超级军网中小型航空发动机燃烧室技术的进展
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 15:53:09
中小型航空发动机燃烧室技术的进展
Combustor Technical Progrss of Mid-Small Engine
宋双文
使用的中小发动机的燃烧室在结构和性能上都达到了较高的水平，它使发动机满足了现有军民用户的需求。预计未来涡轴发动机压比将达17～26，涡轮前温度将达1230℃～1650℃，为此，国外正在研究多种新的燃烧室技术，如智能型燃烧室、驻涡燃烧室和新型燃油喷嘴等航空发动机技术的发展
也促进以涡轴发动机为代表的中小发动机燃烧室技术得到了迅速发展，具体体现在燃烧室性能持续改进、长度不断缩短、气动负荷和容热强度大幅增加、使用寿命大大延长等。
现有燃烧室达到较高水平
结构呈多样化
现有涡轴发动机既采用大发动机常用的直流燃烧室，也采用中小发动机燃烧室特有的回流、折流式燃烧室。法国透博梅卡公司的阿赫耶发动机采用了折流燃烧室，该公司在阿赫耶之后的发动机转而采用回流燃烧室，如TM333等；美国GE公司研制的 T700发动机采用了直流燃烧室；英、法合作研制的RTM322发动机采用了回流环形燃烧室，而后来研制的MTR390发动机也采用了回流环形燃烧室。
回流环形燃烧室是现代小型发动机普遍采用的结构型式，特别是流量小于8千克/秒的发动机；折流燃烧室在20世纪80年代以来很少采用，但美国威廉斯公司在90年代研制的FJ44系列仍采用折流燃烧室；而采用直流燃烧室的小发动机一般压比和涡轮前温度均较高。
另外，燃烧室供油方式特殊且形式多样。既采用大发动机通用的离心喷嘴、空气雾化喷嘴和蒸发管，又采用小发动机所特有的回油喷嘴、离心甩油盘、冲击式喷嘴、扇片式喷嘴等。中小发动机正常工作时供油量很少，小功率状态时供油量就更少，如何选择合适的燃油雾化方式来保证良好的雾化、均匀的出口温度场和较高的燃烧效率是设计的关键之一。
RTM322采用了12个耐污染的T形蒸发管，使油气混合均匀，避免了主燃区的局部富油，减少了污染物的排放。同时，在发动机工作状态变化时，喷雾锥角变化不大，容易保证燃烧室出口温度场均匀。其T形蒸发管中的喷油管头部类似于冲击式喷嘴，有利于改善燃油的雾化。而T700和T800-LHT-800发动机则采用了先进的空气雾化喷嘴加旋流器的组合雾化方式。T700的燃烧室由气动雾化喷嘴、双级反向旋流器加文氏管组成的先进低压燃油雾化系统，保证了即使在慢车状态雾化性能仍旧相当好，使燃烧稳定，容热强度高，出口温度分布均匀，在低转速下还可减少CO、UHC的排放。
性能不断提高
燃烧室的燃烧效率达到较高水平。RTM322在大功率状态下燃烧效率可达0.99以上，小功率状态也能达0.95左右，而T700设计状态下的燃烧效率为0.995。折流燃烧室由于甩油盘良好的雾化性能，使其燃烧效率一直较高，如阿都斯特ⅢB、透默ⅢC6、阿赫耶1C均为0.99左右。
总压恢复系数高。小发动机燃烧室的参考速度较低，使燃烧室有较高总压恢复系数。一般回流燃烧室的参考速度为6～14米/秒之间，总压恢复系数达0.95～0.98。如JT15D-4发动机为11.8米/秒，RTM322为7.2米/秒时，总压恢复系数分别为0.98和0.954。
T700的燃烧室总压损失为5％左右，略高于回流燃烧室，采取的思路是适当牺牲总压损失来缩短火焰筒长度和改善出口温度场。
燃烧室容热强度有了较大提高。早期的小发动机燃烧室容热强度小于500千焦/立方米·小时·帕,而现在的则达到了700千焦/立方米·小时·帕左右，但仍大大低于大发动机燃烧室的750～908千焦/立方米·小时·帕。如PT6T-6发动机的容热强度为362千焦/立方米·小时·帕，RTM322为478 千焦/立方米·小时·帕，而斯贝为814千焦/立方米·小时·帕。 燃烧室的进口压力不断增大，出口温度不断提高。具体表现在燃烧室的进口压力由0.8兆帕提高到1.7兆帕，燃烧室温升由600℃上升到750℃～850℃,出口温度由730℃提高到1380℃。 第一代涡轴发动机燃烧室的进口压力为0.5～0.8兆帕，燃烧室出口温度为730℃～980℃，如T53-L-701增压比为7.4，燃烧室进出口温度分别为270℃和940℃。第三代燃烧室进口压力则达0.85～1.7兆帕，燃烧室出口温度达880℃～1280℃，如T700燃烧室进口温度460℃，增压比达到了17，燃烧室出口温度为1260℃。而第四代燃烧室进口压力大于1.5兆帕，燃烧室出口温度为1130℃～1230℃。如T800-LHT-800的压比为15，涡轮前温度为1207℃。
长度不断缩短
早期的小发动机燃烧室较长，如PT6A-27的长度为320毫米，当代燃烧室长度大大缩短，如TM333、RTM322、PW300等发动机的火焰筒长度大约在150毫米～190毫米，比早期的PT6、JT15D等缩短了30%～40%。而T700的火焰筒长度约为108毫米（不含涡流器），为了缩短火焰筒长度，T700采用了先进的倾斜突扩扩压器技术。
早期的小发动机回流燃烧室较长，气流在燃烧室的停留时间也较长，如PT6A-27为20.6毫秒，现代先进的小发动机回流燃烧室长度大大缩短，气流停留时间也缩短，RTM322-01约为14.3毫秒。
使用寿命大大延长
由于采用了新的材料和先进的冷却技术，加上整体加工火焰筒等新的制造方法，燃烧室的使用寿命大幅增加，由早期的1000小时提高到了现在的6000小时。
GE公司的第一代涡轴发动机T58燃烧室火焰筒的寿命为1200小时，10年后该公司设计的第二代涡轴发动机T64，使用寿命延长到1800小时。T700是GE公司的第三代涡轴发动机，采用先进的冷却技术使燃烧室的使用寿命达到5000小时。而T800发动机的燃烧室使用寿命已达6000小时。
采用先进的冷却技术
小发动机燃烧室主燃区容积小，热辐射对火焰筒壁面的影响很大；火焰筒长度短，火焰筒壁面单位轴向长度的温差大，容易产生变形和裂纹，使得火焰筒的冷却问题特别突出。尤其是回流燃烧室，其进口气流速度和二股通道流速低，对流冷却效果差，冷却问题更为关键。为了解决高压高温下火焰筒的冷却问题，国外开发了多种新型冷却技术，许多大发动机上的经验也应用在小发动机上。
T700的火焰筒除了采用常规的气膜冷却外，还在后端采用了当时非常先进的冲击冷却。冷却气量约占总气量的45％。
RTM322的火焰筒头部采用了分段气膜冷却，火焰筒内外环的冷却结构用薄板材料冲压焊接形成分段冷却气膜缝槽，并有热障涂层，火焰筒壁温低于850℃。
