航空發動機燃燒室設計研發體系

索建秦，梁紅俠，黎 明，金如山

（西北工業大學動力與能源學院，西安710072）

0 引言

航空發動機被比喻為飛機的“心臟”，而燃燒室可以說是“心臟”的“心臟”[1]。燃燒室的作用是將化學能（燃油加空氣）轉化為燃燒產物和剩余的未燃空氣的熱能（溫度升高）[2]，燃燒室接受壓氣機流出的高壓空氣，并與燃油燃燒產生熱能，為渦輪提供均勻混合的高溫燃氣，由渦輪輸出驅動壓氣機工作所需的功率，這就決定了燃燒室是發動機的“心臟”，也就是飛機“心臟”的“心臟”。

目前，航空發動機燃燒室朝著軍用高油氣比燃燒室和民用低污染燃燒室方向發展[3]。在軍用燃燒室方面，美國F135 渦扇發動機（裝備F35 戰斗機）的燃燒室油氣比達到0.046，而美國下一步研發的燃燒室油氣比要達到0.062。在民用燃燒室方面，GE 公司研制的雙環預混旋流器（Twin Annular Premixing Swirler,TAPS）燃燒室具有很低的污染物排放水平，TAPS Ⅰ（用于GENX 發動機，裝備 B-787 飛機）和TAPS Ⅱ（用于Leap-1A、Leap-1B和 Leap-1C發動機，裝備 A320neo、B737Max 和 C919 飛機）的 NOx 排放分別比CAEP6 標準低36%和50%，近期取得適航證的TAPS Ⅲ（用于 GE9X 發動機，裝備 B777X 飛機）的NOx排放要求比CAEP6標準低75%。

航空發動機衍生燃氣輪機燃燒室的發展方向也是低污染，要求在換算為15%氧濃度（質量分數）時，在50%~100%工況內（以后可能會要求25%~100%）的每一工況點，天然氣燃料的NOx 排放要低于25×10-6，CO 排放要低于50×10-6；對柴油為燃料的燃氣輪機燃燒室，NOx 排放要低于 60×10-6，CO 排放要低于100×10-6。燃氣輪機燃燒室的另外一個主要要求要求是長壽命，要求第1 次大修前的壽命為3000～10000 h。

中國航空發動機與燃氣輪機的設計研發起步較晚、發展較慢，其燃燒室與國外先進水平差距較大。近年來國內逐步開展先進航空發動機與燃氣輪機燃燒室的基礎研究和技術研發，目前燃燒室設計研發體系還在建設完善中。本文作者基于在國內外大學和某國際知名發動機公司從事航空發動機燃燒室領域的教學、基礎研究、技術研發和試驗研究工作60 多年的經驗，提出燃燒室設計與研發體系。

1 燃燒室研發體系

燃燒室設計研發全過程如圖1 所示。圖中描述了燃燒室從概念預先研究到售后服務的全壽命周期內的研發過程，適用于各種航空發動機和燃氣輪機燃燒室的研發工作，亦可供其它部件和整機研制參考。

圖1 燃燒室設計研發全過程

2 燃燒室研發特點

2.1 燃燒室設計與研發密不可分

燃燒室設計后必須試驗和修改設計，而且還不止一次。一個很有水平和經驗的燃燒室設計者，如果能夠適當地（不是徹底地大改）改動3 次就可以過關，使設計定型，那就很不錯了。這個試驗-修改-再試驗-再修改的過程，就是研發，實際上主要是“發”，即發展。可以說，航空燃燒室的設計總是與研發密不可分的，連起來叫設計研發，新一代的先進燃燒室尤其如此。

2.2 燃燒室的研發以試驗為主

燃燒室中的燃燒過程涉及湍流、液滴破碎和蒸發、油氣混合、化學反應、化學平衡、化學動力學、傳熱學等諸多學科，這些學科本身仍然有大量的科學問題有待于解決，因此在現階段燃燒室的研發以試驗為主。

2.3 CFD在燃燒室研發中的作用

計算流體力學（Computational Fluid Dy-namics,CFD）在風扇和壓氣機的設計研發過程中可起到關鍵性作用。在西方航空發達國家，已有成熟的3 維葉輪機系統設計方法。

在燃燒室的設計研發中，以前是利用CFD 對試驗結果理解判斷，并且在開始設計研發前輔助初步方案篩選。近年來CFD 技術在燃燒室方面應用取得了長足進展，只是由于燃燒室現有的湍流、液滴破碎和蒸發、化學反應、化學平衡、化學動力學、傳熱學等數學模型與試驗結果之間存在一定的出入，需要對其進行校核后才能應用于燃燒室的CFD計算中，因此CFD在燃燒室中的應用研究還需要進一步發展。

