~1.20左右（一次空气自调方案）；
?选择合适的旋流器结构型式以求得比较合理的燃烧区温度场的分布特性（在火焰管中心附近，占整个横截面积2/3以上的空间内燃烧温度超过1050~1200 °C，无大颗粒的油滴甩出此高温区）； ?重油燃料的挥发性差，燃烧速度低，应适当延长液滴逗留时间，容热强度要小； ?增强气流的紊流扰动强度，提高重油的燃烧速度；
?提高重油燃烧室的壁温，低负荷时，保证火焰管壁温超过400~450 °C，在空气供给充分的条件下，积炭和积焦都能复燃烧尽。需要采取冷却空气保护方案，以防止满负荷时壁面温度过高。 解决措施—燃料
?从结垢和腐蚀的成因可见，重油灰分中的Na、V、S是造成涡轮叶片和回热器表面结垢和腐蚀的主要原因。结垢现象的发生又为腐蚀想象的发生提供了先决条件。由此可见，清除重油灰分中的Na、V、S，特别是清除所含的Na盐是解决重油燃料在燃气轮机中使用是产生结垢和腐蚀现象的主要措施。 ?对重油进行处理，例如水洗，去掉重油中的钠盐； ?在重油中加入防腐添加剂，例如镁添加剂（MgSO4?7H2O或Mg(OH)2），使钒V和镁Mg在燃烧火焰中反应生成融点高于1000 °C的化合物，以减少钒盐积存到涡轮叶片上去发生腐蚀作用的可能性；
?硫化物不作处理（Na去掉后，硫化物的腐蚀作用减缓）。
燃气轮机是按一定的热力参数、转速和功率设计的。对应这些设计参数的工况称为燃气轮机的设计工况。燃气轮机在负荷、转速、大气或其它参数（如气动部件的几何尺寸）偏离设计工况的工况，称为燃气轮机非设计工况，亦即变工况。
分类： ?稳定的非设计工况：首先是一个非设计的工况，即燃气轮机的参数偏离了设计参数；但同时机组又处于稳定平衡状态，即燃气轮机的参数，如气温、气压、转速和功率等不随时间改变。 ?不稳定的过渡工况：一个稳定工况被打破平衡后，逐渐向另一个稳定工况过渡的中间过程，所以参数是变化的。启动、加速、减速、紧急停车等都是过渡过程。
研究燃气轮机变工况的目的：
了解变工况时燃气轮机的各工况参数的变化规律，从而在进行设计时就能预先估计到变工况运行时机组性能的变化，使设计的机组不仅在设计工况时，而且在变工况时也具有良好的性能。指导设计
影响压气机特性的因素
雷诺数Re----Re在自动模化区内 压缩气体的气体常数k，R----不改变
压气机进、出口截面流场气流参数的分布
压气机进口处的总温、总压、气流速度大小及方向分布不均匀，会引起压气机性能的恶化，这种现象称为进口流场畸变。
压气机各部件的几何尺寸及表面状况
压气机特性图上的等温线，其实质是不同τ值时涡轮流量特性在压气机特性图上的反映。
平衡工况运转线的绘制综合考虑了各部件及负荷的特性，机组变工况时的运行工况沿平衡工况运转线运动。
单轴驱动螺桨型负荷稳定性分析
?低负荷时，工作点接近喘振边界，对舰船是不合适的； ?舰船90~97%时间内处于巡航状态，功率消耗为整台发动机的15%；?涡轮的超温和超速； ?对于机动性、稳定性要求甚高的舰船，该类机组一直未得到应用。