T800-LHT-800的弯管外壁组件采用了全气膜发散冷却，内壁采用气膜缝槽冷却结构。火焰筒上采用了艾利逊公司的Lamilloy多层发散壁冷却结构，可降低壁温约400℃。但这种冷却方式有工艺、机械强度和发散孔堵塞等问题，只适宜于火焰筒壁的局部过热区的冷却。
早期的折流环形燃烧室多采用半气膜冷却方式，壁面温度约400℃～800℃。而阿赫耶发动机的燃烧室则采用了全气膜发散冷却的方式。火焰筒冷却除由数百个大孔来承担外，还在火焰筒内外壁面上用电子束打了许多小孔以形成全气膜冷却，使火焰筒壁温只有500℃～850℃。
燃烧室未来发展趋势
预计未来涡轴发动机压比将达17～26，涡轮前温度将达1230℃～1650℃。为此，国外正在研究多种新的燃烧室技术，以便提高中小发动机燃烧室性能。
研究新燃烧室结构
智能型燃烧室。NASA从1999年开始实施了超高效发动机技术（UEET）计划，其目标之一是发展智能型燃烧室。这种燃烧室通过采用传感器和致动器控制燃烧过程，从而提高燃烧效率；采用智能材料技术，使发动机起飞/着陆时的氧化氮（NOx）比1996年的ICAO标准减少70%。驻涡燃烧室。为改善先进高性能军用发动机点火、熄火及高空重新点火能力，GE公司和军方自1994年以来一直在研究驻涡燃烧室技术。由于没有旋流器和相应的支撑组件，驻涡燃烧室具有重量轻、长度短、燃烧稳定和污染少等优点，通过合理设计辅燃区可使点火、贫油熄火性能和高空重新点火能力提高50％。该公司将在IHTEPT后阶段和JTDE计划中进行驻涡燃烧室详细设计。
浮壁式火焰筒。 普惠公司已将其应用到V2500等民用发动机上，近来普惠公司在IHPTET计划下又在全环形燃烧室试验件上验证了涂有SiC/SiC陶瓷基复合材料涂层的浮动瓦片和冲击气膜冷却技术。为了把这种技术移植到中小发动机燃烧室上，艾利逊公司研究了用Lamilloy多孔层板加柔性金属/陶瓷制造的浮壁式火焰筒结构，取得了重要进展。
新型燃油喷嘴。NASA研究了两种新型燃油喷嘴：一是与艾利逊燃气涡轮分部合作开发能提高燃油雾化均匀性的大调节比燃油喷嘴，这种单油路气动雾化喷嘴利用回油技术，能提高低油压下燃油雾化性能,保证出口温度分布系数均匀，同时由于有持续量大的回油冷却喷嘴，可使喷嘴内燃油温度保持在可接受的范围内。
另一种新型燃油喷嘴是普度大学的气泡雾化喷嘴的改进型，它是将少量空气（约为燃油流量的1％）在喷射之前与燃油混合。当油-气混合物喷入燃烧室后，空气膨胀，将燃油破碎成小颗粒。这种燃油喷嘴的一个重要特性是雾滴尺寸不是喷孔直径的函数，因而允许使用大孔径喷孔，容污性更好。试验证明这种气泡雾化喷嘴对提高燃烧室性能，减少NOx排放非常有益，比传统的压力雾化喷嘴性能提高了5%～10%。
高温陶瓷及陶瓷基复合材料
由于这种材料不需要冷却空气，从耐热角度看，它是最合适的火焰筒材料。高温结构陶瓷是惟一可在1650℃以上工作的材料，近年来，单体结构陶瓷研究的重点材料包括氮化硅(Si3N4)、碳化硅(SiC)和氧化锆(ZrO2)等。美国在一些航空发动机如AGT101的燃烧器上使用了陶瓷材料；俄罗斯在燃烧室等部件上使用了反应烧结SiC和Si3N4，最高温度达1400℃。陶瓷材料发展的下一个目标是使用温度达1600℃，更远的目标是1800℃。
而陶瓷基复合材料（CMC）在1200℃下仍保留其强度，且不存在腐蚀问题，可以减少或甚至免除冷却空气需求，从而增大燃烧用气量，其高温能力将改善发动机性能、推重比和耗油率。目前，陶瓷基复合材料用于火焰筒，已可耐 1670℃高温。
日本在上世纪末试验了用CMC材料制成的回流燃烧室，火焰筒材料为SiC/SiC，采用了低氧碳化硅作为火焰筒的增强材料，通过纤物编织造型和聚合物浸渍，并用热解法制造出火焰筒。试验表明：采用CMC火焰筒的燃烧室在设计点的燃烧效率高达99.9％，比金属火焰筒高0.2％；压力损失为0.4％，出口温度达1340℃，火焰筒热端表面温度为1330℃，冷端表面温度为730℃。美国NASA近期计划为燃烧室等热端部件开发1482℃、远期开发1650℃的陶瓷基复合材。
热障涂层技术的发展趋势是改进现有涂层的合金化及开发新涂层，以降低导热系数，如多层隔热层，它是在基体金属表面钎焊一层柔性金属纤维结构，可减少冷却气流80％。NASA要求热障涂层的隔热效果比现有（目前可降低壁温60℃～90℃）的增加167℃。
新的冷却技术
减少火焰筒热应力和冷却气量是高温升燃烧室设计和研究的主要问题，发动机越小，此问题变得越严重，发展先进冷却技术迫在眉睫。
在燃烧室出口温度为1530℃～1630℃范围内，采用复合冷却技术，如气膜冲击冷却、气膜加发散小孔冷却、气膜加背面加强对流冷却，可以满足要求。对于更高的燃烧室出口温度如1730℃～1780℃,则由于可用冷却气量大大减少，需要采用多层发散壁冷却、浮壁式火焰筒及其他复合冷却结构。
NASA在小型燃烧室研究计划和HOST计划中，针对高性能小发动机的要求，研究了多种冷却结构方案，包括：先进的多层发散壁（TRANS）和逆向流气膜冷却（CFFC）与常规的飞溅式气膜冷却（SF）。对冷却效果、出口温度场和排气发散等试验结果的比较发现：多层发散壁优于其他两种冷却方式，目前多层发散壁已在涡轮前温度为1530℃的小发动机燃烧室上进行了试验，结果表明：它比常规气膜冷却耗气量减少50％，且壁温分布均匀，比SF火焰筒壁温低12％。
多斜孔发散冷却也是理想的燃烧室冷却方式,它可以减少冷却气量30％以上，目前孔径可达0.4毫米，孔的倾斜角度最低为200度。
NASA在和军方合作的一项计划中已经研究了一种能承受1650℃高温的回流燃烧室火焰筒，称之为柔性金属/陶瓷火焰筒。火焰筒材料采用的是在柔性镍合金基体上等离子喷涂氧化钇稳定的氧化锆陶瓷涂层。试验表明：在出口温度达1650℃时，其冷却气量比常规的SF减少80％，比TRANS减少38.7％，比CFFC少50％，火焰筒壁温比SF低13％。
低污染排放技术
近年来，小发动机制造商不断开发新的低污染排放技术，如最优化主燃区的当量比；用高效旋流器来改进油气混合；使用气动雾化喷嘴和气泡雾化喷嘴来改善燃油的雾化质量；优化火焰筒的壁面冷却来减少淬熄效应对CO和UHC发散的影响。
经试验验证的减少排放物的技术包括贫油预混预蒸发（LPP）技术、富油燃烧/快速淬熄/贫油燃烧（RQL）技术和贫油直接喷射（LDI）技术，使用LPP技术、LDI技术和RQL技术的分级燃烧室将取代常规的单级燃烧室，预计可减少NOx的排放达40％以上，但由于小燃烧室具有较大的表面积/体积比，导致冷却空气所占比例相应增加，减少了可用来控制污染物排放的空气量，使得在小发动机燃烧室上应用这些技术将比大发动机具有更大的挑战。
