航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的現(xiàn)狀和發(fā)展

張寶誠(chéng)

（沈陽(yáng)航空航天大學(xué)航空航天學(xué)部，沈陽(yáng)110136）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的現(xiàn)狀和發(fā)展

張寶誠(chéng)

（沈陽(yáng)航空航天大學(xué)航空航天學(xué)部，沈陽(yáng)110136）

論述了燃燒室設(shè)計(jì)中各項(xiàng)技術(shù)指標(biāo)的相互制約，分析了第3、4代發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的技術(shù)特點(diǎn)和燃燒室設(shè)計(jì)及研究方法的新進(jìn)展。較詳細(xì)介紹了駐渦（TVC）、富燃-快摻混-貧燃（RQL）、雙環(huán)腔預(yù)混旋流（TAPS）、多噴嘴單元體和陶瓷燃燒室，指出其適用性。主動(dòng)燃燒控制中更為主要的是出口溫度分布系數(shù)控制，長(zhǎng)遠(yuǎn)研究應(yīng)開(kāi)發(fā)快速、靈敏、配置嚴(yán)格的油氣管理系統(tǒng)。最后討論了燃用液氫的可行性。建議應(yīng)加快CCD與燃燒室目標(biāo)設(shè)計(jì)相結(jié)合的研發(fā)過(guò)程。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；燃燒室；主動(dòng)燃燒控制；氫燃燒；計(jì)算燃燒動(dòng)力學(xué)

0 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)歷4代發(fā)展。燃燒室出口溫度從第1代的低于1150 K至第4代的1800～2000 K，每一代以200～250 K的溫度遞增。正在研發(fā)的第5代發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室出口溫度為2000～2200 K，已接近煤油的理論燃燒溫度極限。現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室建立在高性能、高可靠性、寬穩(wěn)定工作范圍的設(shè)計(jì)基礎(chǔ)上。由于發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展要求不斷提高推重比，因此，它必須在更高壓比和燃燒室進(jìn)、出口溫度下工作，同時(shí)期望高功率下熱力循環(huán)更有效，這將使未來(lái)的發(fā)動(dòng)機(jī)工作循環(huán)不可避免的產(chǎn)生較高的NOx和煙排放，因此，低污染設(shè)計(jì)就成為燃燒室性能的關(guān)鍵指標(biāo)之一。其原因?yàn)椋海?）NOx排放量影響民機(jī)獲得適航證；（2）排氣冒煙和NO2的可見(jiàn)性影響軍機(jī)的隱身性能；（3）為了使全功率下NOx和冒煙排放最低，必須使火焰筒主燃區(qū)變貧，這使低工況的燃燒穩(wěn)定性明顯降低和高空再點(diǎn)火困難，這將影響軍機(jī)的飛行包線和可操縱性。

本文主要論述現(xiàn)代軍用發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室和新型燃燒室，并簡(jiǎn)明論述傳統(tǒng)燃燒室的重要改進(jìn)和設(shè)計(jì)思想、方法的變化，提出研發(fā)的主要框架。

1 現(xiàn)代燃燒室的技術(shù)特點(diǎn)

對(duì)于軍、民用發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室，其設(shè)計(jì)指標(biāo)的相對(duì)重要性可表述為：

（1）對(duì)于軍用發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室，燃燒效率高、火焰穩(wěn)定和高空點(diǎn)火好、NOx少是關(guān)鍵指標(biāo)；出口溫度分布均勻、總壓損失小、壽命長(zhǎng)、尺寸小、質(zhì)量輕、冒煙少、維修簡(jiǎn)單是很重要指標(biāo)；CO少是重要指標(biāo)。

（2）對(duì)于民用發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室，燃燒效率高、壽命長(zhǎng)和NOx少是關(guān)鍵指標(biāo)；出口溫度分布均勻、總壓損失小、尺寸小、質(zhì)量輕、冒煙少、維修簡(jiǎn)單是很重要指標(biāo)；火焰穩(wěn)定、CO少、成本低是重要指標(biāo)。而火焰穩(wěn)定不是關(guān)鍵指標(biāo)。

燃燒室的設(shè)計(jì)和研發(fā)要進(jìn)行多項(xiàng)技術(shù)指標(biāo)的折中和權(quán)衡，如：（1）提高射流摻混，改善溫度場(chǎng)，但使壓力損失增大，總壓恢復(fù)系數(shù)降低；（2）縮短燃燒室長(zhǎng)度，可能會(huì)引起低狀態(tài)下燃燒效率過(guò)低；（3）采用空氣霧化噴嘴提高了霧化質(zhì)量，減少了排氣冒煙，但熄火邊界變差；（4）減少排氣冒煙采取的主燃區(qū)設(shè)計(jì)會(huì)增加NOx的排放；（5）為了提高火焰筒壽命，加強(qiáng)冷卻，增加冷卻空氣量，這會(huì)減少摻混空氣量在總空氣量中的比例，影響燃燒室出口溫度分布。

