一種小型發(fā)動機燃燒室冷卻方式對出口溫度場的影響

代 威,夏東坤,張 雯,蔡 昱,張 弛

(1.中國運載火箭技術研究院研究發(fā)展中心， 北京 100076； 2.北京航空航天大學能源與動力工程學院 航空發(fā)動機氣動熱力國家級重點實驗室， 北京 100191)

主燃燒室是燃氣渦輪發(fā)動機的核心部件之一，燃燒室位于壓氣機和渦輪之間，其功能在于將燃油和空氣按照不同比例混合燃燒提供熱能，然后由渦輪和尾噴管部件將其轉換為推進的能量。燃燒室是發(fā)動機核心機三大部件之一，其好壞直接關系到發(fā)動機的工作與性能，因此研制出一種燃燒效率高、流動阻力小、工作狀態(tài)穩(wěn)定、點火可靠、壽命長、低污染排放、出口溫度高且分布合理的高熱容、高性能燃燒室是當今發(fā)動機研制中一項十分重要的任務。大量實驗研究表明渦輪葉片的壽命在很大程度上取決于燃燒室的出口溫度分布品質，改善出口溫度分布可以大大提升發(fā)動機的性能。

燃燒室為渦輪提供高溫燃氣，其出口溫度品質直接影響渦輪性能和使用壽命[1]。因此在設計燃燒室時，既要限制出口溫度的平均值，也要滿足給定要求的溫度分布[2]。燃燒室中影響出口溫度分布的因素很多，為取得更均勻的出口溫度分布，國內外學者進行了許多研究。彭云暉[3]、胡好生等[4]采用改進燃燒室頭部的方法獲取更均勻的出口溫度場。另外，用數(shù)值模擬的方法預估出口溫度分布，可以節(jié)省試驗時間和經(jīng)費，成為了許多學者的研究重點[5-8]。國外有學者采用主動控制[9]的方法，調整燃燒室出口的溫度分布系數(shù)。

燃燒室的性能直接關系到整個燃氣輪機的工作效率和可靠性，其內部的火焰筒所受的機械應力與燃氣輪機其他部件相比雖然很小，但火焰筒壁面由于受到高溫輻射和高溫燃氣的直接沖刷，成為燃氣輪機內部溫度最高、使用壽命最短的部件[10-11]。為了確保火焰筒使用壽命的要求，對火焰筒的要求是溫度分布均勻不能有局部熱點，即火焰筒的最高壁溫和壁溫梯度必須控制在火焰筒材料的許用溫度范圍內。因此在實際應用中必須采取一些方法將高溫燃氣傳遞給火焰筒的熱量通過對流換熱和輻射傳遞給環(huán)腔空氣和機匣，確保火焰筒的壁溫在材料穩(wěn)定工作的溫度范圍內。

為了能夠在確保火焰筒壁面正常工作的同時也能獲得滿足要求的出口溫度場，需對有限的冷卻空氣作合理的冷卻設計，這是燃燒室設計的關鍵。不同冷卻方式的冷卻效率是不同的，同時對燃燒室出口的影響程度也是不同的，壁面冷卻空氣會引起壁面附近氣流溫度偏低，導致出口徑向溫度分布不均勻，如何合理的選擇冷卻方式并進行合理的設計是燃燒室設計的關鍵問題。

目前常用的冷卻方式主要有常規(guī)的氣膜冷卻方式和沖擊/發(fā)散的復合冷卻方式。

1) 氣膜冷卻方式

將熱量從火焰筒帶走的方法很多采用在火焰筒內壁形成一層冷卻氣膜。氣膜冷卻的定義是冷卻氣流通過一定數(shù)量的環(huán)形縫隙沿軸向噴出，在火焰筒內壁和燃氣間形成一層保護氣膜。該冷卻氣膜隨著冷卻氣流與主流燃氣的湍流摻混逐漸衰減。因此實際使用中在40～80 mm的距離就要重新布置一道氣膜。

氣膜冷卻的主要優(yōu)點是可以承受高壓力和高溫熱應力工作幾千小時。而且冷卻縫槽在減輕重量和機械強度上都使火焰筒得到加強。但主要缺點是壁溫不均勻。在冷卻氣膜出口位置溫度最低，在接近下一道氣膜出口時溫度最高。常用的氣膜冷卻結構如圖1所示。

2) 復合冷卻方式

沖擊/發(fā)散的復合冷卻裝置由兩層壁組成，外壁為沖擊壁，分布有眾多垂直于壁面的小孔，內側為多斜孔壁，壁面上分布有與壁面成一定角度的小孔。圖2為雙層壁結構示意圖，圖3是沖擊孔和多斜孔排列的相對位置示意圖。