NASA曾对小涡扇发动机进行的研究表明，使用可变几何和分级燃烧室技术能减少NOx的排放30％。中小型航空发动机燃烧室技术的进展
Combustor Technical Progrss of Mid-Small Engine
宋双文
使用的中小发动机的燃烧室在结构和性能上都达到了较高的水平，它使发动机满足了现有军民用户的需求。预计未来涡轴发动机压比将达17～26，涡轮前温度将达1230℃～1650℃，为此，国外正在研究多种新的燃烧室技术，如智能型燃烧室、驻涡燃烧室和新型燃油喷嘴等航空发动机技术的发展
也促进以涡轴发动机为代表的中小发动机燃烧室技术得到了迅速发展，具体体现在燃烧室性能持续改进、长度不断缩短、气动负荷和容热强度大幅增加、使用寿命大大延长等。
现有燃烧室达到较高水平
结构呈多样化
现有涡轴发动机既采用大发动机常用的直流燃烧室，也采用中小发动机燃烧室特有的回流、折流式燃烧室。法国透博梅卡公司的阿赫耶发动机采用了折流燃烧室，该公司在阿赫耶之后的发动机转而采用回流燃烧室，如TM333等；美国GE公司研制的 T700发动机采用了直流燃烧室；英、法合作研制的RTM322发动机采用了回流环形燃烧室，而后来研制的MTR390发动机也采用了回流环形燃烧室。
回流环形燃烧室是现代小型发动机普遍采用的结构型式，特别是流量小于8千克/秒的发动机；折流燃烧室在20世纪80年代以来很少采用，但美国威廉斯公司在90年代研制的FJ44系列仍采用折流燃烧室；而采用直流燃烧室的小发动机一般压比和涡轮前温度均较高。
另外，燃烧室供油方式特殊且形式多样。既采用大发动机通用的离心喷嘴、空气雾化喷嘴和蒸发管，又采用小发动机所特有的回油喷嘴、离心甩油盘、冲击式喷嘴、扇片式喷嘴等。中小发动机正常工作时供油量很少，小功率状态时供油量就更少，如何选择合适的燃油雾化方式来保证良好的雾化、均匀的出口温度场和较高的燃烧效率是设计的关键之一。
RTM322采用了12个耐污染的T形蒸发管，使油气混合均匀，避免了主燃区的局部富油，减少了污染物的排放。同时，在发动机工作状态变化时，喷雾锥角变化不大，容易保证燃烧室出口温度场均匀。其T形蒸发管中的喷油管头部类似于冲击式喷嘴，有利于改善燃油的雾化。而T700和T800-LHT-800发动机则采用了先进的空气雾化喷嘴加旋流器的组合雾化方式。T700的燃烧室由气动雾化喷嘴、双级反向旋流器加文氏管组成的先进低压燃油雾化系统，保证了即使在慢车状态雾化性能仍旧相当好，使燃烧稳定，容热强度高，出口温度分布均匀，在低转速下还可减少CO、UHC的排放。
性能不断提高
燃烧室的燃烧效率达到较高水平。RTM322在大功率状态下燃烧效率可达0.99以上，小功率状态也能达0.95左右，而T700设计状态下的燃烧效率为0.995。折流燃烧室由于甩油盘良好的雾化性能，使其燃烧效率一直较高，如阿都斯特ⅢB、透默ⅢC6、阿赫耶1C均为0.99左右。
总压恢复系数高。小发动机燃烧室的参考速度较低，使燃烧室有较高总压恢复系数。一般回流燃烧室的参考速度为6～14米/秒之间，总压恢复系数达0.95～0.98。如JT15D-4发动机为11.8米/秒，RTM322为7.2米/秒时，总压恢复系数分别为0.98和0.954。
T700的燃烧室总压损失为5％左右，略高于回流燃烧室，采取的思路是适当牺牲总压损失来缩短火焰筒长度和改善出口温度场。
燃烧室容热强度有了较大提高。早期的小发动机燃烧室容热强度小于500千焦/立方米·小时·帕,而现在的则达到了700千焦/立方米·小时·帕左右，但仍大大低于大发动机燃烧室的750～908千焦/立方米·小时·帕。如PT6T-6发动机的容热强度为362千焦/立方米·小时·帕，RTM322为478 千焦/立方米·小时·帕，而斯贝为814千焦/立方米·小时·帕。 燃烧室的进口压力不断增大，出口温度不断提高。具体表现在燃烧室的进口压力由0.8兆帕提高到1.7兆帕，燃烧室温升由600℃上升到750℃～850℃,出口温度由730℃提高到1380℃。 第一代涡轴发动机燃烧室的进口压力为0.5～0.8兆帕，燃烧室出口温度为730℃～980℃，如T53-L-701增压比为7.4，燃烧室进出口温度分别为270℃和940℃。第三代燃烧室进口压力则达0.85～1.7兆帕，燃烧室出口温度达880℃～1280℃，如T700燃烧室进口温度460℃，增压比达到了17，燃烧室出口温度为1260℃。而第四代燃烧室进口压力大于1.5兆帕，燃烧室出口温度为1130℃～1230℃。如T800-LHT-800的压比为15，涡轮前温度为1207℃。
长度不断缩短
早期的小发动机燃烧室较长，如PT6A-27的长度为320毫米，当代燃烧室长度大大缩短，如TM333、RTM322、PW300等发动机的火焰筒长度大约在150毫米～190毫米，比早期的PT6、JT15D等缩短了30%～40%。而T700的火焰筒长度约为108毫米（不含涡流器），为了缩短火焰筒长度，T700采用了先进的倾斜突扩扩压器技术。
早期的小发动机回流燃烧室较长，气流在燃烧室的停留时间也较长，如PT6A-27为20.6毫秒，现代先进的小发动机回流燃烧室长度大大缩短，气流停留时间也缩短，RTM322-01约为14.3毫秒。
使用寿命大大延长
由于采用了新的材料和先进的冷却技术，加上整体加工火焰筒等新的制造方法，燃烧室的使用寿命大幅增加，由早期的1000小时提高到了现在的6000小时。
GE公司的第一代涡轴发动机T58燃烧室火焰筒的寿命为1200小时，10年后该公司设计的第二代涡轴发动机T64，使用寿命延长到1800小时。T700是GE公司的第三代涡轴发动机，采用先进的冷却技术使燃烧室的使用寿命达到5000小时。而T800发动机的燃烧室使用寿命已达6000小时。
采用先进的冷却技术
小发动机燃烧室主燃区容积小，热辐射对火焰筒壁面的影响很大；火焰筒长度短，火焰筒壁面单位轴向长度的温差大，容易产生变形和裂纹，使得火焰筒的冷却问题特别突出。尤其是回流燃烧室，其进口气流速度和二股通道流速低，对流冷却效果差，冷却问题更为关键。为了解决高压高温下火焰筒的冷却问题，国外开发了多种新型冷却技术，许多大发动机上的经验也应用在小发动机上。
T700的火焰筒除了采用常规的气膜冷却外，还在后端采用了当时非常先进的冲击冷却。冷却气量约占总气量的45％。
RTM322的火焰筒头部采用了分段气膜冷却，火焰筒内外环的冷却结构用薄板材料冲压焊接形成分段冷却气膜缝槽，并有热障涂层，火焰筒壁温低于850℃。