現(xiàn)代燃燒室的技術(shù)特點(diǎn)見(jiàn)表1。

表1 現(xiàn)代燃燒室的技術(shù)特點(diǎn)

從表中可以看出：

（1）第3代（推重比8）、第4代（推重比10）戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室工作壓比均在25左右（F110發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室除外），即發(fā)動(dòng)機(jī)的增壓比沒(méi)有明顯增加。燃燒室出口溫度第3代平均為1645 K，第4代平均為1889 K，平均增加244 K。其中F119發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室出口溫度比F100發(fā)動(dòng)機(jī)的增加了301 K。因此，第4代發(fā)動(dòng)機(jī)推力明顯增加，其中燃燒室出口溫度提高是主要原因之一。

（2）F119發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率比 F100發(fā)動(dòng)機(jī)的低0.058 kg/daN·h，EJ200和M88發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率基本與第3代的持平。因此,可以認(rèn)為，第4代發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的燃燒效率沒(méi)有明顯提高或略有提高。

（3）第3、4代軍機(jī)燃燒室均為短環(huán)形燃燒室，其火焰筒長(zhǎng)度/腔高比大部分＞2.0，只有АЛ31Ф和EJ200發(fā)動(dòng)機(jī)的＜2.0。F119發(fā)動(dòng)機(jī)的火焰筒長(zhǎng)度/腔高比與F100發(fā)動(dòng)機(jī)的基本相同。因此，從第3代至第4代發(fā)動(dòng)機(jī)，火焰筒的長(zhǎng)度并沒(méi)有明顯縮小。從燃燒室設(shè)計(jì)角度考慮，燃?xì)庠诨鹧嫱仓械耐Ａ魰r(shí)間和化學(xué)反應(yīng)時(shí)間也已權(quán)衡在比較合適的范圍，進(jìn)一步縮短火焰筒長(zhǎng)度需要?jiǎng)?chuàng)新結(jié)構(gòu)。

（4）對(duì)于民航發(fā)動(dòng)機(jī)，燃燒室出口溫度穩(wěn)定在1350℃左右。其耗油率平均為0.626 kg/daN·h，比軍機(jī)的耗油率平均低0.105 kg/daN·h。因此，民機(jī)燃燒室在設(shè)計(jì)上提高燃燒效率仍然是極大的挑戰(zhàn)。從增壓比考慮，民機(jī)燃燒室的壓比基本為25～38。

（5）F119、PW4084、V2500和F100-PW-229發(fā)動(dòng)機(jī)均采用了浮壁燃燒室結(jié)構(gòu)，減少了熱應(yīng)力。從設(shè)計(jì)上強(qiáng)調(diào)了熱端部件的維修性，這種結(jié)構(gòu)火焰筒在高熱容強(qiáng)度下由于冷卻完好，能保證穩(wěn)定可靠地工作。但采用浮壁板增加了燃燒室質(zhì)量，一般約增加30%。

（6）美國(guó)多采用空氣霧化噴嘴，歐洲常采用蒸發(fā)管，俄羅斯多采用壓力霧化噴嘴，這與各國(guó)對(duì)噴嘴的研究和使用經(jīng)驗(yàn)有關(guān)。從噴嘴霧化質(zhì)量看，空氣霧化噴嘴比壓力霧化噴嘴的霧化粒度約小8～10 μm。

（7）第3代燃燒室的改進(jìn)型和第4代F119發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室均強(qiáng)調(diào)了可靠性和維修性，不過(guò)分追求性能，保持燃燒室結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、費(fèi)用合理、突出作戰(zhàn)適用性和維修性。

2 燃燒室設(shè)計(jì)和研究方法的進(jìn)展

2.1 燃燒室設(shè)計(jì)的重要改變

軍用在研燃燒室的設(shè)計(jì)是在“高性能、長(zhǎng)壽命、低成本”的綜合要求下進(jìn)行的。如綜合高性能渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)計(jì)劃（IHPTET-Ⅱ）要求燃燒室出口溫度為2560 K以上（按F119發(fā)動(dòng)機(jī)的1973 K推算）、壓力損失減少30%、質(zhì)量比原來(lái)減少15%（對(duì)F119發(fā)動(dòng)機(jī)減少204 kg）、采購(gòu)成本降低30%（比F119發(fā)動(dòng)機(jī)減少117萬(wàn)美元）。燃燒室出口溫度已接近煤油燃燒的極限溫度2600 K。實(shí)現(xiàn)這些苛刻要求給設(shè)計(jì)帶來(lái)極大困難。