燃燒室研發以試驗為主，數值仿真為輔。數值仿真可以節約研究經費和縮短研發周期，并可幫助研發人員理解和解釋研究結果，但數值仿真不可替代試驗。

特別需要指出的是，燃燒室數值仿真與燃燒數值仿真的區別。在燃燒室數值仿真中，由于燃油噴射模型、湍流模型和燃燒模型等尚不能與試驗結果很好地吻合，可以用試驗結果代替這些模型（比如液滴分布）進行計算，這樣得出的結果可以很好地與試驗結果吻合。也就是說，CFD要與試驗密切結合。

在國內，由于前期的試驗數據嚴重不足，在現階段不但不能減少試驗，還要增加試驗，為研發體系提供基礎數據支撐。

2.4 燃燒室設計研發的綜合性

燃燒室的設計研發涉及各門學科。既有物理學科，如熱力學、物理化學、傳熱學、流體力學和空氣動力學，也有化學學科，如化學動力學；不僅涉及基礎學科，還涉及機械設計、強度、應力分析、材料選擇，有質量分析和成本考量，更有工藝、裝配和試驗，還離不開維修和壽命等問題。

總之，燃燒室設計研發綜合性很強，絕非只靠加強基礎研究就能搞好。需要良好的研發體系和完善的配套。也正是由于設計研發的要求是多方面的，設計研發必然需要平衡折中，但根據用途不同，可以有所側重。

2.5 燃燒室設計研發發展迅速

燃燒室設計研發的迅速發展是由發動機的迅速發展所決定的。回顧幾十年的發展歷程，燃燒室的發展經歷了單管燃燒室、環管燃燒室到環形燃燒室，再到今天的短環形燃燒室。燃燒室進口壓力從10 個大氣壓以下到20個大氣壓，再到30個大氣壓，現在能到60 個大氣壓，下一步可以提高到70 個大氣壓。燃燒室油氣比從0.02 以下到0.03 再到0.046，下一步可以超過0.060。總的來說，現在已由常規燃燒室進展到以低污染為代表的民用燃燒室和以高油氣比為代表的軍用燃燒室。說明如果現在還在仿制幾十年前的低壓比、技術落后的燃燒室，那么由于研發資金、人力都是有限的，無疑就“自甘落后”了。更重要的是如果永遠下不了決心走上自主設計研發的艱苦之路，也就永遠沒有“出頭之日”。

2.6 先進燃燒室的特點

從設計研發的角度看，用于先進燃燒室燃燒的空氣質量分數大大增加，因而其燃燒組織的設計也大不相同。大量的燃燒空氣從燃燒室頭部進入，不需要再由主燃孔進氣，于是火焰筒上可以沒有主燃孔。現在仍然有設計者想用常規的方法來設計先進燃燒室，均未成功。而先進燃燒室頭部進入的大量空氣也會帶來一系列燃燒上的問題，其主要設計研發上的特點就是如何解決這些問題。當然還有其它問題，例如冷卻、冒煙、進口高馬赫數帶來總壓損失增大等問題。但最主要的特點是頭部空氣質量分數大量增加，造成燃燒組織上與常規燃燒室不同。應當說明，先進燃燒室也是從常規燃燒室發展過來的，常規燃燒室上很多成功的措施、方法和經驗仍然是有參考價值的。

2.7 燃燒室設計要立足于自主

長期以來，中國的發動機及燃燒室走的是買、抄、仿的路線，一直未建立自主的研發體系。在技術方面，到今天為止，仍然沒有走上自主研發的正確道路，依然是步別人之后塵。

舉一實例：RR公司有著名的三轉子發動機技術，其它公司就不去模仿該技術，如PW 公司就走齒輪傳動的技術路線，其實這2 種路線是為解決同一問題的。這就是說，每家公司都應堅持走自己的技術路線，而不去抄襲或模仿。

3 燃燒室研發階段劃分

從技術發展來看，燃燒室設計研發分為5 個階段：概念預先研究、方案選擇、技術研發、型號研發和售后服務階段。

3.1 概念預先研究階段

概念預先研究屬于預先研究的范圍，其主要任務是依據飛機和發動機的設計要求，根據目前現有的技術水平和能力，結合正在研發的可在適當的時間范圍內取得突破的先進技術，制定技術路線和初步的設計方案。舉2個例子說明。