T800-LHT-800的弯管外壁组件采用了全气膜发散冷却，内壁采用气膜缝槽冷却结构。火焰筒上采用了艾利逊公司的Lamilloy多层发散壁冷却结构，可降低壁温约400℃。但这种冷却方式有工艺、机械强度和发散孔堵塞等问题，只适宜于火焰筒壁的局部过热区的冷却。
早期的折流环形燃烧室多采用半气膜冷却方式，壁面温度约400℃～800℃。而阿赫耶发动机的燃烧室则采用了全气膜发散冷却的方式。火焰筒冷却除由数百个大孔来承担外，还在火焰筒内外壁面上用电子束打了许多小孔以形成全气膜冷却，使火焰筒壁温只有500℃～850℃。
燃烧室未来发展趋势
预计未来涡轴发动机压比将达17～26，涡轮前温度将达1230℃～1650℃。为此，国外正在研究多种新的燃烧室技术，以便提高中小发动机燃烧室性能。
研究新燃烧室结构
智能型燃烧室。NASA从1999年开始实施了超高效发动机技术（UEET）计划，其目标之一是发展智能型燃烧室。这种燃烧室通过采用传感器和致动器控制燃烧过程，从而提高燃烧效率；采用智能材料技术，使发动机起飞/着陆时的氧化氮（NOx）比1996年的ICAO标准减少70%。驻涡燃烧室。为改善先进高性能军用发动机点火、熄火及高空重新点火能力，GE公司和军方自1994年以来一直在研究驻涡燃烧室技术。由于没有旋流器和相应的支撑组件，驻涡燃烧室具有重量轻、长度短、燃烧稳定和污染少等优点，通过合理设计辅燃区可使点火、贫油熄火性能和高空重新点火能力提高50％。该公司将在IHTEPT后阶段和JTDE计划中进行驻涡燃烧室详细设计。
浮壁式火焰筒。 普惠公司已将其应用到V2500等民用发动机上，近来普惠公司在IHPTET计划下又在全环形燃烧室试验件上验证了涂有SiC/SiC陶瓷基复合材料涂层的浮动瓦片和冲击气膜冷却技术。为了把这种技术移植到中小发动机燃烧室上，艾利逊公司研究了用Lamilloy多孔层板加柔性金属/陶瓷制造的浮壁式火焰筒结构，取得了重要进展。
新型燃油喷嘴。NASA研究了两种新型燃油喷嘴：一是与艾利逊燃气涡轮分部合作开发能提高燃油雾化均匀性的大调节比燃油喷嘴，这种单油路气动雾化喷嘴利用回油技术，能提高低油压下燃油雾化性能,保证出口温度分布系数均匀，同时由于有持续量大的回油冷却喷嘴，可使喷嘴内燃油温度保持在可接受的范围内。
另一种新型燃油喷嘴是普度大学的气泡雾化喷嘴的改进型，它是将少量空气（约为燃油流量的1％）在喷射之前与燃油混合。当油-气混合物喷入燃烧室后，空气膨胀，将燃油破碎成小颗粒。这种燃油喷嘴的一个重要特性是雾滴尺寸不是喷孔直径的函数，因而允许使用大孔径喷孔，容污性更好。试验证明这种气泡雾化喷嘴对提高燃烧室性能，减少NOx排放非常有益，比传统的压力雾化喷嘴性能提高了5%～10%。
高温陶瓷及陶瓷基复合材料
由于这种材料不需要冷却空气，从耐热角度看，它是最合适的火焰筒材料。高温结构陶瓷是惟一可在1650℃以上工作的材料，近年来，单体结构陶瓷研究的重点材料包括氮化硅(Si3N4)、碳化硅(SiC)和氧化锆(ZrO2)等。美国在一些航空发动机如AGT101的燃烧器上使用了陶瓷材料；俄罗斯在燃烧室等部件上使用了反应烧结SiC和Si3N4，最高温度达1400℃。陶瓷材料发展的下一个目标是使用温度达1600℃，更远的目标是1800℃。
而陶瓷基复合材料（CMC）在1200℃下仍保留其强度，且不存在腐蚀问题，可以减少或甚至免除冷却空气需求，从而增大燃烧用气量，其高温能力将改善发动机性能、推重比和耗油率。目前，陶瓷基复合材料用于火焰筒，已可耐 1670℃高温。
日本在上世纪末试验了用CMC材料制成的回流燃烧室，火焰筒材料为SiC/SiC，采用了低氧碳化硅作为火焰筒的增强材料，通过纤物编织造型和聚合物浸渍，并用热解法制造出火焰筒。试验表明：采用CMC火焰筒的燃烧室在设计点的燃烧效率高达99.9％，比金属火焰筒高0.2％；压力损失为0.4％，出口温度达1340℃，火焰筒热端表面温度为1330℃，冷端表面温度为730℃。美国NASA近期计划为燃烧室等热端部件开发1482℃、远期开发1650℃的陶瓷基复合材。
热障涂层技术的发展趋势是改进现有涂层的合金化及开发新涂层，以降低导热系数，如多层隔热层，它是在基体金属表面钎焊一层柔性金属纤维结构，可减少冷却气流80％。NASA要求热障涂层的隔热效果比现有（目前可降低壁温60℃～90℃）的增加167℃。
新的冷却技术
减少火焰筒热应力和冷却气量是高温升燃烧室设计和研究的主要问题，发动机越小，此问题变得越严重，发展先进冷却技术迫在眉睫。
在燃烧室出口温度为1530℃～1630℃范围内，采用复合冷却技术，如气膜冲击冷却、气膜加发散小孔冷却、气膜加背面加强对流冷却，可以满足要求。对于更高的燃烧室出口温度如1730℃～1780℃,则由于可用冷却气量大大减少，需要采用多层发散壁冷却、浮壁式火焰筒及其他复合冷却结构。
NASA在小型燃烧室研究计划和HOST计划中，针对高性能小发动机的要求，研究了多种冷却结构方案，包括：先进的多层发散壁（TRANS）和逆向流气膜冷却（CFFC）与常规的飞溅式气膜冷却（SF）。对冷却效果、出口温度场和排气发散等试验结果的比较发现：多层发散壁优于其他两种冷却方式，目前多层发散壁已在涡轮前温度为1530℃的小发动机燃烧室上进行了试验，结果表明：它比常规气膜冷却耗气量减少50％，且壁温分布均匀，比SF火焰筒壁温低12％。
多斜孔发散冷却也是理想的燃烧室冷却方式,它可以减少冷却气量30％以上，目前孔径可达0.4毫米，孔的倾斜角度最低为200度。
NASA在和军方合作的一项计划中已经研究了一种能承受1650℃高温的回流燃烧室火焰筒，称之为柔性金属/陶瓷火焰筒。火焰筒材料采用的是在柔性镍合金基体上等离子喷涂氧化钇稳定的氧化锆陶瓷涂层。试验表明：在出口温度达1650℃时，其冷却气量比常规的SF减少80％，比TRANS减少38.7％，比CFFC少50％，火焰筒壁温比SF低13％。
低污染排放技术
近年来，小发动机制造商不断开发新的低污染排放技术，如最优化主燃区的当量比；用高效旋流器来改进油气混合；使用气动雾化喷嘴和气泡雾化喷嘴来改善燃油的雾化质量；优化火焰筒的壁面冷却来减少淬熄效应对CO和UHC发散的影响。
经试验验证的减少排放物的技术包括贫油预混预蒸发（LPP）技术、富油燃烧/快速淬熄/贫油燃烧（RQL）技术和贫油直接喷射（LDI）技术，使用LPP技术、LDI技术和RQL技术的分级燃烧室将取代常规的单级燃烧室，预计可减少NOx的排放达40％以上，但由于小燃烧室具有较大的表面积/体积比，导致冷却空气所占比例相应增加，减少了可用来控制污染物排放的空气量，使得在小发动机燃烧室上应用这些技术将比大发动机具有更大的挑战。
