扇形段與全環燃燒室熄火性能換算研究

楊志民，趙明龍，林宇震，葛　新，劉金林（.中工業沈陽發動機設計研究所，沈陽005；.北京航空航天大學航空發動機氣動熱力重點實驗室，北京00083）

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扇形段與全環燃燒室熄火性能換算研究

楊志民1，趙明龍1，林宇震2，葛新1，劉金林1
（1.中工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015；2.北京航空航天大學航空發動機氣動熱力重點實驗室，北京100083）

摘要：為研究不同類型燃燒室試驗件熄火性能之間的關系，開展了扇形段和全環燃燒室的熄火性能試驗。通過試驗對比了二者熄火規律的相似性和差異性，并分析了造成差異的主要因素。以Lefebvre熄火模型為基礎，結合霧化數據，擬合得到扇形段與全環燃燒室的貧油熄火經驗關系式，并推算出二者熄火性能的定量換算公式。結果表明：扇形段與全環燃燒室的熄火邊界變化規律類似，但在相同的工作狀態條件下，全環燃燒室的貧油熄火油氣比小于扇形段的相應值。

關鍵詞：貧油熄火性能；全環燃燒室；扇形段燃燒室；旋流杯；索太爾平均直徑；航空發動機

引用格式：楊志民，趙明龍，林宇震，等.扇形段與全環燃燒室熄火性能換算研究[J].航空發動機，2016,42（3）：74-77.YANG Zhimin,ZHAO Minglong,LIN Yuzhen,et al.Conversion investiagtion on blowout performance for multi-sector and full annular combustors[J].Aeroengine,2016,42(3):74-77.

0　引言

燃燒室是航空發動機的核心部件之一，試驗研究目前仍是其技術研發的重要手段。國外通常采用劃分技術成熟度階段的方式來開展發動機燃燒室的技術研究工作[1]。燃燒室部件試驗從低成熟度至高成熟度水平依次包括單頭部、扇形段及全環形燃燒室試驗。早在20世紀70年代，NASA試驗研究證明了扇形段燃燒室的性能試驗結果與全環燃燒室的結果存在必然的一致性[2]。扇形段燃燒室試驗方法能夠有效地降低經濟成本，縮短研制周期，因而被各國家研究機構廣泛采用。另一方面，對比研究表明，由于受到側壁效應[3]等因素的影響，扇形段燃燒室的性能結果與全環燃燒室的結果存在著明顯差異[4-6]。尋找扇形段與全環燃燒室性能之間的關聯性和差異性，建立定量的換算關系，即可運用扇形件的試驗結果推測估算全環燃燒室的燃燒性能，并為未來燃燒室的性能試驗提供參考，具有重要的實際意義。

本文分別進行了某型燃燒室扇形段和全環試驗件的熄火性能試驗，得到了二者的熄火曲線變化規律，并定量研究了二者熄火性能的換算關系。

1　試驗系統與方法

1.1燃燒室熄火試驗

扇形段和全環燃燒室熄火試驗均在沈陽發動機設計研究所主燃燒室綜合試驗臺上進行，設備原理如圖1所示。從圖中可見，試驗系統由進氣、排氣、冷卻氣、燃油、冷卻水、測量、電氣、控制等系統組成，詳細的主燃燒室綜合試驗臺配置見文獻[7]。全環燃燒室試驗件由外套、內套、火焰筒、帶噴嘴的燃油總管和點火電嘴等組成。扇形段燃燒室為包含5個頭部的90°扇形件，其側壁采用高溫合金封閉。

圖1 主燃燒室綜合性能試驗系統

在試驗過程中，調整進口壓力、溫度和空氣流速至預定值，調節燃油流量至可靠的點火成功點。點火成功后，保持其他參數不變，逐步減少燃油流量獲得該狀態下的貧油熄火邊界。隨后改變空氣流速，重復上述過程，獲得熄火邊界曲線。試驗采用熱電偶監控出口溫降法進行熄火判斷，降低燃料流量后30 s內，燃燒室出口與各頭部對應位置的溫升均低于20 K時，則認為熄火。在扇形段和全環燃燒室上均進行模擬高空熄火和慢車熄火試驗，此外對全環試驗件還進行了其他擴展狀態的試驗，具體狀態參數見表1。

