先进加力燃烧室设计研发.docx

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1、先进加力燃烧室设计研发目录1 .先进加力燃烧室与传统燃烧室在设计和研发上差异12 .先进加力燃烧室设计研发内容42.1.火焰稳定器42.2.燃油喷射42.3.火焰稳定设计52.4.值班火焰稳定器及点火设计52.5.动态不稳定性的研发52.6.试验台建设62 .7.加力燃烧室衬套冷却设计73 .8.加力燃烧室稳身要求74 .巡航导弹加力燃烧室与战斗机加力燃烧室的差别85 .未来发展及研发86 .结束语91.先进加力燃烧室与传统燃烧室在设计和研发上差异新一代先进航空发动机燃烧技术不断发展突破，先进航空发动机燃烧室与传统燃烧室相比，设计和研发差异主要体现在以下几个方面：新一代先进加力燃烧室以高油气比

2、军用燃烧室和低污染燃烧室为代表。在先进加力燃烧室出现之前，出现过两代燃烧室，现在的先进加力燃烧室可以称作第三代。第一代燃烧室大致上出现于20世纪40年代末到70年代之间，其压比大约为10,采用的是空气动力学扩压器(aerodynamicdiffuser)、双油路离心压力雾化喷嘴或双油路喷嘴，其燃烧区为富油燃烧区，冷却为波纹板冷却带，火焰筒上有主燃孔，主燃孔进来的空气与头部进来的空气共同形成一个大的回流区，有掺混孔，主要形式是环管燃烧室。其典型的代表有国内的WP6发动机燃烧室和美国的J79发动机燃烧室。第二代燃烧室出现于20世纪70年代至20世纪末，其典型的压比约为20,采用短突扩扩压器和成膜式

3、空气雾化喷嘴，主燃区设计为接近化学恰当比，冷却设计为机械加工的冷却环带。这个年代的燃烧室为短环型燃烧室，燃烧主要是扩散燃烧，典型代表有RB211燃烧室和CFM56燃烧室。当今先进加力燃烧室为第三代燃烧室，其发展始于21世纪开始，其压比大于30。第三代燃烧室又分为低污染燃烧室（前两代没有）和高油气比燃烧室，在高油气比燃烧室前有常规燃烧室向高油气比过度的燃烧室，如F-119燃烧室（油气比为0.038）。需要说明的是现在的燃烧室中还有不是低污染的燃烧室，也有不高油气比的燃烧室。第三代燃烧室的头部进气占了整个燃烧空气很大的百分数，燃烧空气全部由头部进来；没有主燃孔，可以有掺混孔，也可以没有掺混孔。由于

4、燃烧空气全部由头部进气，所以燃烧区的空气动力学完全由头部进气所决定。与前两代燃烧室只有一个燃烧区不同，第三代燃烧室有副油燃烧区和主油燃烧区两个燃烧区。第三代燃烧室可以有预混、预蒸发、预混和、直接混合的燃烧设计，也可以是其中几个的组合设计。对第三代燃烧室，总的来说扩散燃烧不占主导地位，空气动力学一般设计为低旋流。对1PP低污染燃烧室来说，要特别注意燃烧不稳定性问题。对其它方案，要设计火焰脱开头部（底板）一小段距离，这对头部的冷却有好处。第三代燃烧室仍然有中心回流区，由副模空气形成，其大小比前两代要小。第三代燃烧室冷却采用发散小孔冷却，多层孔板和瓦块式已被淘汰。第三代燃烧室中，成膜式空气雾化喷嘴已

5、经不占主导，取而代之的是副油路喷嘴是采用单油路的离心压力雾化喷嘴，主油路喷嘴采用横向气流直射喷嘴。第三代燃烧室扩压器仍然与第二代燃烧室相同，这方面还没有出现重大变化。西工大的燃烧团队研发的空气分配器式的燃烧室有效果，但还没有结论性的成果。把扩压器的功用以及头部上游及火焰筒上游，从扩压器到火焰筒之间的上方流场的空气分配的作用两个结合起来。这个基本概念是正确，还有待进一步研发。先进加力燃烧室的设计研发是从以前的常规燃烧室演变过来，主要的变化由一个因素引起，即无论是低污染燃烧室还是高油气比燃烧室都需要大大的增大燃烧空气百分数，尽管两者的目的和意义并不一样。对于低污染燃烧室来说增大燃烧空气百分数是降低