NASA曾对小涡扇发动机进行的研究表明，使用可变几何和分级燃烧室技术能减少NOx的排放30％。
Combustor Technical Progrss of Mid-Small Engine
宋双文
使用的中小发动机的燃烧室在结构和性能上都达到了较高的水平，它使发动机满足了现有军民用户的需求。预计未来涡轴发动机压比将达17～26，涡轮前温度将达1230℃～1650℃，为此，国外正在研究多种新的燃烧室技术，如智能型燃烧室、驻涡燃烧室和新型燃油喷嘴等航空发动机技术的发展
也促进以涡轴发动机为代表的中小发动机燃烧室技术得到了迅速发展，具体体现在燃烧室性能持续改进、长度不断缩短、气动负荷和容热强度大幅增加、使用寿命大大延长等。
现有燃烧室达到较高水平
结构呈多样化
现有涡轴发动机既采用大发动机常用的直流燃烧室，也采用中小发动机燃烧室特有的回流、折流式燃烧室。法国透博梅卡公司的阿赫耶发动机采用了折流燃烧室，该公司在阿赫耶之后的发动机转而采用回流燃烧室，如TM333等；美国GE公司研制的 T700发动机采用了直流燃烧室；英、法合作研制的RTM322发动机采用了回流环形燃烧室，而后来研制的MTR390发动机也采用了回流环形燃烧室。
回流环形燃烧室是现代小型发动机普遍采用的结构型式，特别是流量小于8千克/秒的发动机；折流燃烧室在20世纪80年代以来很少采用，但美国威廉斯公司在90年代研制的FJ44系列仍采用折流燃烧室；而采用直流燃烧室的小发动机一般压比和涡轮前温度均较高。
另外，燃烧室供油方式特殊且形式多样。既采用大发动机通用的离心喷嘴、空气雾化喷嘴和蒸发管，又采用小发动机所特有的回油喷嘴、离心甩油盘、冲击式喷嘴、扇片式喷嘴等。中小发动机正常工作时供油量很少，小功率状态时供油量就更少，如何选择合适的燃油雾化方式来保证良好的雾化、均匀的出口温度场和较高的燃烧效率是设计的关键之一。
RTM322采用了12个耐污染的T形蒸发管，使油气混合均匀，避免了主燃区的局部富油，减少了污染物的排放。同时，在发动机工作状态变化时，喷雾锥角变化不大，容易保证燃烧室出口温度场均匀。其T形蒸发管中的喷油管头部类似于冲击式喷嘴，有利于改善燃油的雾化。而T700和T800-LHT-800发动机则采用了先进的空气雾化喷嘴加旋流器的组合雾化方式。T700的燃烧室由气动雾化喷嘴、双级反向旋流器加文氏管组成的先进低压燃油雾化系统，保证了即使在慢车状态雾化性能仍旧相当好，使燃烧稳定，容热强度高，出口温度分布均匀，在低转速下还可减少CO、UHC的排放。
性能不断提高
燃烧室的燃烧效率达到较高水平。RTM322在大功率状态下燃烧效率可达0.99以上，小功率状态也能达0.95左右，而T700设计状态下的燃烧效率为0.995。折流燃烧室由于甩油盘良好的雾化性能，使其燃烧效率一直较高，如阿都斯特ⅢB、透默ⅢC6、阿赫耶1C均为0.99左右。
总压恢复系数高。小发动机燃烧室的参考速度较低，使燃烧室有较高总压恢复系数。一般回流燃烧室的参考速度为6～14米/秒之间，总压恢复系数达0.95～0.98。如JT15D-4发动机为11.8米/秒，RTM322为7.2米/秒时，总压恢复系数分别为0.98和0.954。
T700的燃烧室总压损失为5％左右，略高于回流燃烧室，采取的思路是适当牺牲总压损失来缩短火焰筒长度和改善出口温度场。
燃烧室容热强度有了较大提高。早期的小发动机燃烧室容热强度小于500千焦/立方米·小时·帕,而现在的则达到了700千焦/立方米·小时·帕左右，但仍大大低于大发动机燃烧室的750～908千焦/立方米·小时·帕。如PT6T-6发动机的容热强度为362千焦/立方米·小时·帕，RTM322为478 千焦/立方米·小时·帕，而斯贝为814千焦/立方米·小时·帕。 燃烧室的进口压力不断增大，出口温度不断提高。具体表现在燃烧室的进口压力由0.8兆帕提高到1.7兆帕，燃烧室温升由600℃上升到750℃～850℃,出口温度由730℃提高到1380℃。 第一代涡轴发动机燃烧室的进口压力为0.5～0.8兆帕，燃烧室出口温度为730℃～980℃，如T53-L-701增压比为7.4，燃烧室进出口温度分别为270℃和940℃。第三代燃烧室进口压力则达0.85～1.7兆帕，燃烧室出口温度达880℃～1280℃，如T700燃烧室进口温度460℃，增压比达到了17，燃烧室出口温度为1260℃。而第四代燃烧室进口压力大于1.5兆帕，燃烧室出口温度为1130℃～1230℃。如T800-LHT-800的压比为15，涡轮前温度为1207℃。
长度不断缩短
早期的小发动机燃烧室较长，如PT6A-27的长度为320毫米，当代燃烧室长度大大缩短，如TM333、RTM322、PW300等发动机的火焰筒长度大约在150毫米～190毫米，比早期的PT6、JT15D等缩短了30%～40%。而T700的火焰筒长度约为108毫米（不含涡流器），为了缩短火焰筒长度，T700采用了先进的倾斜突扩扩压器技术。
早期的小发动机回流燃烧室较长，气流在燃烧室的停留时间也较长，如PT6A-27为20.6毫秒，现代先进的小发动机回流燃烧室长度大大缩短，气流停留时间也缩短，RTM322-01约为14.3毫秒。
使用寿命大大延长
由于采用了新的材料和先进的冷却技术，加上整体加工火焰筒等新的制造方法，燃烧室的使用寿命大幅增加，由早期的1000小时提高到了现在的6000小时。
GE公司的第一代涡轴发动机T58燃烧室火焰筒的寿命为1200小时，10年后该公司设计的第二代涡轴发动机T64，使用寿命延长到1800小时。T700是GE公司的第三代涡轴发动机，采用先进的冷却技术使燃烧室的使用寿命达到5000小时。而T800发动机的燃烧室使用寿命已达6000小时。
采用先进的冷却技术
小发动机燃烧室主燃区容积小，热辐射对火焰筒壁面的影响很大；火焰筒长度短，火焰筒壁面单位轴向长度的温差大，容易产生变形和裂纹，使得火焰筒的冷却问题特别突出。尤其是回流燃烧室，其进口气流速度和二股通道流速低，对流冷却效果差，冷却问题更为关键。为了解决高压高温下火焰筒的冷却问题，国外开发了多种新型冷却技术，许多大发动机上的经验也应用在小发动机上。
T700的火焰筒除了采用常规的气膜冷却外，还在后端采用了当时非常先进的冲击冷却。冷却气量约占总气量的45％。
RTM322的火焰筒头部采用了分段气膜冷却，火焰筒内外环的冷却结构用薄板材料冲压焊接形成分段冷却气膜缝槽，并有热障涂层，火焰筒壁温低于850℃。