（1）由于燃燒室進(jìn)、出口溫度的提高使火焰筒主燃區(qū)溫度很高，火焰筒壁面溫度相應(yīng)升高，因此，需要更多的冷卻空氣用于火焰筒壁面冷卻，這相應(yīng)減少了火焰筒頭部的進(jìn)氣量。

（2）火焰筒進(jìn)氣規(guī)律的創(chuàng)新設(shè)計(jì)與傳統(tǒng)設(shè)計(jì)不同。傳統(tǒng)設(shè)計(jì)是指主燃孔、摻混孔和氣膜孔的進(jìn)氣規(guī)律；創(chuàng)新設(shè)計(jì)是指采用火焰筒頭部和噴嘴的進(jìn)氣占總進(jìn)氣量的80%～85%，其余為氣膜冷卻進(jìn)氣的進(jìn)氣規(guī)律，基本上無(wú)主燃孔和摻混孔，以此實(shí)現(xiàn)足夠的溫升和保證發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)工作中的燃燒效率。這更減少了火焰筒的冷卻空氣，與長(zhǎng)壽命設(shè)計(jì)有很大矛盾。

（3）當(dāng)增壓比增大，燃燒室進(jìn)口溫度和工作溫度升高，均使火焰筒工作熱應(yīng)力和機(jī)械應(yīng)力增大，這對(duì)于長(zhǎng)壽命設(shè)計(jì)又是重要的技術(shù)挑戰(zhàn)。耐用火焰筒必須對(duì)燃燒室工作狀態(tài)的變化不敏感，具有承受1000次低循環(huán)疲勞和在最大狀態(tài)工作溫度下1 h應(yīng)力斷裂的能力。據(jù)飛行使用統(tǒng)計(jì)，經(jīng)過(guò)這種循環(huán)載荷和高溫載荷試驗(yàn)考核的燃燒室壽命將損失70%。因此,在耐用火焰筒設(shè)計(jì)中必須貫徹發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計(jì)。

（4）火焰筒頭部進(jìn)氣量急劇增加，將使點(diǎn)火和火焰穩(wěn)定更加困難，導(dǎo)致采用強(qiáng)旋流設(shè)計(jì)以穩(wěn)定火焰；旋流流動(dòng)又增加了混氣在火焰筒中的停留時(shí)間，有利于完全燃燒。

（5）減輕質(zhì)量對(duì)先進(jìn)燃燒室設(shè)計(jì)一直很重要。在已采用突擴(kuò)擴(kuò)壓器和短火焰筒情況下，減輕質(zhì)量和減少壓力損失的主要方法是將擴(kuò)壓器和火焰筒頭部整合在一起。此方法是1項(xiàng)創(chuàng)新研究。

（6）在研燃燒室設(shè)計(jì)的1種趨勢(shì)是火焰筒的長(zhǎng)度和腔高比＜2，這不利于出口溫度分布的均勻性。因此，必須使噴嘴噴出的燃油和空氣充分混合，以獲得渦輪和火焰筒都允許的合理溫度分布。噴嘴和火焰筒頭部組合設(shè)計(jì)不僅在第4代燃燒室設(shè)計(jì)中采用，而且在推重比15的發(fā)動(dòng)機(jī)中也將進(jìn)行更有效的優(yōu)化和發(fā)展。

（7）環(huán)境保護(hù)法規(guī)的要求迫使在研燃燒室尋求1種可變旋流噴嘴，使其在低功率下進(jìn)行富油穩(wěn)定燃燒；在高功率下進(jìn)行低污染排放燃燒。正在研究流體控制的變幾何燃油噴嘴。

上述技術(shù)要求都是在權(quán)衡、折中，并通過(guò)優(yōu)化來(lái)達(dá)到設(shè)計(jì)目標(biāo)的。

2.2 燃燒室設(shè)計(jì)方法的進(jìn)展

經(jīng)過(guò)4代燃燒室的研發(fā)，其設(shè)計(jì)方法已有了很大進(jìn)展。概括為：

（1）經(jīng)驗(yàn)設(shè)計(jì)法。該方法以經(jīng)驗(yàn)公式進(jìn)行新燃燒室設(shè)計(jì)和性能研究。以試驗(yàn)為主，結(jié)合可用的經(jīng)驗(yàn)公式進(jìn)行。第2、3代發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室基本采用這種方法設(shè)計(jì)。新燃燒室設(shè)計(jì)要采用基準(zhǔn)型燃燒室，并按新機(jī)的飛行包線進(jìn)行燃燒室性能、壽命的預(yù)估。

