整機條件下主燃燒室參數測量研究

門玉賓，柴 昕，張羽鵬，尹 東

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

0 引言

主燃燒室是航空發動機核心機的主要組成部分之一，其在整機上的表現，直接決定著發動機的性能和試車安全。所以主燃燒室部件不僅需要在部件試驗時進行相關參數的測量，也需要在整機條件下對其主要參數進行測試，以便檢驗主燃燒室部件性能，并對其進行修改和完善。

通常航空發動機整機試車時只測量主燃燒室進口參數，其余部位參數在部件試驗中測量。在整機試驗過程中由于壓氣機出口氣流的擾動，增加了在整機上準確測量的難度，而在零部件試驗中得到的數據又不能完全代表其在整機上的表現[1]。因此需要在整機條件下對主燃燒室參數進行全面、準確地測量。一些先進的測試技術，如：先進激光測試技術包括激光粒子圖像技術（PIV）[2-3]、激光多普勒測速技術（LDV）[4-6]、激光相位多普勒技術（PDPA）[7-9]和以激光為基礎的光譜測量技術等，可以測量發動機燃燒室內的速度場、組分質量分數等，其高精度、易捕捉性是其他測量技術無法比擬的[10]，但由于受試驗條件的限制暫時還無法應用到整機試驗中。在現有水平下，大部分試驗依舊采用比較傳統的壓力和溫度測量方法，在壓力測量方面仍采用探頭布點的方式；示溫漆測量是1種較為準確、快速、可靠而且非常實用的測量技術，被普遍應用于燃燒室部件溫度測量[11]；熱電偶測量技術精度高、應用廣泛，可以測量燃燒室火焰筒壁溫和機匣內外壁溫等多個參數[12-13]，可以得到所測位置的穩態和瞬態數值。

本文運用現階段測量技術，提出了1種適合整機條件下主燃燒室參數測量的方法，并結合試驗結果對數據進行了詳細分析。

1 測量參數

航空發動機主燃燒室部件性能主要包括總壓恢復系數[14]、燃燒效率、燃燒室出口溫度分布系數（FOTDF）[14]和徑向溫度分布系數（FRTDF）等參數。在整機測試中可以通過測量而計算出總壓恢復系數、FOTDF，還可以直接測量與主燃燒室壽命相關的內、外機匣壁溫和渦輪部件相關的2股腔道溫度、壓力等參數。

2 測點分布

在整機試驗中，需要測量主燃燒室部件的參數包括進口總溫T3、總壓P3，出口總溫T4、總壓P4，以及2股腔道溫度、壓力等。具體的測量截面如圖1[15]所示。

圖1 燃燒室分布測試點位置

2.1 燃燒室前段

采用熱電偶和壓力探針技術測量T3、P3，為保證測量精度通常在周圍分布2～3個測點。具體測量位置為圖1中的1，即在整流葉片和擴壓器交界處。

考慮整流葉片尾跡對探頭的影響和測量誤差，本文提出當Ma=0.2~0.3時，實際測量值與燃燒室進口參數之比為0.97~0.98，此外還要考慮壓氣機出口不均度的影響，需要對進口參數進行修正（根據經驗該系數取值為0.99），最終得到燃燒室進口參數為

式中：P3c為進口參數測量值。

2.2 燃燒室中段

采用壓力探針技術測量3股腔道的壓力。在周圍分布2～3處，其中每處均分布了3股腔道的測點，每股腔道角向位置一致，具體測量位置為圖1中的2～4，分別為中、內、外環腔。根據測得的中、內、外環腔壓力，并考慮3股腔流量的比例分配進行加權平均，得到擴壓器出口壓力為

式中：η 為流量百分比。

2.3 燃燒室后段

主要測量火焰筒的P4、T4，具體測量位置為圖1中的8。

考慮整機試車條件，壓力和溫度測點無法在燃燒室部件上固定，因此將引線穿入高壓渦輪導向葉片，使其正對燃燒室火焰筒出口腔道；考慮出口溫度測點數無法與部件試驗數相比，因此在局部位置根據部件試驗的情況，對溫度較高的出口溫度區域加密布置引線測點，測量燃燒室出口的溫度分布。根據對上述所測參數數據分析基本可以評估燃燒室出口溫度場；在壓力損失方面，以P3、P4測點角向位置對應的點為主要計算依據，并結合其他壓力測試點數值分析計算，減少了周向不均勻而造成的誤差。測點分布如圖2所示。