冷卻氣流從沖擊壁上的小孔噴射出來，沖擊多斜孔壁冷側，形成沖擊冷卻。由沖擊孔噴射出來的冷卻空氣在沖擊點向四周貼壁流動，進入多斜孔，然后噴射在多斜孔壁燃氣邊形成氣膜，保護多斜孔壁燃氣邊。

該冷卻方式提高總冷卻效率及降低溫度分布梯度的技術途徑是：沖擊壁承受機械載荷，多斜孔壁承受熱載荷，承熱和承力分開，以提高火焰筒使用壽命；充分利用沖擊冷卻換熱系數(shù)高的特點；多斜孔與壁面傾斜，增加了內對流換熱面積。另外，發(fā)散孔入口處的附面層抽吸作用也加強了換熱；恰當?shù)碾p層壁間壓力降分配可以使多斜孔壁熱側氣膜貼壁良好，形成全氣膜保護。

目前對于燃燒室冷卻技術[12]以及冷卻結構的諸因素影響規(guī)律[13]和冷卻特性進行了大量的數(shù)值模擬和實驗研究[14-20]，但壁面冷卻方式對于燃燒室出口溫度分布影響仍缺乏理論研究和試驗驗證。

本文主要研究一種小型發(fā)動機在具有相同的主燃區(qū)、燃燒區(qū)的回流燃燒室中考察氣量分配最高的彎曲段外壁的冷卻特性以及不同冷卻方式對燃燒室出口溫度分布的影響。通過在模擬設計點工況下的溫度分布試驗對比分析大彎管壁氣膜冷卻及沖擊/發(fā)散冷卻對出口溫度型的影響趨勢，為未來燃燒室的氣動熱力設計提供工程指導。

1 試驗設計

為得到旋流杯燃燒的下游溫度場以及旋流杯間的影響效果，試驗燃燒室為三頭部矩形回流燃燒室，其采用了典型的燃燒組織形式，包括頭部旋流杯、主燃孔、摻混孔，流量分配分別為16%、20%和30%，三頭部回流燃燒室的結構示意圖如圖4。頭部旋流杯會產生低速回流區(qū)以達到穩(wěn)定燃燒的作用，燃油通過壓力霧化噴嘴供入后利用兩級旋流空氣充分霧化燃燒。本試驗采用的旋流杯由斜切孔+徑向葉片式兩級旋流器組成(見圖5)，試驗時盡量保證三個頭部的旋流器有效面積一致，試驗前對旋流杯進行有效面積標定測試，三個旋流杯的有效面積最大偏差控制在2%以內。燃油選擇RP-3航空煤油，試驗使用的三個噴嘴燃油流量相對偏差分別為0.7%、0.5%和1.1%，能夠保證三個頭部供油量一致，使得燃燒室各頭部的燃燒強度一致，有利于分析出口溫度分布的均勻性。圖6顯示了試驗過程中頭部燃燒火焰。

主燃孔和摻混孔進氣能夠補充頭部燃燒空氣量以及調控燃燒室內部的熱區(qū)分布，主燃孔和摻混孔的布置如圖7所示，均采用簡單平圓孔內外環(huán)對孔設計。火焰筒壁面冷卻的設計包括頭部端壁冷卻、燃燒區(qū)冷卻、摻混區(qū)冷卻，除了大彎管壁面選擇不同冷卻結構之外，其他壁面均采用縫槽氣膜冷卻形式，冷氣膜能夠有效地將火焰筒壁與高溫燃氣隔離，保證壁面不被燒蝕。

本文研究對象為獨立的縫槽氣膜冷卻以及沖擊/發(fā)散冷卻，考察大彎管冷卻方式對燃燒室出口溫度分布的影響，兩種不同結構的彎管壁方案如圖8所示。根據(jù)燃燒室整體設計參數(shù)，大彎管壁的冷卻氣量分配為11.02%，不同冷卻方案下大彎管壁冷卻流量分配都以整體設計值為準，在試驗時只需更換不同冷卻方案的大彎管壁即可改變方案。

對于氣膜冷卻方案，大彎管壁采用三道縫槽，由于彎段氣流溫度隨沿程距離的增加而降低，因此氣量分配從上游至下游分別為4.5%、4%、2.52%，設計參考截面為摻混孔下游起點，通過在縫槽壁面布置單排不同孔徑的冷卻孔調整每道氣膜的冷卻氣量。氣膜冷卻結構設計參數(shù)如表1所示。