（2）經(jīng)驗(yàn)與計(jì)算燃燒動(dòng)力學(xué)CCD相結(jié)合方法。該方法在燃燒室改型中取得重要應(yīng)用。20世紀(jì)90年代后，CCD的進(jìn)展已能夠進(jìn)行在研燃燒室的性能、壽命、污染排放水平評(píng)定，利用CCD對(duì)設(shè)計(jì)過(guò)程進(jìn)行定性指導(dǎo)。第4代發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室是這種設(shè)計(jì)方法的產(chǎn)物，美國(guó)應(yīng)用該方法設(shè)計(jì)了15個(gè)先進(jìn)燃燒室和3個(gè)新結(jié)構(gòu)燃燒室。該方法明顯減少了試驗(yàn)次數(shù)，節(jié)省了研制時(shí)間。

（3）CCD與驗(yàn)證性試驗(yàn)相結(jié)合的方法。該方法取決于CCD計(jì)算的成熟度和計(jì)算值與試驗(yàn)測(cè)量值之差應(yīng)在測(cè)量誤差范圍內(nèi)。CCD方法應(yīng)能準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)燃燒室出口溫度場(chǎng)、貧油熄火油/氣比、3維速度分布、壁溫、NOx、CO和HC值。對(duì)于NOx值的預(yù)測(cè)值應(yīng)精確到與鑒定的發(fā)動(dòng)機(jī)的起飛-著陸循環(huán)（LTO）的實(shí)測(cè)值相當(dāng)一致。新一代CCD模擬計(jì)算的精度要求為：

a.CO和HC、NOx、冒煙數(shù)SAE的預(yù)測(cè)精度分別為10%、±5%、2%；

b.出口溫度分布系數(shù)、平均徑向溫度分布系數(shù)、火焰筒壁最大溫度的預(yù)測(cè)精度為±0.03、±0.015、±3.5；

c.燃燒室壓降、慢車(chē)貧油熄火油/氣比的預(yù)測(cè)精度為±0.25（%P2）、±0.001；

d.火焰筒周向、軸向熱點(diǎn)位置的預(yù)測(cè)精度為±0.1×出口截面、±0.01×燃燒室長(zhǎng)度。

采用CCD計(jì)算出的燃燒室方案應(yīng)經(jīng)過(guò)試驗(yàn)的驗(yàn)證和檢驗(yàn)。這些試驗(yàn)應(yīng)包括單管試驗(yàn)、扇形段試驗(yàn)、全環(huán)試驗(yàn)和試驗(yàn)機(jī)上的試驗(yàn)，試驗(yàn)件的修改量應(yīng)很小。

3 創(chuàng)新燃燒室

3.1 駐渦燃燒室

GE公司和美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室曾聯(lián)合開(kāi)發(fā)了用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的駐渦燃燒室 TVC（Trapped Vortex Combustor），樣機(jī)（如圖1所示）已通過(guò)性能評(píng)估。曾進(jìn)行了駐渦燃燒室的基礎(chǔ)試驗(yàn)和大量數(shù)值模擬，其主要研究結(jié)果有：（1）環(huán)腔內(nèi)速度較大，使油氣混合速率提高2倍。整個(gè)燃燒反應(yīng)都限制在腔內(nèi)。（2）駐渦腔內(nèi)氣體卷吸空氣流較少時(shí)，產(chǎn)生富油現(xiàn)象。腔內(nèi)溫度瞬態(tài)值為2100 K左右。（3）地面點(diǎn)火、貧油熄火、高空點(diǎn)火均優(yōu)于常規(guī)旋流燃燒室50%，燃燒效率達(dá)到99%以上；穩(wěn)定工作范圍比傳統(tǒng)燃燒室寬40%；（4）凹腔中溫升約1670 K。

圖1 駐渦燃燒室試驗(yàn)裝置

駐渦燃燒室的特點(diǎn)如下：

（1）駐渦燃燒室是1個(gè)分級(jí)燃燒室，即預(yù)燃級(jí)和主燃級(jí)。在小功率時(shí)僅預(yù)燃區(qū)工作，主流不供油，燃燒后CO、UHC均較低，點(diǎn)火、貧油熄火范圍寬；在大功率時(shí)預(yù)燃區(qū)把增加的燃油引入主流中，主燃區(qū)低于化學(xué)當(dāng)量比，以減少NOx。凹腔設(shè)計(jì)關(guān)鍵是促進(jìn)旋流穩(wěn)定在腔內(nèi)，以使引入的燃油和空氣在腔內(nèi)有效混合、燃燒并形成穩(wěn)定的火焰區(qū)。

（2）駐渦燃燒室的主要問(wèn)題是凹腔后壁的耐久性。燃油從前壁進(jìn)入，火焰直接沖擊后壁。在進(jìn)口溫度為865 K，壓力為2.0 MPa以上，一些壁溫達(dá)1310 K，凹腔后壁有損傷。

