某型航空發動機火焰筒流量對比試驗研究

郭強，陳代富，賀孝濤

（海軍裝備部，西安710054）

某型航空發動機火焰筒流量對比試驗研究

郭強，陳代富，賀孝濤

（海軍裝備部，西安710054）

針對某型發動機在研制過程中頻繁發生單位燃油消耗率（SFC）過高的故障，在自行設計的航空發動機燃燒室火焰筒流量測試試驗器上，運用模擬壓比和模擬馬赫數準則，采用冷吹風流量試驗法，對比測試了某型發動機燃燒室與原型燃燒室火焰筒空氣的流量，并對測試數據進行分析。試驗結果表明：發動機燃燒室火焰筒流量分布均勻，與原型燃燒室火焰筒流量相同。該試驗法耗時短、成本低，對開展燃燒室火焰筒內空氣流量研究具有借鑒意義。

燃燒室；火焰筒；流量；燃油消耗率；航空發動機

0 引言

航空發動機燃燒室是發動機的主要部件之一，其工作可靠性和性能穩定性對整個發動機具有重要的作用。發動機單位燃油消耗率（SFC）是衡量發動機性能的主要指標，降低SFC是發動機研制的重要內容。發動機空氣流量是發動機試驗的重要參數，也是計算發動機性能的參數，作為計算總推力和總耗油率的重要依據[1-2]。在某型發動機制造過程中，頻繁發生SFC過高故障，影響了發動機交付和飛機戰技指標的實現。

本文從燃燒室內火焰筒的流場入手[3]，設計了火焰筒流量分布對比試驗器，通過冷吹風流量試驗法分析燃燒室流量分布對耗油率的影響。

1 試驗測試系統設計

航空發動機燃燒室內的流場十分復雜，完全模擬不僅需要較長的周期和較高的費用，還可能因選用的數學模型和計算方法存在不足而產生偏差。采用對比測量法，可以直觀地反映燃燒室和原型燃燒室內部流場的差異，加快故障定位。故分別選取10件無耗油率超標的原型新火焰筒與耗油率超標的火焰筒進行對比測試。通過冷吹風流量對比試驗，測量燃燒室的出口流量，將試驗數據折算到標準狀態下，對各火焰筒的流量進行統計，比較其流量的均勻性，并以簡單的流程分析燃燒室流場結構與燃油消耗率的關系。

1.1試驗器設計

火焰筒流量試驗器系統設備配置包括試件工裝、穩流段、整流柵、流量調節閥、流量計、減壓器等，如圖1所示。

在流量計進、出口和火焰筒入口分別設置大于管路直徑10倍長的穩流段。在火焰筒入口設置整流柵，以起到整流和穩流目的。為測量火焰筒的入口壓力和溫度，在試驗工裝同一截面環周均勻設置3個壓力測點和3個溫度測點。試驗時取3個測點的平均值。

圖1 火焰筒流量試驗系統

1.2參數模擬

某型發動機為環管式燃燒室，包括10個火焰筒和10個離心式雙路工作噴嘴。火焰筒實際工作在亞聲速狀態，因此采用模擬壓比和模擬Ma準則以確定模擬試驗的參數。

1.2.1壓比模擬

在試驗過程中，火焰筒的進、出口壓比與火焰筒實際工作壓比近似相等。

1.2.2速度模擬

在試驗中，火焰筒的出口Ma與火焰筒實際工作時出口Ma近似相等。火焰筒出口Ma為

近似認為試驗中氣流為等熵過程，則火焰筒出口總溫T2*等于火焰筒入口總溫T1*，試驗中采用熱電偶測量溫度，同時，考慮到溫度測點截面氣體流速很小，為便于分析，近似認為火焰筒入口總溫和靜溫相等，即T1*=T1。則火焰筒出口Ma為