最后在燃燒室機匣上，通過噴涂示溫漆和安裝熱電偶的方法也可以得到機匣溫度分布數據，位置為圖1中的5。

圖2 P4和T4測試點分布

3 試車數據結果與分析

通過整臺發動機試車，得到了主燃燒室部件在不同狀態下的壓力和溫度數據，繪制成曲線分別如圖3、4所示。

圖3 壓力損失與發動機轉速變化曲線（α 為無量綱常數）

圖4 FOTDF與發動機轉速變化曲線（β 為無量綱常數）

從圖3中可見，總壓損失隨著發動機轉速的提高而逐漸增加，其中擴壓器損失隨著發動機轉速的提高所占的損失比例減小，火焰筒損失所占的比例逐漸增大。這是由于發動機轉速越高，火焰筒內燃燒室熱負荷越大，隨之產生的熱阻損失就越大，進而導致擴壓器損失所占的比例減小。

從圖4中可見，隨著發動機轉速的提高，燃燒室出口溫度場分布系數（FOTDF）比例逐漸減小，說明出口溫度隨著發動機轉速的提高而趨于均勻。

此外，在部件試驗中測得的FOTDF和整機測試結果相當，并沒有由于在地面進行整機試驗而變大。結果表明：在燃燒室結構一致，進出口參數相當時，類似結構的燃燒室可以用部件試驗中獲得的FOTDF來代替地面整機參數。

主燃燒室內、外環腔中的壓力隨發動機轉速的變化曲線如圖5所示。從圖中可見，內、外環腔的壓力恢復都隨著發動機轉速的提高而增大，分析認為這是由于擴壓器后2股腔道內的損失只有沿程損失，而其隨溫度和壓力的變化相對較小所致。

圖5 內、外環腔壓力與發動機轉速變化曲線（γ 為無量綱常數）

主燃燒室內、外環腔的溫度隨發動機轉速的變化曲線如圖6所示。從圖中可見，內、外環腔的溫度比例系數都隨發動機轉速的提高而增大，這是因為隨著發動機轉速的提高，火焰筒內的溫度升高，其對外的輻射也增大，造成內、外環腔的溫度略高于進口溫度所致。

圖6 內、外環腔溫度與發動機轉速變化曲線（μ 為無量綱常數）

從圖5、6中比較可見，外環腔的壓力恢復系數和溫度比例系數均高于內環腔的，即外環腔的壓力和溫度均高于內環腔的，經分析得出這與實際發動機燃燒室的結構形式有關。該發動機主燃燒室為環形燃燒室，外環腔道比較流暢，腔道面大；而內環腔道由于結構轉接和引氣方面的需要其結構形式相對復雜，腔道面積小，從而增加了流動損失，影響了氣體對流換熱和受到火焰筒壁輻射的效果，導致內環腔的壓力和溫度都比外環腔的低。

燃燒室外機匣通過示溫漆判讀的局部如圖7所示，在不同轉速下燃燒室外機匣壁溫沿程變化曲線如圖8所示。在較高轉速時，熱電偶和示溫漆測量結果基本一致，說明試驗中測量的數據基本可靠，沒有發生發動機漏氣等現象，對測量精度沒有造成不良影響。

圖7 燃燒室示溫漆局部

圖8 燃燒室溫度沿程變化曲線（λ 為無量綱常數）

從圖8中可見，在3種狀態下燃燒室外機匣壁溫變化規律基本一致，都是在機匣的中前段存在1個最高點，分析認為此處為火焰筒對機匣輻射最大的位置，由于整個機匣受到的對流換熱影響相當，而機匣前后部分受到的輻射強度不一致，影響了機匣溫度梯度規律。

4 結論

（1）本文通過研究適用于整機的燃燒室測量，得到了1種比較完整并能夠在整臺發動機上對主燃燒室進行測量的方法，可操作性很強。通過整機試車數據分析驗證，測量結果能夠基本準確地反映主燃燒室的狀態。

（2）通過試車試驗，得到了此結構形式的主燃燒室主要參數包括壓力損失和FOTDF的曲線。該總壓力損失隨著整機轉速的提高而增大，而擴壓器的壓力損失所占比例隨著整機轉速的提高而減小，而火焰筒損失所占比例則相應增大。

（3）測得了此結構形式的主燃燒室內、外環腔溫度和壓力數據。內、外環腔的溫度、壓力都隨著整機轉速的提高而增大，而且內、外環腔道的溫度均略大于主燃燒室進口溫度。

（4）通過測得此結構形式的主燃燒室機匣壁溫，得到了不同轉速下機匣的溫度梯度規律，表明在機匣的中前段存在1個最高溫度點。

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