表1 試驗狀態參數

1.2噴嘴霧化性能試驗

燃燒室供油噴嘴的霧化特性是影響燃燒室熄火性能的重要因素之一，需要在熄火特性研究中重點考慮。因此，本文還進行了噴嘴霧化性能試驗。

燃燒室所采用的噴嘴為雙旋流器空氣霧化噴嘴（簡稱旋流杯），其具體結構見文獻[8-9]。噴嘴霧化試驗系統主要由1維相移多普勒激光粒度儀（PDPA）[10]、進/排氣系統、供/回油系統和數控系統等組成，其系統原理如圖2所示。試驗所選用的燃料為RP-3航空煤油。試驗中測量索太爾平均直徑（SauterMean Diameter，SMD）作為衡量霧化性能的參數。

圖2 噴嘴霧化性能試驗系統原理

在試驗中，運用PDPA設備測量噴嘴后燃燒室主燃孔所在截面上的霧化情況。在測量截面上，選擇霧錐中心的2條十字交叉線逐點測量，測點間距為2～5 mm。統計各點的油霧顆粒分布，最終得到整個截面的DSM平均值。噴嘴霧化性能試驗在常溫常壓下進行（P3=0.106 MPa，T3=286.15 K），保持空氣流量不變（q'ma=0.0194 kg/s），通過改變燃油流量，進行多組試驗以獲得不同油氣比下的DSM值。

2　結果分析與定量換算

2.1熄火試驗結果對比

通過熄火性能試驗分別獲得扇形段和全環燃燒室在不同狀態下的貧油熄火結果曲線，如圖3所示。

對比圖中貧油熄火結果可得：

（1）在相同溫度和壓力條件下，扇形段與全環燃燒室的貧油熄火油氣比與進氣速度之間具有相似的變化規律。在低壓與較低進氣速度的狀態下，二者的熄火油氣比均隨著進氣速度的增大而逐漸減小；在高壓與較高進氣速度的條件下，二者隨進氣速度的增大而略微增加。研究指出，進氣速度增大能夠改善燃油霧化和蒸發，對穩定燃燒室火焰有利。但與此同時，進氣速度增大使得混氣在回流區停留時間縮短，且會造成主燃區局部油氣比減小，對于穩定火焰不利[11]。因此，進氣速度對燃燒室貧油熄火的影響是多方面因素的綜合結果；

（2）扇形段與全環燃燒室的貧油熄火油氣比均隨著壓力的增大而減小；

（3）在相同的溫度、壓力和進氣速度條件下，全環燃燒室的貧油熄火油氣比小于扇形段燃燒室的相應值。造成這種差別的原因可能是扇形段燃燒室的側壁使得燃燒室內氣動熱力、燃油分布與燃油噴射情況與全環燃燒室的有一定差異。

根據大量燃燒室貧油熄火試驗數據，Lefebvre得到熄火經驗關系式[12-13]

式中：第1項由燃燒室幾何尺寸、油氣混合狀況和主燃區氣量分配決定；第2項為燃燒室工作狀態項；第3項與噴嘴燃料及其霧化性能相關。qLBO為熄火油氣比；fpz為主燃區氣流分配量；A為擬合參數；Vpz為主燃區體積；qma為燃燒室空氣流量；λe為有效蒸發常數；Hu為燃油低熱值。將關系式中擬合參數A、幾何尺寸參數、燃油低熱值及有效蒸發常數看作統一的待定常數，定義包含燃燒室工作狀態和霧化性能的綜合參數θ

分別對扇形段和全環燃燒室的試驗結果進行擬合，得到2個燃燒室的熄火油氣比與綜合參數θ的關系。在此之前，需確定適用于本研究中噴嘴霧化特性的SMD計算模型。

2.2霧化試驗結果及SM D模型

噴嘴霧化試驗測量結果見表2。針對本文采用的雙旋流空氣霧化噴嘴，選用El-Shanawany和Lefebvre[14]提出的DSM計算經驗公式

式中：第1項為W eber數項，表示作用在油滴表面的氣動力和張力之比；第2項為Oh數項，反映液體表面張力和黏性力的作用。q'ma為噴嘴空氣流量；qmf為噴嘴燃油流量；ρf=780 kg/m3，為燃油密度；ρa=P3/（R· T3），為空氣密度；ua為空氣流速；σf=0.026 N/m，為燃油表面張力；ηf=0.0008 N·s/m2，為黏性系數；Dh=0.014m，為文氏管空氣出口管徑；Dp=0.0216 m，為文氏管出口外徑。