取模擬狀態的馬赫數MaM與實際狀態的馬赫數MaH相等，將已知參數代入，則模擬試驗時的火焰筒入口壓力P1=0.004065MPa。

根據以上分析，為保證試驗數據能覆蓋模擬區域，試驗參數確定火焰筒入口P1=3、4、5 kPa。

1.3數據處理

為減少系統隨機誤差，對試驗過程記錄的數據，每10 s做平均值，用吻合較好的2次數據再次做平均，作為1個火焰筒的試驗測量結果。

每件火焰筒試驗時間不盡相同，環境條件有所差異，為增強數據的可比性，將所有實際記錄數據按照相似理論折算到大氣壓P02=101.325 kPa，溫度為15℃條件下。按照相似理論折算時，測量數據P1、T1分別為靜壓和靜溫，設定折算的目標值P2*、T2*為滯止參數。

（1）在折算時，用測量數據P1、T1和G1，計算測點P1、T1所在工裝截面的氣流Ma1，再通過Ma1和試驗記錄大氣壓P01計算火焰筒入口的總壓和總溫。

式中：A1為測點P1；T1為所在工裝截面的面積。

試驗時氣流流經試驗段時接近等熵絕熱過程，任意截面的同名滯止參數相等，分別等于P1*、T1*。

（2）采用火焰筒出口截面進行折算，即試驗和折算時，火焰筒不變，出口截面積相等，計算出折算流量G2。通過P1*和P01計算試驗狀態火焰筒出口π（λ）1和q（λ）1。同樣通過P2*和P02計算折算狀態火焰筒出口π（λ）2和q（λ）2。

在所有數據折算完成后，對折算數據進行相對誤差分析計算，火焰筒分為外購和國產2組，每組10件，分別計算各組的相對誤差。

相對誤差計算為取每件火焰筒的折算流量減去每組火焰筒的平均折算流量，再除以每組火焰筒的平均折算流量的百分數。

1.4誤差分析

由于是對比試驗，因此系統誤差可不作為重點考慮，被測參數的不確定度主要由隨機誤差確定。在試驗過程中，火焰筒的試驗總誤差可以認為

式中：T1為壓力傳感器精度；T2為溫度傳感器精度；T3為渦輪流量計精度；T4為氣體變送器精度。

2 測試結果及分析

在不同進氣壓力條件下，對選取的各10件原型火焰筒與火焰筒的進氣流量值進行試驗測量，并將試驗數據結果進行處理和誤差分析，如圖2～5所示。

圖2 在狀態1時火焰筒的進氣流量值比較

圖3 在狀態2時火焰筒的進氣流量值比較

圖4 在狀態3時火焰筒的進氣流量值比較

圖5 原型火焰筒與火焰筒流量比較

從圖2～4中可見，在不同的進氣壓力條件下，10件火焰筒進氣流量值相對偏差都在±1.5%以內，火焰筒流量的均勻性相當，滿足設計要求。

從圖5中可見，在不同進氣壓力下，10件原型火焰筒和10件火焰筒流量的均勻性相當，單體相對偏差均在±1.5%范圍內，二者之間性能沒有明顯差異。

通過以上分析看出火焰筒流量分配的均勻性不是造成該機耗油率高的主要原因。

3 結論

（1）在不同進氣壓力下，原型火焰筒和火焰筒流量的均勻性相當，單體相對偏差均在±1.5%范圍內。

（2）某型發動機燃燒室火焰筒流量分配的均勻性不是造成該機耗油率高的主要原因。

（3）本測量方法簡便、試驗周期短、費用低，得到的數據真實、可信。

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Com parative Experiment Study of Flame Tube Flow for an Aeroengine

GUO Q iang，CHEN Dai-fu，HE Xiao-tao
（M inistry of Naval Equipment,Xi′an 710054,China）

The air flow test device self-designed on the flame tube of aeroengine combustion chambers was introduced.The comparison test of the flame tube flow of aeroengine combustion chambers with prototype aeroengine was conducted by the cold blowing flow experimentmethod,the simulation pressure ratio and Mach number criterion,and the test data were analyzed.The test result show that the flame tube flow of aeroengine combustion chambers was uniform and relative with prototype flame tube,which is not the main reason leading to high specific fuel consumption(SFC).The test method of short-time consuming and low cost provid significance to study the air flow of combustion chamber flame tube.

combustion chamber；flame tube;flow;specific fuel consumption;aeroengine

2012-05-24

郭強（1975），男，碩士，工程師，從事航空裝備制造的管理和質量監督工作。