渦輪間燃燒室貧油熄火特性的試驗研究

宋雙文，胡好生，王梅娟，陳劍

（中航工業航空動力機械研究所，湖南株洲 412002）

渦輪間燃燒室貧油熄火特性的試驗研究

宋雙文，胡好生，王梅娟，陳劍

（中航工業航空動力機械研究所，湖南株洲 412002）

宋雙文（1966），男，博士，自然科學研究員，主要從事航空發動機燃燒室設計與試驗工作。

以應用于某渦軸發動機的渦輪級間燃燒室為研究背景，設計并加工多方案3頭部渦輪級間燃燒室試驗件，試驗研究了主流馬赫數、主流溫度、凹腔深寬比和凹腔后體高度變化對其貧油熄火性能的影響。試驗結果表明：貧油熄火余氣系數隨主流馬赫數的增大而減小，隨主流溫度的升高而增大,但主流溫度的變化不如主流馬赫數變化對貧油熄火性能的影響大；后體進氣量的增加對提高貧油熄火性能有利；凹腔深寬比和凹腔后體高度的變化對貧油熄火性能有一定影響；深寬比為0.8、后體高度為30 mm且在后體開槽的試驗件的貧油熄火性能最好。

渦輪間燃燒室；駐渦燃燒室；凹腔；貧油熄火；試驗研究；渦軸發動機

0 引言

在航空發動機中采用渦輪間燃燒室（Turbine Interstage Burner，TIB）的想法于1997年提出后，即受到了美國軍方和研究機構等的廣泛關注，并開展了大量研究工作[1-4]。研究結果表明：帶TIB的發動機較傳統發動機表現出優良的性能，在單位耗油率略有提高的情況下，發動機的單位推力有顯著提高。

對TIB而言，燃燒室進口速度高，進口流場復雜，采用凹腔駐渦穩定火焰，回流區主要取決于凹腔結構，這與采用旋流器穩定火焰的常規燃燒室有很大不同，對其熄火特性進行研究具有十分重要的意義。國外對此開展了大量研究工作。美國空軍研究實驗室的研究結果表明：駐渦燃燒室的點火、熄火、高空再點火能力比常規燃燒室的提高了50%[5]；該實驗室在2000年提出將駐渦燃燒技術用于級間燃燒室的超緊湊燃燒室（Ultra Compact Combustor，UCC），并開展了系統研究。結果表明：UCC的火焰長度只有常規燃燒室的50%左右，貧油熄火邊界較常規旋流穩焰方式的擴大近4倍，在寬廣范圍內燃燒效率均大于99%[6]。國內也開展了部分研究工作。文獻[7]對采用蒸發管供油的駐渦燃燒室的點火及貧油熄火特性進行了試驗研究；文獻[8]研究了主流及摻混氣溫度對單渦貧油駐渦燃燒室的點火及貧油熄火特性的影響規律；文獻[9]針對駐渦燃燒室不同頭部進氣方案及凹腔后體摻混空氣入口位置的變化進行了試驗研究，得到了駐渦燃燒室的點火性能、貧熄性能、燃燒效率以及出口溫度分布的影響規律。但是上述研究均是對TIB應用于渦噴/渦扇發動機而開展的[11-14]，還未發現將TIB應用于渦軸發動機的研究成果，也未見到這類試驗研究的報道。

本文以TIB應用于某渦軸發動機為研究背景，設計并加工多方案3頭部TIB矩形試驗件，通過對不同凹腔方案進行比較，研究主流參數和凹腔結構變化對TIB貧油熄火特性的影響規律。

1 試驗系統及試驗方法

1.1 試驗件

試驗件為3頭部矩形試驗件，如圖1所示，凹腔內駐渦如圖2所示。采用安裝在凹腔后體底部的蒸發管供油，其頭部緊貼凹腔后體壁面。試驗件共計8種方案，其結構參數見表1。凹腔深寬比為凹腔前體高度與底部長度的比值。d1試驗件的深寬比為0.8，后體壁面高度為30mm。d1a試驗件的后體開孔變為開槽，進氣量增加約15%，其它與d1試驗件的相同。與d1a試驗件相比，d2試驗件的凹腔底部長度增加，d3試驗件的凹腔底部長度減小，d4試驗件的凹腔前體高度增加，d5試驗件的凹腔前體高度減小，d6試驗件的凹腔后體高度增加，d7試驗件的凹腔后體高度減小。

圖1 試驗件

圖2 凹腔內駐渦

表1 各試驗件的主要結構參數

1.2 試驗裝置及測試系統

試驗系統如圖3所示，試驗使用的燃料為航空煤油。采用2臺空氣壓縮機提供氣源，進入加溫燃燒器加溫，總的氣流流量采用孔板流量計測量。進口測量段布置5支測量耙，其中兩側及中間測量耙為溫度測量耙，3支溫度測量耙之間間隔布置2支壓力測量耙。出口溫度和壓力采用位移機構結合溫度測量耙和壓力測量耙進行測量；凹腔供油采用質量流量計進行測量。試驗中主流馬赫數為0.25～0.55，主流溫度為523～723 K。