T800-LHT-800的弯管外壁组件采用了全气膜发散冷却，内壁采用气膜缝槽冷却结构。火焰筒上采用了艾利逊公司的Lamilloy多层发散壁冷却结构，可降低壁温约400℃。但这种冷却方式有工艺、机械强度和发散孔堵塞等问题，只适宜于火焰筒壁的局部过热区的冷却。
早期的折流环形燃烧室多采用半气膜冷却方式，壁面温度约400℃～800℃。而阿赫耶发动机的燃烧室则采用了全气膜发散冷却的方式。火焰筒冷却除由数百个大孔来承担外，还在火焰筒内外壁面上用电子束打了许多小孔以形成全气膜冷却，使火焰筒壁温只有500℃～850℃。
燃烧室未来发展趋势
预计未来涡轴发动机压比将达17～26，涡轮前温度将达1230℃～1650℃。为此，国外正在研究多种新的燃烧室技术，以便提高中小发动机燃烧室性能。
研究新燃烧室结构
智能型燃烧室。NASA从1999年开始实施了超高效发动机技术（UEET）计划，其目标之一是发展智能型燃烧室。这种燃烧室通过采用传感器和致动器控制燃烧过程，从而提高燃烧效率；采用智能材料技术，使发动机起飞/着陆时的氧化氮（NOx）比1996年的ICAO标准减少70%。驻涡燃烧室。为改善先进高性能军用发动机点火、熄火及高空重新点火能力，GE公司和军方自1994年以来一直在研究驻涡燃烧室技术。由于没有旋流器和相应的支撑组件，驻涡燃烧室具有重量轻、长度短、燃烧稳定和污染少等优点，通过合理设计辅燃区可使点火、贫油熄火性能和高空重新点火能力提高50％。该公司将在IHTEPT后阶段和JTDE计划中进行驻涡燃烧室详细设计。
浮壁式火焰筒。 普惠公司已将其应用到V2500等民用发动机上，近来普惠公司在IHPTET计划下又在全环形燃烧室试验件上验证了涂有SiC/SiC陶瓷基复合材料涂层的浮动瓦片和冲击气膜冷却技术。为了把这种技术移植到中小发动机燃烧室上，艾利逊公司研究了用Lamilloy多孔层板加柔性金属/陶瓷制造的浮壁式火焰筒结构，取得了重要进展。
新型燃油喷嘴。NASA研究了两种新型燃油喷嘴：一是与艾利逊燃气涡轮分部合作开发能提高燃油雾化均匀性的大调节比燃油喷嘴，这种单油路气动雾化喷嘴利用回油技术，能提高低油压下燃油雾化性能,保证出口温度分布系数均匀，同时由于有持续量大的回油冷却喷嘴，可使喷嘴内燃油温度保持在可接受的范围内。
另一种新型燃油喷嘴是普度大学的气泡雾化喷嘴的改进型，它是将少量空气（约为燃油流量的1％）在喷射之前与燃油混合。当油-气混合物喷入燃烧室后，空气膨胀，将燃油破碎成小颗粒。这种燃油喷嘴的一个重要特性是雾滴尺寸不是喷孔直径的函数，因而允许使用大孔径喷孔，容污性更好。试验证明这种气泡雾化喷嘴对提高燃烧室性能，减少NOx排放非常有益，比传统的压力雾化喷嘴性能提高了5%～10%。
高温陶瓷及陶瓷基复合材料
由于这种材料不需要冷却空气，从耐热角度看，它是最合适的火焰筒材料。高温结构陶瓷是惟一可在1650℃以上工作的材料，近年来，单体结构陶瓷研究的重点材料包括氮化硅(Si3N4)、碳化硅(SiC)和氧化锆(ZrO2)等。美国在一些航空发动机如AGT101的燃烧器上使用了陶瓷材料；俄罗斯在燃烧室等部件上使用了反应烧结SiC和Si3N4，最高温度达1400℃。陶瓷材料发展的下一个目标是使用温度达1600℃，更远的目标是1800℃。
而陶瓷基复合材料（CMC）在1200℃下仍保留其强度，且不存在腐蚀问题，可以减少或甚至免除冷却空气需求，从而增大燃烧用气量，其高温能力将改善发动机性能、推重比和耗油率。目前，陶瓷基复合材料用于火焰筒，已可耐 1670℃高温。
日本在上世纪末试验了用CMC材料制成的回流燃烧室，火焰筒材料为SiC/SiC，采用了低氧碳化硅作为火焰筒的增强材料，通过纤物编织造型和聚合物浸渍，并用热解法制造出火焰筒。试验表明：采用CMC火焰筒的燃烧室在设计点的燃烧效率高达99.9％，比金属火焰筒高0.2％；压力损失为0.4％，出口温度达1340℃，火焰筒热端表面温度为1330℃，冷端表面温度为730℃。美国NASA近期计划为燃烧室等热端部件开发1482℃、远期开发1650℃的陶瓷基复合材。
热障涂层技术的发展趋势是改进现有涂层的合金化及开发新涂层，以降低导热系数，如多层隔热层，它是在基体金属表面钎焊一层柔性金属纤维结构，可减少冷却气流80％。NASA要求热障涂层的隔热效果比现有（目前可降低壁温60℃～90℃）的增加167℃。
新的冷却技术
减少火焰筒热应力和冷却气量是高温升燃烧室设计和研究的主要问题，发动机越小，此问题变得越严重，发展先进冷却技术迫在眉睫。
在燃烧室出口温度为1530℃～1630℃范围内，采用复合冷却技术，如气膜冲击冷却、气膜加发散小孔冷却、气膜加背面加强对流冷却，可以满足要求。对于更高的燃烧室出口温度如1730℃～1780℃,则由于可用冷却气量大大减少，需要采用多层发散壁冷却、浮壁式火焰筒及其他复合冷却结构。
NASA在小型燃烧室研究计划和HOST计划中，针对高性能小发动机的要求，研究了多种冷却结构方案，包括：先进的多层发散壁（TRANS）和逆向流气膜冷却（CFFC）与常规的飞溅式气膜冷却（SF）。对冷却效果、出口温度场和排气发散等试验结果的比较发现：多层发散壁优于其他两种冷却方式，目前多层发散壁已在涡轮前温度为1530℃的小发动机燃烧室上进行了试验，结果表明：它比常规气膜冷却耗气量减少50％，且壁温分布均匀，比SF火焰筒壁温低12％。
多斜孔发散冷却也是理想的燃烧室冷却方式,它可以减少冷却气量30％以上，目前孔径可达0.4毫米，孔的倾斜角度最低为200度。
NASA在和军方合作的一项计划中已经研究了一种能承受1650℃高温的回流燃烧室火焰筒，称之为柔性金属/陶瓷火焰筒。火焰筒材料采用的是在柔性镍合金基体上等离子喷涂氧化钇稳定的氧化锆陶瓷涂层。试验表明：在出口温度达1650℃时，其冷却气量比常规的SF减少80％，比TRANS减少38.7％，比CFFC少50％，火焰筒壁温比SF低13％。
低污染排放技术
近年来，小发动机制造商不断开发新的低污染排放技术，如最优化主燃区的当量比；用高效旋流器来改进油气混合；使用气动雾化喷嘴和气泡雾化喷嘴来改善燃油的雾化质量；优化火焰筒的壁面冷却来减少淬熄效应对CO和UHC发散的影响。
经试验验证的减少排放物的技术包括贫油预混预蒸发（LPP）技术、富油燃烧/快速淬熄/贫油燃烧（RQL）技术和贫油直接喷射（LDI）技术，使用LPP技术、LDI技术和RQL技术的分级燃烧室将取代常规的单级燃烧室，预计可减少NOx的排放达40％以上，但由于小燃烧室具有较大的表面积/体积比，导致冷却空气所占比例相应增加，减少了可用来控制污染物排放的空气量，使得在小发动机燃烧室上应用这些技术将比大发动机具有更大的挑战。
