航空發(fā)動機燃燒平臺結構總體設計與調試

申江，解志軍，趙波，楊陽

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

0 引言

航空發(fā)動機的熱結構、燃燒機理及相關非接觸測量技術的基礎研究是其研發(fā)技術的難點［1-2］，建造先進航空發(fā)動機燃燒試驗平臺研究上述問題是最常用的手段［3-4］。王楓等［5］采用液氧煤油高壓補燃法對發(fā)動機高頻燃燒不穩(wěn)定性進行了研究，楊陽等［6］為了研究發(fā)動機的燃燒室性能建立了直連式脈沖燃燒高溫風洞。上述研究存在燃燒室壓力振蕩大、流場均勻性較差或燃燒時間不長等問題。

本文針對航空發(fā)動機發(fā)展的需要，建造一套流場均勻性好、能長時間運行的試驗平臺，其研發(fā)的難點是在高溫且長時間運行條件下熱結構的設計及氫氧易燃易爆的控制。介紹試驗平臺的工作原理，研究結構總體方案和管道閥門選型及布局。采用熱分析方法，對燃燒室、混氣段、噴管段結構進行了創(chuàng)新設計。同時給出了調試結果。

1 試驗平臺工作原理

試驗平臺由主體設備、氣源系統(tǒng)、冷卻系統(tǒng)、測控系統(tǒng)組成。

圖1 試驗平臺工作原理示意圖

試驗平臺工作原理圖如圖1 所示，高溫高壓氣流采用氫氧燃燒產生。通過調節(jié)氫氧配比，實現(xiàn)試驗氣流中的氧氣含量與大氣含量一致，盡可能接近真實大氣的試驗效果，同時，參混一定量的高壓空氣，將氣流總溫度和總流量調節(jié)至設計值。

2 試驗平臺結構總體方案設計

試驗平臺結構部分包含主體設備、氣源系統(tǒng)、冷卻系統(tǒng)。最高工作壓力為5.4 MPa，最高氣流溫度為1650K。

主體設備由進氣段、燃燒室、混氣段、穩(wěn)定段、噴管段等部段組成。采用直連式結構，整體安裝在滑軌上，設備在溫度劇烈變化情況下可以自由伸縮。高溫部段為夾套水冷結構，如圖2 所示。

氣源系統(tǒng)由氫氣、氧氣、空氣、氮氣和點火器閥門管道供給系統(tǒng)組成。根據(jù)功能和安全要求，各氣體供給系統(tǒng)配置了氣動球閥、減壓閥、調壓閥、單向閥、安全閥、排氣閥和快速閥。

氫氧閥門管道供給系統(tǒng)安全設計的關鍵是保證氫氣、氧氣安全使用。由于氫氣、氧氣泄漏、流速過高、遇到鐵屑、靜電產生火花等均可能產生爆炸的嚴重后果，因此氫氧閥門管道施工時，應嚴格按照規(guī)程對閥門管道進行清洗、脫脂處理，同時將氫氧閥門管道接地，防止靜電產生火花，管道布局嚴格按照使用規(guī)范布局。同時在氫氧供氣管道上設置快速截斷閥、止回閥，防止點火不成功或閥門失效帶來的危險，在氫氣排氣閥及安全閥出口配置阻燃器，防止排氣時發(fā)生燃燒，排氣管道引到室外安全排放。

閥門設計中的關鍵是氫氧調壓閥。試驗時氫氧管道壓力高，氣源壓力波動范圍大，閥后氫氣流量很小，這就對調壓閥的精度要求很高。為解決這個問題，在氫氧調壓閥前安裝一個減壓閥，以減小調壓閥入口壓力及其波動，氫氧調壓閥采用電動高壓拋物面閥芯低噪聲單座籠式控制閥，由專業(yè)的調壓閥廠家根據(jù)要求進行針對性設計，其閥門調節(jié)精度高、運動速度快，且密封可靠，可以滿足要求。

冷卻系統(tǒng)包括冷卻水池、軟化水裝置及管路閥門等。該試驗平臺需要冷卻的部段有燃燒室、穩(wěn)定段、混氣段、圓方過渡段、噴管段。在冷卻水入口處安裝自來水軟化裝置，管道上還需安裝過濾器，確保主體設備長期安全運行。