圖3 TIB試驗系統

1.3 試驗方法

進行試驗時，先打開主流氣體，調整氣量點燃加溫燃燒器，通過孔板流量計調整到試驗工況；同時調整加溫燃燒器油量達到所需要的溫升，使進入燃燒室的氣體流量和溫度達到預定要求后點火；調整主流至預定工況并達到穩定狀態時，記錄相關數據；逐漸減小油量直至火焰熄滅且在出口溫升小于50 K時，記錄熄火時的油量。

2 試驗結果及分析

2.1 主流馬赫數變化對貧油熄火特性影響

在主流溫度為573～623 K時，d1與d1a試驗件的貧油熄火余氣系數隨主流馬赫數的變化的影響如圖4所示。從圖中可見，隨著主流馬赫數的增大，2個試驗件的貧油熄火余氣系數均減小。總的余氣系數變化范圍為20～55，可見主流馬赫數對貧油熄火余氣系數的影響很顯著。在試驗工況馬赫數為0.25～0.50時，對貧油熄火余氣系數的影響接近50%。圖中2個試驗件表現出來的規律一致，并且d1a試驗件的貧油熄火余氣系數比d1試驗件的大5%～10%。其原因是d1a試驗件為后體開槽，后體進氣量比開孔的d1試驗件的大15%左右。后體進氣的作用除了對凹腔上壁面冷卻外，還有形成凹腔內渦的作用，后體進氣量的增加有利于凹腔內渦的加強，有利于提高火焰的穩定性，從而拓寬了燃燒邊界。

圖4 d1和d1a試驗件的貧油熄火余氣系數隨主流馬赫數的變化

2.2 主流溫度變化對貧油熄火特性影響

主流馬赫數為0.27～0.29時，d1、d1a、d4和d7試驗件的貧油熄火余氣系數隨主流溫度的變化如圖5所示。從圖中可見：（1）隨著主流溫度的升高，4個試驗件的貧油熄火余氣系數α都增大，總的余氣系數變化范圍為20～55。主流溫度升高，進入蒸發管內的氣流溫度同樣提高，這樣在同樣的進氣速度下，溫度的升高有利于燃油蒸發，進入凹腔內的燃油蒸汽比例增大，油氣混合物更加均勻，對穩定燃燒起到了積極作用；（2）所有試驗件的貧油熄火余氣系數隨主流溫度變化平緩，而隨主流馬赫數的變化更明顯。

圖5 d1、d1a、d4和d7試驗件的貧油熄火余氣系數隨主流溫度的變化

2.3 凹腔深寬比對貧油熄火特性的影響

主流溫度為573～623 K時，d1a、d2和d5試驗件的貧油熄火余氣系數隨主流馬赫數的變化如圖6所示，d1a、d3和d4試驗件的貧油熄火余氣系數隨主流馬赫數的變化如圖7所示。從圖6、7中可見：（1）d1a試驗件（凹腔深寬比為0.8）的貧油熄火余氣系數最高，穩定工作邊界最寬；（2）在凹腔深寬比均為0.70的條件下，在馬赫數為0.35～0.50時，d5試驗件的貧油熄火余氣系數均比d2試驗件的大40%左右；（3）在凹腔深寬比均為0.88的條件下，在馬赫數為0.30～0.50時，d4試驗件的貧油熄火余氣系數均比d3試驗件的大。

圖6 d1a、d2和d5試驗件的貧油熄火余氣系數隨主流馬赫數的變化

圖7 d1a、d3和d4試驗件的貧油熄火余氣系數隨馬赫數的變化

從圖6、7可見，凹腔深寬比的改變對貧油熄火余氣系數會產生一定影響，其原因是深寬比的改變使凹腔內部流場發生了變化，對凹腔內形成的駐渦造成了影響；同時，凹腔內部局部的油氣比也發生了一定的變化，從而影響到貧油熄火余氣系數。

2.4 凹腔后體高度變化對貧油熄火特性的影響

d1a、d6和d7試驗件的貧油熄火余氣系數的比較如圖8所示。d6和d7試驗件的深寬比與d1a試驗件的相同，變化的只是凹腔后體高度。d6試驗件的后體高度比d1a試驗件的增加10%，d7試驗件的后體高度比d1a試驗件的減小10%。從圖8中可見：（1）與d7和d1a試驗件的試驗結果相比，d6試驗件的貧油熄火余氣系數最小，說明其火焰穩定性能最差；（2）在馬赫數為0.3時，d1a試驗件的貧油熄火余氣系數比d7試驗件的大40%左右；但在馬赫數為0.38和0.48時，二者的貧油熄火余氣系數相差不多。