NASA曾对小涡扇发动机进行的研究表明，使用可变几何和分级燃烧室技术能减少NOx的排放30％。中小型航空发动机燃烧室技术的进展
Combustor Technical Progrss of Mid-Small Engine
宋双文
使用的中小发动机的燃烧室在结构和性能上都达到了较高的水平，它使发动机满足了现有军民用户的需求。预计未来涡轴发动机压比将达17～26，涡轮前温度将达1230℃～1650℃，为此，国外正在研究多种新的燃烧室技术，如智能型燃烧室、驻涡燃烧室和新型燃油喷嘴等航空发动机技术的发展
也促进以涡轴发动机为代表的中小发动机燃烧室技术得到了迅速发展，具体体现在燃烧室性能持续改进、长度不断缩短、气动负荷和容热强度大幅增加、使用寿命大大延长等。
现有燃烧室达到较高水平
结构呈多样化
现有涡轴发动机既采用大发动机常用的直流燃烧室，也采用中小发动机燃烧室特有的回流、折流式燃烧室。法国透博梅卡公司的阿赫耶发动机采用了折流燃烧室，该公司在阿赫耶之后的发动机转而采用回流燃烧室，如TM333等；美国GE公司研制的 T700发动机采用了直流燃烧室；英、法合作研制的RTM322发动机采用了回流环形燃烧室，而后来研制的MTR390发动机也采用了回流环形燃烧室。
回流环形燃烧室是现代小型发动机普遍采用的结构型式，特别是流量小于8千克/秒的发动机；折流燃烧室在20世纪80年代以来很少采用，但美国威廉斯公司在90年代研制的FJ44系列仍采用折流燃烧室；而采用直流燃烧室的小发动机一般压比和涡轮前温度均较高。
另外，燃烧室供油方式特殊且形式多样。既采用大发动机通用的离心喷嘴、空气雾化喷嘴和蒸发管，又采用小发动机所特有的回油喷嘴、离心甩油盘、冲击式喷嘴、扇片式喷嘴等。中小发动机正常工作时供油量很少，小功率状态时供油量就更少，如何选择合适的燃油雾化方式来保证良好的雾化、均匀的出口温度场和较高的燃烧效率是设计的关键之一。
RTM322采用了12个耐污染的T形蒸发管，使油气混合均匀，避免了主燃区的局部富油，减少了污染物的排放。同时，在发动机工作状态变化时，喷雾锥角变化不大，容易保证燃烧室出口温度场均匀。其T形蒸发管中的喷油管头部类似于冲击式喷嘴，有利于改善燃油的雾化。而T700和T800-LHT-800发动机则采用了先进的空气雾化喷嘴加旋流器的组合雾化方式。T700的燃烧室由气动雾化喷嘴、双级反向旋流器加文氏管组成的先进低压燃油雾化系统，保证了即使在慢车状态雾化性能仍旧相当好，使燃烧稳定，容热强度高，出口温度分布均匀，在低转速下还可减少CO、UHC的排放。
性能不断提高
燃烧室的燃烧效率达到较高水平。RTM322在大功率状态下燃烧效率可达0.99以上，小功率状态也能达0.95左右，而T700设计状态下的燃烧效率为0.995。折流燃烧室由于甩油盘良好的雾化性能，使其燃烧效率一直较高，如阿都斯特ⅢB、透默ⅢC6、阿赫耶1C均为0.99左右。
总压恢复系数高。小发动机燃烧室的参考速度较低，使燃烧室有较高总压恢复系数。一般回流燃烧室的参考速度为6～14米/秒之间，总压恢复系数达0.95～0.98。如JT15D-4发动机为11.8米/秒，RTM322为7.2米/秒时，总压恢复系数分别为0.98和0.954。
T700的燃烧室总压损失为5％左右，略高于回流燃烧室，采取的思路是适当牺牲总压损失来缩短火焰筒长度和改善出口温度场。
燃烧室容热强度有了较大提高。早期的小发动机燃烧室容热强度小于500千焦/立方米·小时·帕,而现在的则达到了700千焦/立方米·小时·帕左右，但仍大大低于大发动机燃烧室的750～908千焦/立方米·小时·帕。如PT6T-6发动机的容热强度为362千焦/立方米·小时·帕，RTM322为478 千焦/立方米·小时·帕，而斯贝为814千焦/立方米·小时·帕。 燃烧室的进口压力不断增大，出口温度不断提高。具体表现在燃烧室的进口压力由0.8兆帕提高到1.7兆帕，燃烧室温升由600℃上升到750℃～850℃,出口温度由730℃提高到1380℃。 第一代涡轴发动机燃烧室的进口压力为0.5～0.8兆帕，燃烧室出口温度为730℃～980℃，如T53-L-701增压比为7.4，燃烧室进出口温度分别为270℃和940℃。第三代燃烧室进口压力则达0.85～1.7兆帕，燃烧室出口温度达880℃～1280℃，如T700燃烧室进口温度460℃，增压比达到了17，燃烧室出口温度为1260℃。而第四代燃烧室进口压力大于1.5兆帕，燃烧室出口温度为1130℃～1230℃。如T800-LHT-800的压比为15，涡轮前温度为1207℃。
长度不断缩短
早期的小发动机燃烧室较长，如PT6A-27的长度为320毫米，当代燃烧室长度大大缩短，如TM333、RTM322、PW300等发动机的火焰筒长度大约在150毫米～190毫米，比早期的PT6、JT15D等缩短了30%～40%。而T700的火焰筒长度约为108毫米（不含涡流器），为了缩短火焰筒长度，T700采用了先进的倾斜突扩扩压器技术。
早期的小发动机回流燃烧室较长，气流在燃烧室的停留时间也较长，如PT6A-27为20.6毫秒，现代先进的小发动机回流燃烧室长度大大缩短，气流停留时间也缩短，RTM322-01约为14.3毫秒。
使用寿命大大延长
由于采用了新的材料和先进的冷却技术，加上整体加工火焰筒等新的制造方法，燃烧室的使用寿命大幅增加，由早期的1000小时提高到了现在的6000小时。
GE公司的第一代涡轴发动机T58燃烧室火焰筒的寿命为1200小时，10年后该公司设计的第二代涡轴发动机T64，使用寿命延长到1800小时。T700是GE公司的第三代涡轴发动机，采用先进的冷却技术使燃烧室的使用寿命达到5000小时。而T800发动机的燃烧室使用寿命已达6000小时。
采用先进的冷却技术
小发动机燃烧室主燃区容积小，热辐射对火焰筒壁面的影响很大；火焰筒长度短，火焰筒壁面单位轴向长度的温差大，容易产生变形和裂纹，使得火焰筒的冷却问题特别突出。尤其是回流燃烧室，其进口气流速度和二股通道流速低，对流冷却效果差，冷却问题更为关键。为了解决高压高温下火焰筒的冷却问题，国外开发了多种新型冷却技术，许多大发动机上的经验也应用在小发动机上。
T700的火焰筒除了采用常规的气膜冷却外，还在后端采用了当时非常先进的冲击冷却。冷却气量约占总气量的45％。
RTM322的火焰筒头部采用了分段气膜冷却，火焰筒内外环的冷却结构用薄板材料冲压焊接形成分段冷却气膜缝槽，并有热障涂层，火焰筒壁温低于850℃。
T800-LHT-800的弯管外壁组件采用了全气膜发散冷却，内壁采用气膜缝槽冷却结构。火焰筒上采用了艾利逊公司的Lamilloy多层发散壁冷却结构，可降低壁温约400℃。但这种冷却方式有工艺、机械强度和发散孔堵塞等问题，只适宜于火焰筒壁的局部过热区的冷却。