圖2 試驗平臺主體設備

3 燃燒室、混氣段、噴管段熱結構創(chuàng)新設計

本試驗平臺單次試驗運行時間長、溫度高，長時間的燒蝕對結構設計帶來了嚴峻挑戰(zhàn)。通過傳熱計算、結構創(chuàng)新設計，完成了燃燒室、混氣段、噴管段的設計，如圖3 所示。

試驗時燃燒室、混氣段、噴管段將產生1 000℃以上的高溫，殼體將承受5.4 MPa 的壓力，而且長時間運行。為保證設備能在高溫高壓下長時間正常運行，需采取特殊熱結構設計及考慮冷卻［7］。

燃燒室采用夾套水冷結構，內殼外壁開縱向水槽，用高壓循環(huán)冷卻水冷卻內殼體，水槽截面尺寸3 mm×3 mm，內殼體最小厚度為1 mm。燃燒室使用1Cr18Ni9Ti 材料，通過傳熱計算，保證內殼體壁溫不高于使用材料的許用溫度值，冷卻水出口溫度不高于80℃，確保設備安全運行。

混氣段采用外殼、夾套、內殼結構型式，截面為圓形，出入口直徑均為160 mm，中間最小直徑僅為24 mm，試驗時此處熱流量最大，若開縱向水槽冷卻，勢必在此處產生大量的熱量，滿足不了要求。為此，特將混氣段采用環(huán)形水槽，同時采用傳熱性能更好的TU1 和H62 材料，再在混氣段后段采用流速高的冷氣體冷卻內部結構，以傳熱計算確定內壁厚度。通過以上措施，解決了混氣段熱結構問題。

噴管段也采用外殼、夾套、內殼結構型式，噴管段截面為方型。由于傳熱需要，內殼材質選用TU1，其焊接性能較差，且此處壓力較高，吸取以前焊接結構帶來的較大變形的教訓，此次內殼采用整體加工成型，在其外壁開環(huán)形水槽。噴管總長300 mm，噴管喉道最小空間為4.94 mm，精度為0.05 mm，整體加工難度較大，擬采用電火花加工，輔以專用刀具，解決加工難題。

圖3 主體設備局部剖視圖

4 試驗平臺調試及分析

試驗平臺建成后，完成了試驗平臺分系統(tǒng)調試、聯(lián)合調試及點火燃燒調試。

4.1 各系統(tǒng)聯(lián)合調試結果

為保證試驗的安全進行及試驗的精準度，在點火試驗前必須先進行聯(lián)合調試，本文重點介紹閥門性能調試和各集氣室、燃燒室壓力調試結果。

由于氫氧的危險性，聯(lián)合調試時利用氮氣代替了氫氣和氧氣，測試了各閥門的性能、動作時間和穩(wěn)定性。調試發(fā)現(xiàn)原來管路中設置的減壓閥穩(wěn)壓性能不好、截斷閥一定程度上會引起氣流的波動等問題，根據(jù)調試結果對管路閥門配置進行了優(yōu)化改造。圖4 給出了氫氣管路的壓力閉環(huán)控制曲線，其中編號為Hp03 的壓力測點值為調壓閥閥后壓力。由于氫氣管路流量很小，調壓閥閥前壓力在4.5～5.0 MPa 之間時，調壓閥開度在20%～80%的范圍內；閥前較小的壓力變化就會引起較大的開度改變，控制難度相對較大，且重復性不太好，但閥后壓力基本能滿足該狀態(tài)試驗的需求。氧氣和空氣管路的壓力控制穩(wěn)定性和重復性要好很多。

圖4 氫氣管路壓力變化

表1 冷調時主體設備壓力值

表1 給出了冷調時主體設備不同位置的設計計算壓力與試驗測試壓力的比較。

可見富氧空氣集氣室和燃燒室的壓力與設計計算值符合較好。造成氫氣壓力波動較大的原因是由于調試條件的限制，替代氮氣氣源不足，壓力下降較快，調壓閥的反應速度無法完全滿足調壓需求。只要試驗時增加氫氣氣瓶數(shù)目，提供充足的氫氣氣源，氫氣的控制精度應該能夠滿足設計要求。