表1 氣膜冷卻結構設計參數(shù)

對于沖擊發(fā)散冷卻方案，大彎管壁采用沖擊+多斜孔的形式，內外壁厚度均為0.8 mm，縫高0.8 mm，沖擊壁和發(fā)散比的孔數(shù)比為1，火焰筒壁總壓降為3%，沖擊壓降占火焰筒壁總壓降的比值為0.5，沖擊孔和發(fā)散孔的直徑均為0.8 mm。通過雙層壁當量面積和當量流量系數(shù)的定義，對雙層壁有效面積進行調整，將流量分配調至目標設計值11.02%。沖擊發(fā)散冷卻的冷卻孔分布規(guī)律如圖8(b)所示，為保證大彎管段起始冷卻效率，將大彎管段開孔部分分為三部分，開孔規(guī)律由密至疏，各部分開孔結構參數(shù)如表2所示。

表2 沖擊發(fā)散冷卻結構設計參數(shù)

出口溫度分布試驗在三頭部燃燒室試驗件上進行，因此采用多支測溫耙是不現(xiàn)實的。為盡可能多地采取燃燒室出口平面溫度值，采用一維移動機構，只需一支測溫耙即可完成出口二維平面的溫度場測量。

由于出口通道高度較小，通道高度為24 mm，測溫耙采用徑向5點均布，測點位置分別為2 mm，7 mm，12 mm，17 mm，22 mm，測量寬度范圍為三頭部矩形燃燒室的中間部分，每3.5 mm測量一次，直至完成182 mm的測量寬度，共測量52列溫度值，即5×52=260個溫度點，如圖9所示。采用接觸式測量方法，測點為B型熱電偶，測溫范圍為1 000～1 800 K。

出口溫度分布實驗選擇在常溫常壓條件下模擬設計點工況，保證燃燒室壓降。燃燒室實驗的模擬設計點參數(shù)如表3所示。

表3 出口溫度分布試驗參數(shù)

比較兩個方案在模擬設計點的熱點指標及平均徑向溫度分布系數(shù),作為衡量出口溫度分布品質的標準。目前常用的溫度分布指標有：熱點指標(Pattern Factor)和平均徑向溫度分布系數(shù)(Profile Factor)。

熱點指標：是指燃燒室出口溫度分布中任意一點溫度最大值超出平均值的量與溫升之比，稱為出口溫度分布系數(shù)。

平均徑向溫度分布系數(shù)：燃燒室出口平均溫度沿周向平均溫度與出口燃氣平均溫度之差與進出口燃氣平均溫度之比，用于對渦輪壽命影響的一般性評估。

2 試驗結果及分析

通過調節(jié)燃油和空氣流量使兩次試驗的進口空氣壓力、溫度以及燃燒室溫升基本一致，氣膜冷卻時的熱點系數(shù)為0.169 7，沖擊發(fā)散冷卻時的熱點系數(shù)為0.152 8。圖10為兩種不同大彎管冷卻結構的燃燒室出口溫度分布云圖，云圖中采用了相同的溫度標尺以便于溫度場比較，圖11為燃燒室出口平均徑向溫度分布系數(shù)方案對比圖。

通過出口溫度分布云圖和平均徑向溫度分布系數(shù)對比可以看出，兩種方案下的燃燒室出口溫度分布場十分相似，均呈現(xiàn)三個明顯的熱區(qū)與三個頭部相對應，但熱區(qū)出現(xiàn)的位置并不在頭部的正下游，而是出現(xiàn)了展向上的偏移，這可能是由于頭部旋流空氣與主燃孔射流和摻混孔射流的相互作用造成的。采用沖擊發(fā)散冷卻方案沿徑向和展向更加均勻，溫度梯度小，貼近壁面的溫度與熱區(qū)中心之間過渡平緩，而且熱區(qū)中心溫度也比氣膜冷卻方案略低，說明出口氣流在徑向和展向均有更加優(yōu)異的擴散性。這可能是因為氣膜冷卻在燃氣與壁面之間形成了一道氣膜，氣膜冷卻氣在出射起始段緊貼火焰筒壁面流動，隨著流動沿程距離的增加，氣膜逐漸與壁面分離，冷卻氣向流道中心擴散，與高溫燃氣在徑向上的擴散方向相反，導致高溫燃氣的擴散性變差，熱量無法向火焰筒壁充分擴散，因此導致熱區(qū)溫度高且溫度梯度大。而沖擊發(fā)散冷卻使壁面冷卻氣均勻分布到壁面，不會產生局部面積的冷卻氣量過高，能夠保證冷卻氣高效利用，同時發(fā)散壁的開孔方向為30°，能夠使冷卻氣緊貼壁面，不影響高溫燃氣在整個流道內的熱量擴散。