早期的折流环形燃烧室多采用半气膜冷却方式，壁面温度约400℃～800℃。而阿赫耶发动机的燃烧室则采用了全气膜发散冷却的方式。火焰筒冷却除由数百个大孔来承担外，还在火焰筒内外壁面上用电子束打了许多小孔以形成全气膜冷却，使火焰筒壁温只有500℃～850℃。
燃烧室未来发展趋势
预计未来涡轴发动机压比将达17～26，涡轮前温度将达1230℃～1650℃。为此，国外正在研究多种新的燃烧室技术，以便提高中小发动机燃烧室性能。
研究新燃烧室结构
智能型燃烧室。NASA从1999年开始实施了超高效发动机技术（UEET）计划，其目标之一是发展智能型燃烧室。这种燃烧室通过采用传感器和致动器控制燃烧过程，从而提高燃烧效率；采用智能材料技术，使发动机起飞/着陆时的氧化氮（NOx）比1996年的ICAO标准减少70%。驻涡燃烧室。为改善先进高性能军用发动机点火、熄火及高空重新点火能力，GE公司和军方自1994年以来一直在研究驻涡燃烧室技术。由于没有旋流器和相应的支撑组件，驻涡燃烧室具有重量轻、长度短、燃烧稳定和污染少等优点，通过合理设计辅燃区可使点火、贫油熄火性能和高空重新点火能力提高50％。该公司将在IHTEPT后阶段和JTDE计划中进行驻涡燃烧室详细设计。
浮壁式火焰筒。 普惠公司已将其应用到V2500等民用发动机上，近来普惠公司在IHPTET计划下又在全环形燃烧室试验件上验证了涂有SiC/SiC陶瓷基复合材料涂层的浮动瓦片和冲击气膜冷却技术。为了把这种技术移植到中小发动机燃烧室上，艾利逊公司研究了用Lamilloy多孔层板加柔性金属/陶瓷制造的浮壁式火焰筒结构，取得了重要进展。
新型燃油喷嘴。NASA研究了两种新型燃油喷嘴：一是与艾利逊燃气涡轮分部合作开发能提高燃油雾化均匀性的大调节比燃油喷嘴，这种单油路气动雾化喷嘴利用回油技术，能提高低油压下燃油雾化性能,保证出口温度分布系数均匀，同时由于有持续量大的回油冷却喷嘴，可使喷嘴内燃油温度保持在可接受的范围内。
另一种新型燃油喷嘴是普度大学的气泡雾化喷嘴的改进型，它是将少量空气（约为燃油流量的1％）在喷射之前与燃油混合。当油-气混合物喷入燃烧室后，空气膨胀，将燃油破碎成小颗粒。这种燃油喷嘴的一个重要特性是雾滴尺寸不是喷孔直径的函数，因而允许使用大孔径喷孔，容污性更好。试验证明这种气泡雾化喷嘴对提高燃烧室性能，减少NOx排放非常有益，比传统的压力雾化喷嘴性能提高了5%～10%。
高温陶瓷及陶瓷基复合材料
由于这种材料不需要冷却空气，从耐热角度看，它是最合适的火焰筒材料。高温结构陶瓷是惟一可在1650℃以上工作的材料，近年来，单体结构陶瓷研究的重点材料包括氮化硅(Si3N4)、碳化硅(SiC)和氧化锆(ZrO2)等。美国在一些航空发动机如AGT101的燃烧器上使用了陶瓷材料；俄罗斯在燃烧室等部件上使用了反应烧结SiC和Si3N4，最高温度达1400℃。陶瓷材料发展的下一个目标是使用温度达1600℃，更远的目标是1800℃。
而陶瓷基复合材料（CMC）在1200℃下仍保留其强度，且不存在腐蚀问题，可以减少或甚至免除冷却空气需求，从而增大燃烧用气量，其高温能力将改善发动机性能、推重比和耗油率。目前，陶瓷基复合材料用于火焰筒，已可耐 1670℃高温。
日本在上世纪末试验了用CMC材料制成的回流燃烧室，火焰筒材料为SiC/SiC，采用了低氧碳化硅作为火焰筒的增强材料，通过纤物编织造型和聚合物浸渍，并用热解法制造出火焰筒。试验表明：采用CMC火焰筒的燃烧室在设计点的燃烧效率高达99.9％，比金属火焰筒高0.2％；压力损失为0.4％，出口温度达1340℃，火焰筒热端表面温度为1330℃，冷端表面温度为730℃。美国NASA近期计划为燃烧室等热端部件开发1482℃、远期开发1650℃的陶瓷基复合材。
热障涂层技术的发展趋势是改进现有涂层的合金化及开发新涂层，以降低导热系数，如多层隔热层，它是在基体金属表面钎焊一层柔性金属纤维结构，可减少冷却气流80％。NASA要求热障涂层的隔热效果比现有（目前可降低壁温60℃～90℃）的增加167℃。
新的冷却技术
减少火焰筒热应力和冷却气量是高温升燃烧室设计和研究的主要问题，发动机越小，此问题变得越严重，发展先进冷却技术迫在眉睫。
在燃烧室出口温度为1530℃～1630℃范围内，采用复合冷却技术，如气膜冲击冷却、气膜加发散小孔冷却、气膜加背面加强对流冷却，可以满足要求。对于更高的燃烧室出口温度如1730℃～1780℃,则由于可用冷却气量大大减少，需要采用多层发散壁冷却、浮壁式火焰筒及其他复合冷却结构。
NASA在小型燃烧室研究计划和HOST计划中，针对高性能小发动机的要求，研究了多种冷却结构方案，包括：先进的多层发散壁（TRANS）和逆向流气膜冷却（CFFC）与常规的飞溅式气膜冷却（SF）。对冷却效果、出口温度场和排气发散等试验结果的比较发现：多层发散壁优于其他两种冷却方式，目前多层发散壁已在涡轮前温度为1530℃的小发动机燃烧室上进行了试验，结果表明：它比常规气膜冷却耗气量减少50％，且壁温分布均匀，比SF火焰筒壁温低12％。
多斜孔发散冷却也是理想的燃烧室冷却方式,它可以减少冷却气量30％以上，目前孔径可达0.4毫米，孔的倾斜角度最低为200度。
NASA在和军方合作的一项计划中已经研究了一种能承受1650℃高温的回流燃烧室火焰筒，称之为柔性金属/陶瓷火焰筒。火焰筒材料采用的是在柔性镍合金基体上等离子喷涂氧化钇稳定的氧化锆陶瓷涂层。试验表明：在出口温度达1650℃时，其冷却气量比常规的SF减少80％，比TRANS减少38.7％，比CFFC少50％，火焰筒壁温比SF低13％。
低污染排放技术
近年来，小发动机制造商不断开发新的低污染排放技术，如最优化主燃区的当量比；用高效旋流器来改进油气混合；使用气动雾化喷嘴和气泡雾化喷嘴来改善燃油的雾化质量；优化火焰筒的壁面冷却来减少淬熄效应对CO和UHC发散的影响。
经试验验证的减少排放物的技术包括贫油预混预蒸发（LPP）技术、富油燃烧/快速淬熄/贫油燃烧（RQL）技术和贫油直接喷射（LDI）技术，使用LPP技术、LDI技术和RQL技术的分级燃烧室将取代常规的单级燃烧室，预计可减少NOx的排放达40％以上，但由于小燃烧室具有较大的表面积/体积比，导致冷却空气所占比例相应增加，减少了可用来控制污染物排放的空气量，使得在小发动机燃烧室上应用这些技术将比大发动机具有更大的挑战。
NASA曾对小涡扇发动机进行的研究表明，使用可变几何和分级燃烧室技术能减少NOx的排放30％。