（3）駐渦燃燒室火焰穩(wěn)定性明顯高于傳統(tǒng)燃燒室的。在軍機(jī)上具備可應(yīng)用性。

3.2 富燃-快摻混-貧燃（RQL）燃燒室

圖2 RQL技術(shù)的軸向分級(jí)燃燒室

RQL燃燒室是美國(guó)PW公司與GE公司競(jìng)爭(zhēng)開(kāi)發(fā)的1種軸向分級(jí)燃燒室（如圖2所示）。部分研究成果已在PW4098、PW4158、PW4168等民用發(fā)動(dòng)機(jī)上獲得應(yīng)用。軍用發(fā)動(dòng)機(jī)尚未采用。

圖中A區(qū)為慢車(chē)區(qū)，B為主燃區(qū)。在慢車(chē)狀態(tài)摻混的燃油經(jīng)噴嘴2噴入，空氣由旋流器1進(jìn)入。A區(qū)中流速低，燃油和空氣摻混充分，從而使富油混氣中生成的CO和CxHy數(shù)量最少。在大功率下，燃油從噴嘴4進(jìn)入，由旋流器3進(jìn)入的空氣量足以使空氣在與A區(qū)熱燃?xì)鈸交鞎r(shí)形成高速氣流，縮短混合氣在高溫B區(qū)的停留時(shí)間，以減少NOx排放。RQL燃燒室的深入研究包括主燃區(qū)擴(kuò)散、沖擊冷卻的燃燒室試驗(yàn)和數(shù)值模擬，以獲得超低的NOx排放。

3.3 雙環(huán)腔預(yù)混旋流（TAPS）燃燒室

TAPS燃燒室主要應(yīng)用于民用發(fā)動(dòng)機(jī)，主要為了降低NOx。NOx排放要求具體為：對(duì)πc=30，CAEP2 （1996年）規(guī)定NOx為32＋1.6×πc，即80 g/kN；CAEP4（2004年）規(guī)定 NOx為 7＋2.0×πc，即67 g/kN。

（1）第3代低污染設(shè)計(jì)技術(shù)均在必須保證燃油效率的同時(shí)減少NOx。第3代低污染燃燒室采用貧油頭部、雙環(huán)腔（DAC）燃燒室。DAC燃燒室外頭部用于使可操作性和低功率最佳化；內(nèi)頭部用于在大功率下使NOx減至最少。

按NASA計(jì)劃，實(shí)現(xiàn)30%CAEP2減少，即對(duì)總壓比πc=30的發(fā)動(dòng)機(jī)，NOx的排放為19.2 g/kN。低污染單（SAC）、雙（DAC）頭部技術(shù)都不能實(shí)現(xiàn)30% 的CAEP2要求。基于此要求研發(fā)了TAPS燃燒室。

（2）TAPS燃燒室實(shí)際采用徑向分級(jí)燃燒技術(shù)，即采用常規(guī)值班燃燒技術(shù)和預(yù)混燃燒技術(shù)。TAPS燃燒室模型如圖3所示。從圖中可見(jiàn)燃燒室頭部的氣流結(jié)構(gòu)。其中預(yù)燃級(jí)包括1個(gè)高旋流的壓力霧化噴嘴。其周?chē)鼑?個(gè)使氣流共同旋轉(zhuǎn)的旋流器，幫助產(chǎn)生高霧化質(zhì)量，適合于起動(dòng)和小功率狀態(tài)時(shí)。同心外旋流器構(gòu)成預(yù)混燃燒的主燃級(jí)，采用噴嘴壓力控制邏輯進(jìn)行燃料分級(jí)。

本文考慮切換有向拓?fù)淝闆r，針對(duì)領(lǐng)航跟隨者模式下，時(shí)延異構(gòu)多智能體系統(tǒng)的編隊(duì)控制問(wèn)題，提出基于一致性理論的脈沖控制協(xié)議.構(gòu)造Lyapunov 函數(shù)，利用圖論與Lyapunov穩(wěn)定理論，得到異構(gòu)多智能體系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)編隊(duì)控制的拓?fù)錀l件、時(shí)延上界以及采樣時(shí)間間隔.最后，分別通過(guò)三個(gè)仿真算例，驗(yàn)證所提控制方法的有效性和優(yōu)越性.