6、大工况下燃烧区的温度来降低NOx,而对于高油气比燃烧室来说增大燃烧空气百分数是不希望在100%工况下出现富燃和冒烟的状况，是为了控制冒烟。这一因素带来的燃烧室设计上的一系列变化，也带来试验研发上的变化：1）由于增大燃烧空气百分数，不可以再用主燃孔来输送燃烧空气，燃烧空气都要从头部进入，这就使得燃烧区的空气动力学完全由头部空气模的设计来决定。2）大量增加燃烧空气百分数，火焰筒横截面积要变大，否则在火焰筒没有燃烧时的空气马赫数太高，会大大的增加总压损失，简单的说就是火焰筒要胖一些。3）大量增大燃烧空气百分数，如果还采用常规燃烧室设计，必定带来慢车贫油熄火问题。因此需要把以前主油富油混在一起的,燃烧

7、区分开，分为副油燃烧区和主油燃烧区，而且两个燃烧区要相对独立。4）副油喷嘴要在低流量、小状态、喷嘴液压降较低的情况下保证雾化好，必然采用单油路离心压力雾化喷嘴，不可能采用成膜式空气雾化喷嘴。5）主模喷嘴也不能采用成膜式空气雾化喷嘴。采用成膜式空气雾化喷嘴带来喷嘴尺寸太大，对机匣的强度不利。现在主油采用直孔喷射，在横向气流里面有没有预混模情况下也都是直孔。6）燃烧空气大大增加必定影响到冷却空气减少，对于低污染燃烧室要限制冷却空气还有另外一点考虑，那就是冷却空气太多了会影响CO,这样使得冷却必须要改进来提高冷却的有效性，曾经有人试过多层多孔板和瓦块式，结果都不好。冷却研究的最重要结论是冷却空气要贴

8、壁，这样用发散小孔冷却比较好，西工大燃烧团队研发的切向进气发散小孔冷却经过试验已经证明冷却效果最好。7）副模与主模分开，副模空气与主模空气也不要混在一起形成一个大的先进加力燃烧室与传统燃烧室在设计和研发上差异回流区，这就要采取低旋的模式使副模空气不要和主模空气一起旋，这也可有效地减少低污染燃烧室的振荡燃烧。8）火焰筒上游的流场设计也必须有所改变，即从扩压器出口到火焰筒上方之间的流动控制。这是由两方面引起的8.1） 第一、冷却空气减少了，就要更精确的保证冷却空气数量，同时进入了副模和主空模的空气量也要准确控制，关于这方面的设计方案尚未有结论。8.2） 第二、由于压气机出口马赫数的增大（已有高达0

9、.38的），扩压器的总压损失急剧增大（其与扩压器进口马赫数平方成正比）。这个因素使得现在的先进加力燃烧室的总压损失系数还要控制在5%以内非常之难。现在的设计着还集中于改进短突扩压器来解决这个问题，前面描述的空气分配式扩压器有可能是解决方案之一。先进加力燃烧室在设计方面的变化导致其在试验研发上也有很大不同。由于先进加力燃烧室的燃烧空气全部由头部进入，没有主燃孔，燃烧区的空气动力学完全由头部的空气模确定。这样在试验和研发时，单管燃烧室试验的重要性就大大提高了，燃烧室的基本性能问题都可以在单管燃烧室上研究并得以解决。这样就涉及到初步设计的定义和初步设计研发的内容有所改变，在初步设计阶段，在单管燃烧室

10、上基本的燃烧问题都得以解决，然后才进入详细设计阶段和全环燃烧室设计阶段。这是燃烧室试验研发上一个非常大的变化，就是说单管燃烧室重要性大大增加。由于过去我们都是仿制，不需要从单管燃烧室开始，所以对单管燃烧室在先进加力燃烧室设计中的重要性认识远远不足。总之先进加力燃烧室的设计与研发完全进入了一个新的阶段，设计研发者和管理者需要要有一个新的理念、思路和规划。2.先进加力燃烧室设计研发内容2.1.火焰稳定器作者曾对不同形式的火焰稳定器进行过研究，特别研究了V型槽与旋流器的组合，但结果很不理想。带旋流器之后火焰稳定性没改善多少，而总压损失加大。考虑到前面提及的，对现今加力燃烧室，火焰稳定不是大问题，而减

11、少总压损失很重要，表明这样的研究方不对了，但中心旋流器的值班火焰稳定器是一个可取方案。总的说，仍是V型槽方案，只是细长体顶角、直线段长度、喷油点位置、“裙边”角度等要取最佳化。而火焰稳定器本身是两层壁的结构，引风扇冷空气对火焰稳定器前端冲击冷却，冷却空气流过夹层，在稳定器后端排出。2.2.燃油喷射总的来说，仍然是喷油杆的直孔多点喷射，但是有所不同：第一，喷油杆并不暴露于热气流中，而是沉浸于V型槽内的冷空气中。由于这一点带来设计上的限制：显然要以径向火焰稳定器为主。因为径向火焰稳定器可以将风扇冷却空气引入V型槽；同时喷油杆的数目势必等于径向V型槽的数目（不可能一个V型槽中伸两个喷油杆）；为了增大