采用式（3）得到相應狀態下的DSM計算值。對比實測與計算數據可得，式（3）計算DSM參數的誤差范圍基本在10%以內（見表2），具有較好的適用性。

表2 DSM實測數據與計算數據的對比

2.3貧油熄火模型的擬合

結合式（2）、（3），計算不同試驗狀態下的θ值，獲得2種燃燒室貧油熄火油氣比qLBO與θ之間的關系，如圖4所示。從圖中可見，扇形段與全環燃燒室數據具有類似的變化趨勢，熄火油氣比均隨著綜合參數θ的增大而增大。此外，在θ相等的條件下，全環燃燒室的熄火油氣比小于扇形段燃燒室的相應值。

圖4 扇形段與全環燃燒室貧油熄火邊界曲線

對圖4中數據進行擬合，以得出2種燃燒室熄火油氣比與綜合參數θ的關系方程。Lefebvre提出qLBO與θ之間存在著正比例關系[12，15]。分別運用正比例函數、線性函數、多項式函數、冪函數模型進行擬合，最終得到冪函數模型具有最好的擬合結果。該模型對扇形段和全環燃燒室結果的擬合相關系數R2分別為0.934與0.944。

根據冪函數擬合結果，扇形段與全環燃燒室的貧油熄火經驗關系可以分別表示為

分別計算扇形段與全環燃燒室在不同試驗狀態下的熄火油氣比，并將計算結果與實測數據進行對比（如圖5所示）。從圖中可見，精度為±20%，92.3%的扇形段燃燒室數據在該精度范圍內，85.7%的全環燃燒室數據在該精度范圍內。

圖5 實測與計算貧油熄火油氣比的對比

2.4熄火性能換算

根據式（4）、（5），可以得到二者之間的定量換算關系

該式適用于扇形段與全環燃燒室在慢車狀態和高空狀態下的貧油熄火極限換算。

3　結論

通過扇形段和全環燃燒室的熄火性能試驗，對比研究了二者熄火性能的相關性和差異性，并進一步得到了二者之間熄火性能的定量換算關系。得到以下主要結論：

（1）扇形段與全環燃燒室的熄火邊界曲線具有相似的變化規律。在相同的工作狀態下，全環燃燒室的貧油熄火油氣比小于扇形段燃燒室的相應值。造成這種差別的原因可能是扇形段燃燒室的側壁使得燃燒室內氣動熱力、燃油分布與燃油噴射情況與全環燃燒室的有一定差異；

（2）全環和扇形段燃燒室之間貧油熄火油氣比的換算關系可近似表示為。

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（編輯：張寶玲）

Conversion Investigation on Blowout Performance for Multi-Sector and Full Annular Combustors

YANG Zhi-min1,ZHAO M ing-long1,LIN Yu-zhen2,GE Xin1,LIU Jin-lin1
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute Shenyang110015,China;2.National Key Laboratory on Aero-Engines, Beihang University,Beijing100083,China）

Abstract:An experimental research was conducted to study the relationship between blowout performances of multi-sector and full annular combustors,comparing similarities and differences between lean blowout performances of the two combustors and the major factors leading to the differences were analyzed.Based on the atomization data and the Lefebvre's blowout model,empirical lean blowout limit correlation of both combustors were summarized.The conversion formulas of blowout performances for multi-sector and fullannular combustors were derived. The results show that the multi-sector and full annular combustors share similar lean blowout limit changing pattern while the lean blowout data of full annular combustor is lower than that of the multi-sector combustor in the same condition.

Key words:lean blowout performance;full annular combustor;multi-sector combustor;swirl cup;Sauter Mean Diameter;aeroengine

中圖分類號：V231.2

文獻標識碼：A

doi：10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.03.014

收稿日期：2015-12-16基金項目：航空動力基礎研究項目資助

作者簡介：楊志民（1968），男，博士，自然科學研究員，主要從事航空發動機燃燒室試驗工作；E-mail：zm-yang@sohu.com。