圖3 雙環(huán)腔預(yù)混旋流TAPS燃燒室模型

（3）進(jìn)入燃燒室的空氣除用于火焰筒頭部和火焰筒體冷卻外，均進(jìn)入預(yù)燃級(jí)旋流器和旋風(fēng)旋流器，構(gòu)成了引燃（值班）回流區(qū)、值班/旋風(fēng)相互作用區(qū)和預(yù)混旋風(fēng)火焰區(qū)。

（4）TAPS燃燒系統(tǒng)的空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)和研發(fā)過(guò)程廣泛采用單管燃燒室模型試驗(yàn)—扇形段試驗(yàn)—全環(huán)燃燒室試驗(yàn)—發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)。應(yīng)用CCD技術(shù)定性了解試驗(yàn)件。

圖4 Tech56/CFM SAC TAPS用于發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)

圖5 GE90 DAC TAPS用于全環(huán)燃燒試驗(yàn)器試驗(yàn)

在CFM56-7B發(fā)動(dòng)機(jī)上，進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)性能、排放、惡劣天氣和耐久性（4000次模擬葉片循環(huán)）試驗(yàn)；DAC TAPS試驗(yàn)是GE90發(fā)動(dòng)機(jī)在全尺寸環(huán)形燃燒室試驗(yàn)器上進(jìn)行（如圖4、5所示）的。

（5）GE公司和NASA合作，擬以TAPS燃燒室為基礎(chǔ)，到2025年實(shí)現(xiàn)NOx降低至CAEP2規(guī)定的20%。

3.4 多噴嘴單元體燃燒室

多噴嘴單元體燃燒室如圖6所示。其特點(diǎn)是噴嘴3的數(shù)量很多，燃油在流入燃燒區(qū)之前進(jìn)行預(yù)先混合，有大量的單元體噴嘴2，超過(guò)100個(gè)。其分3層排列在火焰筒前壁上，其中最外層上分布的噴嘴與其它噴嘴相比流量更大。

采用單元體燃燒室可以組成多個(gè)單獨(dú)區(qū)域，其中每個(gè)區(qū)域都可以對(duì)應(yīng)確定的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)進(jìn)行優(yōu)化。RR公司認(rèn)為選擇適當(dāng)?shù)膯卧w結(jié)構(gòu)可以優(yōu)化燃燒室性能，影響燃燒室起動(dòng)和NOx質(zhì)量分?jǐn)?shù)的燃油在燃燒區(qū)的停留時(shí)間，在慢車(chē)狀態(tài)下，燃燒室火焰筒的主燃區(qū)的油/氣比大小決定燃燒效率的高低。

單元體結(jié)構(gòu)的1個(gè)非常重要的優(yōu)點(diǎn)是允許調(diào)整單個(gè)單元體噴嘴或幾個(gè)扇形段的工作。

3.5 陶瓷燃燒室

圖6 多噴嘴單元體燃燒室

第5代發(fā)動(dòng)機(jī)采用陶瓷燃燒室是主要研發(fā)方向之一。陶瓷材料的優(yōu)、缺點(diǎn)主要有：（1）陶瓷材料的熱穩(wěn)定性與最難熔的金屬相當(dāng)。如碳化硅（SiC）的熔解溫度為3000 K。（2）可形成隔熱層，防止高溫燃?xì)鈱?duì)部件的對(duì)流和熱輻射。（3）可提高部件的耐磨性。（4）陶瓷材料壓制時(shí)收縮率很大。冷卻后，加工件尺寸和模具尺寸之間的偏差可達(dá)18%。（5）陶瓷材料對(duì)沖擊載荷非常敏感，脆性大，加載時(shí)無(wú)塑性變形。（6）陶瓷材料零件的最大缺點(diǎn)是對(duì)各種應(yīng)力集中很敏感，在高溫下仍保持很大的局部載荷。幾種陶瓷材料及其特性見(jiàn)表2。

表2 幾種常用陶瓷材料的特性

從表2中可見(jiàn)，氮化硅和碳化硅的強(qiáng)度是高溫合金鋼的1.5～2.5倍，氧化鋯加熱到1400 K時(shí)其強(qiáng)度也為高溫合金鋼的1.5倍；氮化硅的導(dǎo)熱系數(shù)很小，可用作隔熱屏。所有陶瓷材料的密度均小于高溫合金鋼，這使陶瓷材料零件的質(zhì)量減輕。

2000年后，航空發(fā)達(dá)國(guó)家已進(jìn)行了陶瓷火焰筒在發(fā)動(dòng)機(jī)上的試驗(yàn)驗(yàn)證，第5代發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中應(yīng)用陶瓷材料的目標(biāo)溫度為1900 K。陶瓷火焰筒應(yīng)采用分段結(jié)構(gòu)。