12、喷射点的数目（多点喷射的特点），显然要从火焰稳定器两侧喷出；喷射方向基本上与表面垂直（或成一个较大的斜角），也与跨流近乎垂直。喷射点的间距，喷射孔径、喷射角度、喷射点轴向位置使设计变量。其中间距和孔径最关键。间距过大，会在稳定器下游形成单个的油雾及油蒸汽射流而中间夹带没有油汽的来流；如间距太小，又会带来喷嘴压力降过低，使油雾的穿透很不够。第二，直孔跨流的多点喷射有一个很大特点：油射流的穿透随压力降很大的变化。近似估计在飞到包线左上角时，如果燃油穿透只有IOmm,那么到飞行包线右下角，燃油穿透可以超过35mm。这样穿透很少时，有部分燃油贴在“裙边”上；而穿透过度，使燃油不能进入到回流区中去。这一

13、问题在“短配合”的加力燃烧组上会十分严重。设计上最主要的措施是将简单直孔喷射改为直孔同轴空气雾化，同轴雾化空气会使穿透深度随喷嘴压力降的变化显著减少。2. 3.火焰稳定设计研究表明：高的进口温度和低的氧浓度合在一起，其净效应是使化学反应时间缩短，有利于火焰稳定。但“短配合”带来的油气不均匀性不利于火焰稳定。同时低温而“富氧”的冷却空气排入稳定器回流区，也会影响火焰稳定。研究表明，如果冷却空气温度在500K以上，那么加入冷却空气使化学反应时间缩短，即是有利的。在火焰稳定设计上最终是要解决稳定器“裙边”的角度及“裙边”的宽度。这显然与堵塞比及总压损失有很大关系，其中关键的一点是：“裙边”的宽度，沿

14、着径向火焰稳定器往外走，不一定是等宽度的设计。3. 4.值班火焰稳定器及点火设计对于先进加力燃烧室，采用中心值班火焰稳定器比较合适。应该设计为一个尺寸较小的有旋流器的小燃烧室结构，带点火器。由值班火焰稳定器到径向火焰稳定器的结合，是一技术难题。4. 5.动态不稳定性的研发尽管高的进口温度使燃烧不稳定问题有所减弱，但两个因素使先进加力燃烧室的振荡燃烧仍然会是一个问题:9）加力燃烧室单位体积能量释放率在增大；10）由于尺寸变大，自振频率降低，阻尼装置的有效性降低。对加力燃烧室的研发来说，最大的困难是试验台的试验不能重现发动机上全尺寸加力的振荡燃烧。因为它与声学边界条件密切相关。这样问题实质变成：先

15、进加力燃烧室的试验台研发怎么进行。2. 6.试验台建设过去加力燃烧室试验研发已经证明：1）缩尺模型（无论遵循什么准则）这一方案不可行；2）扇形段实验也不行，因为其燃烧与全尺寸的加力差别太大；3）要上全台发动机去做加力调试太费钱，也太费时，而且研发进度上不协调，遗憾的是，就算是在发动机上调试，也无法进行全部的实验。这样提出两个问题：第一：怎么设计一个小尺寸、小流量的试验台进行基本的加力燃烧的研发（可以大量试验又可用）。“中心部分”加力燃烧试验件的基本结构与尺寸和全尺寸加力燃烧室的“中心部分”完全一样，其流量为全尺寸加力燃烧室的四分之一。由于其结构、尺寸与全尺寸加力的“中心部分，一模一样，又由于火

16、焰筒衬套的冷却方式特别，因而其空气动力学以及燃烧是一样的。至少其点火、火焰稳定、总压损失、燃烧效率，在进口温度、进口氧浓度、进口M数完全一样下，和全尺寸加力可以做到非常的一致。这种小尺寸加力试验台的上游采用一个高油气比燃烧室做燃气发生器（S1aVeCombustorJo其燃烧产物的氧浓度及燃气组织完全符合实验的要求。在高油气比燃烧室下游加一个水冷热交换器，模拟涡轮的焰降。这样加力进口温度、氧浓度、M数完全真实模拟。而冷却空气由试验台空气经过间接加热器来单独模拟，这样的加力燃烧“中心部分”试验台有很大用处。只是振荡燃烧还是跟全尺寸的加力不一样，需要全尺寸加力燃烧试验。第二，需要全尺寸的加力燃烧室试验台。这个试验台与上述小尺寸试验台相类似。前方有高油气比全环形燃烧室做气体发生器，中间有水冷换热器模拟涡轮焰降。以此达到加力进口温度、