3 結論

本文通過實驗研究了采用縫槽冷卻和沖擊發(fā)散冷卻方案的大彎管壁對燃燒室出口溫度分布的影響，通過比較兩種方案的出口溫度分布云圖以及出口平均徑向溫度分布系數(shù)圖可以看出，兩種方案的出口溫度分布都符合燃燒室出口溫度的一般規(guī)律，而采用沖擊發(fā)散冷卻方案使冷卻氣緊貼壁面，不影響高溫燃氣在整個流道內的熱量擴散，使燃燒室出口溫度分布沿周向更加均勻，且有較低的熱點，這對于未來的回流燃燒室設計提供了方向性的指導。

未來作者將著重研究回流燃燒室彎曲流道中的摻混問題，研究影響大曲率空間中摻混橫向射流與壁面冷卻射流的耦合規(guī)律，總結歸納經(jīng)驗關系準則。

[1] LEFEBVRE A H.Gas Turbine Combustion [M].2nd ed.Philadelphia:Taylor & Francis,1998.

[2] 胡正義.航空發(fā)動機設計手冊第九冊[M].北京:航空工業(yè)出版社,2000.

[3] 彭云暉,林宇震,劉高恩.三旋流器燃燒室出口溫度分布的初步試驗研究[J].航空動力學報,2007,22(4):554-558.

[4] 胡好生,趙堅行,鐘建平,等.一種新穎的燃燒室出口溫度場調試方法[J].航空動力學報,2007,22(8):1222-1226.

[5] 吳超,徐讓書,蒲寧，等.某型航空發(fā)動機燃燒室出口溫度場數(shù)值模擬[J].沈陽航空工業(yè)學院學報,2009,26(2):1-4.

[6] 丁國玉,何小民,金義，等.主燃區(qū)出口特征影響出口溫度場性能的數(shù)值研究[J].航空發(fā)動機,2012,38(4):17-21.

[7] CROCKER D S,SMITH C E.Numerical investigation of angled dilution jets in reverse flow gas turbine combustors[R].AIAA-94-2711,1994.

[8] MARTINO P D,CINQUE G,COLANTUONI S,et al.Experimental and computational results from an advanced reverse-flow gas turbine combustor[R].AIAA-95-2999,1995.

[9] McMANUS K,LO E.Adaptive closed-loop system for control of combustor pattern factor[R].AIAA Paper 96-0843,1996.

[10] 周蕊燕,賈譯鈞.淺析航空燃燒室及其發(fā)展趨勢[J].山東工業(yè)技術,2016(5):214.

[11] 商體松,趙明,涂冰怡.航空發(fā)動機燃燒室冷卻結構的發(fā)展及浮動壁結構的關鍵技術[J].航空工程進展,2013,4(4):407.

[12] 顧銘企.航空發(fā)動機燃燒室技術展望[J].航空科學技術,1994 (1):40-44.

[13] 王磊,張靖周,楊衛(wèi)華,等.沖擊/發(fā)散冷卻氣膜冷卻效率的實驗研究[J].工程熱物理學報,2007(z2):97-100.

[14] 李廣超,曹喜峰,劉永泉,等.吹風比對層板外部氣膜冷卻特性的影響[J].熱力發(fā)電,2015 (9):43-47.

[15] 李少華,劉利獻,徐婷婷.入射角和射流孔位置對氣膜冷卻的影響[J].東北電力大學學報,2007,27(1):1-5.

[16] 汪濤,索建秦,梁紅俠,等.火焰筒切向進氣發(fā)散小孔冷卻數(shù)值模擬[J].航空動力學報,2011,26(5):1052-1058.

[17] 李彬,吉洪湖,江義軍,等.燃燒室壁沖擊-逆向對流-氣膜冷卻特性的數(shù)值研究[J].航空動力學報,2007,22(3):365-369.

[18] 李繼保,陳永剛.摻混段壁面冷卻空氣對出口溫度分布影響分析模型[J].燃氣渦輪試驗與研究,1997(03):12-14.

[19] 曹俊,熊純,楊衛(wèi)華,等.回流燃燒室彎曲段沖擊擾流柱+逆向對流+氣膜冷卻效率[J].南京航空航天大學學報,2011,43(2):178-183.

[20] 趙夢夢,張弛,林宇震,等.彎曲多孔壁不同傾斜角氣膜孔整體氣膜冷卻效率研究[J].航空動力學報,2007,22(2):210-215.