4 主動(dòng)燃燒控制

主動(dòng)燃燒控制包括燃燒不穩(wěn)定性控制、溫度分布不均勻控制和污染排放物最少控制。

4.1 燃燒不穩(wěn)定性控制

圖6 主動(dòng)控制燃燒聲學(xué)不穩(wěn)定性

燃燒不穩(wěn)定性主要是燃燒過(guò)程和聲場(chǎng)相互作用的結(jié)果。加熱和燃燒室中聲的耦合可以引發(fā)自激聲學(xué)不穩(wěn)定性。主動(dòng)燃燒控制要采用隨時(shí)間可變化的硬件（如圖6所示）來(lái)破壞燃燒過(guò)程和聲場(chǎng)之間耦合以干擾燃燒過(guò)程，在發(fā)動(dòng)機(jī)上主要采用調(diào)節(jié)燃油流量的方式。NASA采用動(dòng)態(tài)模型模擬了貧油預(yù)混預(yù)蒸發(fā)LPP動(dòng)態(tài)模型，并測(cè)量燃燒室中的壓力能譜密度分布，其主頻率為275 Hz，計(jì)算值為291 Hz，比較接近。計(jì)算的壓力脈動(dòng)峰值為平均值的7%，試驗(yàn)值為8%。

美國(guó)研究了1種再現(xiàn)燃燒不穩(wěn)定性裝置。在發(fā)動(dòng)機(jī)中等功率下，測(cè)出不穩(wěn)定性頻率為525 Hz，其壓力脈動(dòng)可以引發(fā)高頻振蕩應(yīng)力。采用該裝置在燃燒室進(jìn)口溫度為683 K、壓力為1.36 MPa、油氣比為0.03的中等功率下試驗(yàn)，振蕩頻率為566 Hz。

4.2 燃燒室出口溫度分布系數(shù)控制

主動(dòng)型發(fā)動(dòng)機(jī)燃油分配系統(tǒng)（APFC）能獲得更均勻的燃燒室出口溫度（如圖7所示）。APFC工作時(shí)與副油路供油系統(tǒng)相連，根據(jù)燃燒室出口溫度傳感器的溫度反饋，對(duì)周向分布于燃燒室上的燃油調(diào)節(jié)器發(fā)出指令，調(diào)節(jié)總?cè)加土髁糠峙洌垣@得更均勻出口溫度場(chǎng)。采用薄膜溫度傳感器測(cè)量了APFC所需的溫度反饋信息。在臺(tái)架試驗(yàn)中渦輪導(dǎo)向葉片環(huán)分為19個(gè)扇型段，每段2個(gè)靜止葉片，裝有熱電偶，每個(gè)葉片再裝1個(gè)薄膜傳感器，共計(jì)38個(gè)。在慢車(chē)狀態(tài)下控制器將溫度分布系數(shù)降低了 47%，NOx降低了7.3%；在中等功率下，二者分別降低了30.8%、1.4%。4.3 排放物最少化控制

圖7 主動(dòng)溫度分布系數(shù)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

最少化控制通過(guò)油氣比（FAR）的主動(dòng)反饋控制使排放物最少。燃燒室采用分級(jí)技術(shù)，即燃油按順序噴入1個(gè)或多個(gè)局部噴射區(qū)，從而在較寬的工作范圍調(diào)節(jié)FAR。分級(jí)的級(jí)數(shù)越多，F(xiàn)AR的分辨能力越高，但需安裝更多的閥門(mén)來(lái)分級(jí)。

GE公司研制了1種智能燃油分級(jí)方案，已進(jìn)行了臺(tái)架試驗(yàn)。每個(gè)燃油噴射位置帶多個(gè)端口，有選擇的對(duì)1個(gè)或多個(gè)燃油噴射點(diǎn)輸送燃油，并研究燃油多路調(diào)節(jié)器。NASA對(duì)燃燒主動(dòng)控制的設(shè)想是將不穩(wěn)定性、溫度分布系數(shù)和排放物三者控制合并為油氣管理系統(tǒng)。

5 氫燃料應(yīng)用分析

未來(lái)航空發(fā)動(dòng)機(jī)所需能源的主要選擇是液氫。燃用液氫的優(yōu)點(diǎn)有：（1）分解水提取氫是取之不盡的來(lái)源；（2）燃用液氫排氣清潔，不含有碳化物，COx明顯降低；（3）液氫和煤油熱物性的比較見(jiàn)表3。從表中可見(jiàn)，氫燃料熱值高、燃燒速度快、點(diǎn)火能量小、貧油燃燒穩(wěn)定、密度很小；（4）燒液氫的燃燒室結(jié)構(gòu)緊湊，出口溫場(chǎng)更均勻；由于液氫熱容大，因此，在相同推力下，燒液氫時(shí)的燃燒室出口溫度低于燒煤油時(shí)的。