圖8 d1a、d6和d7試驗件的貧油熄火余氣系數隨主流馬赫數的變化

d7和d1a試驗件在其它工況下的貧油熄火余氣系數隨主流馬赫數和主流溫度的變化如圖9所示。從圖中可見，總體而言，與d7試驗件相比，d1a試驗件的貧油熄火邊界更寬，其火焰穩定性能更優。綜合圖6～9可知，在8種試驗件方案中，d1a試驗件的貧油熄火性能最好。

圖9 d7和d1a試驗件的貧油熄火余氣系數隨主流馬赫數的變化

3 結論

本文對渦軸發動機TIB的貧油熄火特性進行了試驗研究，分析了主流參數和凹腔結構變化對其貧油熄火特性的影響規律，得到以下主要結論：

（1）隨著主流馬赫數的增大，貧油熄火余氣系數逐漸減?。?/p>

（2）主流溫度的升高對拓寬燃燒邊界有利；

（3）后體進氣量的增加對提高貧油熄火性能有利；

（4）不同深寬比結構對貧油熄火余氣系數的影響很大，試驗結果表明，d1a試驗件的貧油熄火性能最好。

[1]Sirignano W A.Selected challenges in jet and rocket engine combustion research[R].AIAA-97-2701.

[2]Siow Y K,Yang SL.Numerical study and design of interstage turbine burner[R].AIAA-2002-3727.

[3]Thornburg H,Sekar B,Zelina J,et al.Numerical study of an Inter-Turbine Burner(ITB)concept with curved radial vane [R].AIAA-2007-649.

[4]Mawid M A,Thornburg H,Sekar B,et al.Performance of an Inter-Turbine Burner(ITB)conceptwith three-different vane cavity shapes[R].AIAA-2006-4740.

[5]Roquemore W M,Shouse D,Burrus D,et al.Vortex combustor concept for gas turbine engines[R].AIAA -2001-0483.

[6]Zelina J,Ehret J R,Hancock D,et al.Ultra-compact combustion technology using high swirl for enhanced burning rate[R].AIAA-2002-3725.

[7]孔昭健，樊未軍，易琪，等.采用蒸發管供油的駐渦燃燒室點火及貧油熄火特性[J].航空動力學報，2007，22（7）：1132-1137.

[8]邢菲，張榮春，樊未軍，等.主流及摻混氣溫度對單渦/貧油駐渦燃燒室點火及熄火性能影響的試驗[J].航空動力學報，2008，23（12）：2280-2285.

[9]何小民,姚鋒.流動和油氣參數對駐渦燃燒室燃燒性能的影響[J].航空動力學報，2006，21（5）：810-813.

[10]Liu F,Sirignan W A.Turbojet and turbofan engine performance increases through turbine burners[R].AIAA-2000-0741.

[11]Liew K H,Urip E,Yang S L,et al.Complete parametric cycle analysis of a turbofan with interstage turbine burner[R]. AIAA-2003-0685.

[12]Liew K H.Performance cycle analysis of a two-spool, separate-exhaust turbofan with interstage turbine burner[R]. AIAA-2004-3311.

[13]潘旭，葛寧.帶渦輪燃燒室的渦扇發動機設計點性能分析[J].燃氣渦輪試驗與研究，2007，20（3）：34-38.

[14]Liu F,Sirignano W A.Turbojet and turbofan engine performance increase through turbine burners[J].Journal of Propulsion and Power,2001,17（3）：695-705.

Experim enta l Study on Lean Blow-Out Characteristic o f Inter-stage Turbine Burner

SONG Shuang-wen,HU Hao-sheng,WANGMei-juan,CHEN Jian
（AVIC Aviation Powerplant Research Institute,Zhuzhou Hunan 412002,China）

Multimode three dome Inter-stage Turbine Burner（ITB）test pieceswere designed andmanufactured based on a turboshaft engine.The effectof the Mach number ofmain air,the temperature ofmain air,the ratio of the depth and width of cavity and the heightof after body of cavity on Lean Blow-Out(LBO)characteristics was studied by the experiment.The results show that LBO excess air coefficient decreaseswith the Mach numberofmain air increase and increaseswith themain air temperature increase,but the changing of temperature has less impact on LBO characteristics compared with the Mach number.Increasing the airflow from the after body of cavity helps to improve LBO performance.The ratio of the depth and width and the height of after body has definite effect on LBO performance. LBO characteristics is the bestwhen the ratio of the depth and width is0.8,the heightof after body is 30mm and theafter body of cavity is slotting.

Inter-stage Turbine Burner;trapped vortex combustor;cavity;Lean Blow-Out;experimental study;turboshaftengine

2012-04-05