4.2 點火燃燒調試結果

點火燃燒調試是對各系統(tǒng)最嚴酷的考核。開展了多次點火燃燒調試，從調試結果看，流場均勻性較好，下面給出噴管出口馬赫數(shù)為2.5、總壓2.0MPa、總溫1650K 的部分調試結果。

圖5 給出了主體設備上氫氣集氣室（Tfp03）、富氧空氣集氣室（Tfp04）和 燃燒 室（Tfp05）的壓力變化情況。氫氣集氣室的壓力曲線有三個尖峰，第一個尖峰為試驗開始時吹掃氮氣產生的，第二個尖峰為高壓氫氣沖入集氣室產生的，第三個尖峰為試驗結束時吹掃氮氣產生的。點火器在氫氣噴入集氣室前2s 開始工作，氫氣剛進入燃燒室即成功燃燒，主體設備的壓力立即跳躍至燃燒水平。

圖5 主體設備壓力變化

表2 點火調試時主體設備壓力值

表2 給出了點火調試時不同位置的設計計算壓力與試驗測試壓力的比較。

在該次試驗中，主體設備的設計計算壓力與實測壓力偏差比冷調時大，約為5%，可見噴射盤的設計計算方法可靠。

4.3 噴管出口壓力、溫度調試結果

選取噴管出口馬赫數(shù)為2.5 狀態(tài)進行噴管出口壓力、溫度調試。

圖6 給出了噴管出口壓力分布。采用5 點總壓排架測試，排架水平擺放，從左至右依次為測點1、2、3、4 和測點5。由圖可知，出口壓力的波幅為3%左右；與燃燒室壓力相比，出口總壓損失約為0.1 MPa。水平方向上的壓力靠近壁面區(qū)域較高、中心區(qū)域較低，不均勻性約為3%。

圖7 給出了噴管出口的兩點測溫曲線。噴管出口平均溫度約為1 000 K，比燃燒室的溫度降低了約240 K，這是主體設備冷卻水帶走了大量的熱量所致。按照主體設備內壁和冷卻水之間傳熱核算出來的燃燒氣體溫降約為180 K，與測試值比較接近。兩個測溫點將出口截面長度等分為3段，兩點溫度曲線重合，可見出口溫度場均勻性較好。

圖6 噴管出口壓力分布

圖7 噴管出口溫度分布

5 結論

1）試驗平臺是一個由多個分系統(tǒng)組成的復雜系統(tǒng)，且使用氫氧燃燒，危險性很高。調試結果表明，試驗平臺經受了高溫、高壓、氫氧燃燒惡劣工況的考驗。

2）主體設備熱結構及冷卻方案、調壓性能、氫氧管道供給系統(tǒng)安全設計合理，達到了預期設計目的。

3）目前設備已經進入了正常運行階段，流場均勻，運行穩(wěn)定可靠，使用方便，第一期試驗已經圓滿完成。

［1］Xu L，Kyprianidis K G，Gr?nstedt T U J.Optimization Study of an Intercooled Recuperated Aero-Engine ［J］.Journal of Propulsion and Power，2013，29（2）：424-432.

［2］Rued K.Future Trends in Aero Engine Design-New Engine Concepts and Technology Trends ［C］//2003 AIAA/ICAS International Air and Space Symposium and Exposition：The Next 100 Years.2003.

［3］張新宇，陳立紅，顧洪斌，等.超燃沖壓模型發(fā)動機實驗設備與實驗技術［J］.力學進展，2003，33（4）：491-498.

［4］Corporan E，DeWitt M J，Belovich V，et al.Emissions characteristics of a turbine engine and research combustor burning a Fischer-Tropsch jet fuel［J］.Energy &fuels，2007，21（5）：2615-2626.

［5］王楓，李龍飛，張貴田.液氧煤油補燃發(fā)動機噴注器高頻燃燒不穩(wěn)定性的試驗研究［J］.宇航學報，2012，33（2）：260-264.

［6］楊陽，劉偉雄，樂嘉陵，等.直連式脈沖燃燒高溫風洞的設計［J］.西南交通大學學報，2008，43（3）：387-391.

［7］劉長副，鄧明.航空發(fā)動機結構分析［M］.西安：西北工業(yè)大學出版社，2006.