表3 液氫和煤油熱物性的比較

燃用液氫存在的主要技術(shù)問(wèn)題可概括為：

（1）液氫產(chǎn)量很低，全世界每天液氫的產(chǎn)量?jī)H有60 t，但美國(guó)航空業(yè)每天就需2500 t。

（2）獲得同樣熱量所需液氫費(fèi)用是煤油的2倍。由于液氫密度比煤油小得多，為了獲得與煤油相同的熱當(dāng)量，存儲(chǔ)液氫的體積要大得多，這為飛機(jī)的布局提出了特殊要求。

（3）燃料箱需要可靠隔熱，以防止液氫汽化引起爆炸。對(duì)于超聲速飛機(jī)，這一問(wèn)題非常復(fù)雜，以Ma=3 速度飛行的飛機(jī)，其外殼溫度可達(dá)600 K，因此,安全保存液氫需要傳熱最小。

（4）液氫從管路中泄漏是最危險(xiǎn)因素，漏出的液氫與空氣中的氧氣形成爆炸混氣。發(fā)動(dòng)機(jī)上輸送液氫的管路密封是極其重要技術(shù)問(wèn)題。

盡管如此，液氫仍然具有明顯的優(yōu)點(diǎn)，有利于提高發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)經(jīng)濟(jì)性和生態(tài)指標(biāo)。

6 總結(jié)

（1）第3、4代戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室是在增壓比25下設(shè)計(jì)的短環(huán)、短突擴(kuò)擴(kuò)壓器、機(jī)加、分段火焰筒。第4代燃燒室的燃燒效率并沒(méi)有明顯提高，但強(qiáng)調(diào)了可靠性、維修性，突出作戰(zhàn)適用性；降低污染物排放并沒(méi)有作為關(guān)鍵指標(biāo)設(shè)計(jì)；浮壁結(jié)構(gòu)是1項(xiàng)重大突破。

（2）火焰筒頭部和噴嘴構(gòu)成組合體是1種創(chuàng)新設(shè)計(jì)，其進(jìn)氣量占總氣量的80%～85%，這種設(shè)計(jì)必須采用強(qiáng)旋流，以保證點(diǎn)火可靠和火焰穩(wěn)定性。

（3）駐渦燃燒室是分級(jí)燃燒室，其點(diǎn)火、燃燒穩(wěn)定范圍、貧油熄火特性均優(yōu)于傳統(tǒng)燃燒室，適合戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)；TAPS燃燒室火焰筒頭部組合設(shè)計(jì)采用徑向分級(jí)的成熟技術(shù)，是CCD和試驗(yàn)相結(jié)合研發(fā)的產(chǎn)物；多噴嘴單元體燃燒室設(shè)計(jì)能實(shí)現(xiàn)燃燒室各項(xiàng)技術(shù)指標(biāo)，但其噴嘴個(gè)數(shù)需要權(quán)衡；陶瓷燃燒室可以在2000 K下工作，已進(jìn)入工程試驗(yàn)階段。

（4）主動(dòng)燃燒控制中燃燒室出口溫度分布系數(shù)控制的關(guān)鍵技術(shù)是研發(fā)油氣管理系統(tǒng)。

（5）結(jié)合中國(guó)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室研發(fā)現(xiàn)狀，認(rèn)為燃燒室設(shè)計(jì)開(kāi)始就應(yīng)貫徹結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計(jì)，燃燒效率99%，火焰筒頭部強(qiáng)旋流，其主燃區(qū)浮壁結(jié)構(gòu)，過(guò)多浮壁板造成質(zhì)量增加，開(kāi)展噴嘴副油路的主動(dòng)控制技術(shù)；創(chuàng)造條件摸索多噴嘴單元體燃燒室設(shè)計(jì)及其試驗(yàn)，開(kāi)展CCD和燃燒室目標(biāo)設(shè)計(jì)相結(jié)合的高效研發(fā)過(guò)程研究。

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Status and Development of Aeroengine Combustors

ZHANG Bao-cheng
（DepartmentofAerospace,ShenyangAerospaceUniversity,Shenyang110136,China）

The interactions of various technical targets in combustor design were demonstrated.The technical characters of the 3th-4th generation engine combustors and new advances of the combustor designs and the development methods were analyzed.The trapped vortex combustor,the rich queanch lean combustor,the twin annular premixing swirler combustor,the multiple-injectors-units,and the ceramic combustors were introduced in more detail,denoting their suitabilities.The temperature distributive coefficient control at the combustor outlet are more importance in the active combustion control,and the long-term research shall develop a fast,sensitive and strict disposed system of the fuel-air management.The feasibility with the burning of liquid hydrogen was discussed.The development process of the interactive binding of CCD with the combustor target design should be promoted.

aeroengine;combustors;new structures;active combustion controls Liquid hydrogen burning;CCD

張寶誠(chéng)（1940），男，教授，主要研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室設(shè)計(jì)與分析。

2013-01-16