（1）在30 多年前開始進行的航空低污染燃燒的研究，從基本概念知道若要控制燃燒溫度，有貧燃和富燃2種可能，也知道貧油預蒸發、預混合是1條正確的研發道路，于是就開始研制預蒸發的混合器，這就是預先研究，是試探性的。當時2 家大發動機公司都研制很長的混合器（150 mm），結果都因自燃而燒壞。這項預研工作以失敗告終，使人們認識到自燃問題是障礙，于是開展對自燃的預先研究，這時的自燃研究脫離了發動機循環參數，并不是針對某類發動機，而是研究問題，屬于科學研究的范圍，只有把問題研究清楚后才能考慮怎么研究防止自燃的技術。

（2）在GE公司開展的高油氣比燃燒室預研中，曾提到發展高油氣比燃燒室存在慢車貧油熄火等基本問題，但提出了幾個方案都沒能解決，說明預先研究中失敗的可能性很大。

3.2 方案選擇設計研究階段

方案選擇設計研究階段仍然屬于預先研究范圍，但這一階段主要研究的是方案，要選擇設計研究的大方案，為開展技術研發驗證機計劃做準備。

3.3 技術研發階段

研發階段就是開展技術研發驗證機計劃階段，可以作為發動機的驗證機計劃中的燃燒室部分，也可以進行獨立的先進燃燒室的技術研發，縱向地往下則進入初步設計。先進燃燒室的初步設計研發包括單模（單噴嘴）的單管燃燒室試驗研發，所以這里的試驗研發技術指單管燃燒室的試驗研發。單管燃燒室初步設計研發通過后，進入詳細設計研發，主要是全環形燃燒室的詳細設計研發，在試驗設備能力不足或有其他考慮時，可以在全環形燃燒室研發之前（或同時）進行扇形段燃燒室的試驗研發（TRL4[4]），如圖2所示。

圖2 燃燒室技術研發過程

最典型的就是試驗設備無法實現環形燃燒室的100% 工況試驗，而改用90°扇形燃燒室來實現，重點考核出口溫度分布，包括熱點指標及徑向溫度分布。對低污染燃燒室，用扇形段燃燒室100%工況試驗考察大工況的排放，看是否與單管試驗結果有出入；對高油氣比燃燒室，要考察壁溫，因為單管燃燒室試驗在冷卻上與全環形燃燒室有較大的差別，所以重點在全環形試驗，有降壓力試驗或降工況試驗。全環形燃燒室試驗通過后技術成熟度就達到了5 級（TRL5）。如果是發動機驗證機研發，那還需進行裝上發動機的燃燒室試驗驗證（TRL6）；而技術研發計劃就到此為止，稱為技術定型。

3.4 型號研發階段

在型號研發階段需要根據其他階段的研究結果實施型號研發計劃。其他階段的研究結果主要包括：通過方案選擇設計研究確定的總方案、在技術研發階段得到技術定型的結果、在售后服務和使用中問題的信息反饋、總體部門和性能部門的要求(比技術研發計劃中的要求詳細，除性能、工作外必須包括使用、維修、壽命、成本、質量等要求)和循環參數等。

型號研發是研發可以實用和銷售的產品，原則上是不允許失敗的。曾經有過因為1 個發動機型號研發不成功而導致發動機公司破產的先例，由于型號研發時已經與飛機公司(或民航公司)或軍方簽了合同，時間很緊，必須按部就班往前走，一旦出現大問題時，往往不可能仔細研究后再制訂解決措施。這時只要能過得去(使用單位同意)，往往“湊合”一下，可以說在那時“湊合”是必然的選擇，而且一旦“湊合”過去，以后再也不會去大改。這方面最廣為人知的例子是LM6000 型號（如圖 3所示），在研發后期發生振蕩燃燒故障這一攔路虎。在做了一些改進措施沒有效果后，就在燃燒室頭部機匣位置安裝了23 根長短不一的直徑為2.54 cm 的Helmholtz1/4 波長防振管。盡管很難看，但也就“湊合”過去了。

圖3 LM6000燃燒室結構

因為時間緊，在型號研發時試驗件常常不是只加工1件，因為如果1個試驗件在試驗中損壞，重新加工試驗件，要消耗很多時間；或者至少把重要的組件事先準備好，例如燃燒室的燃油噴嘴和空氣旋流器，雖然一些組件可能用不上而浪費，但從時間上來講是劃算的。具體說，在單模(單噴嘴)的單管燃燒室上，要準備好各種流量數的噴嘴。因為臨時去訂貨經常要等幾周時間，就是有現貨也要等1周以上。

產品研發中所用的材料、工藝應盡量與以后發動機上使用的一致(除了單件和批生產差別之外)。即使這樣，也必然會有很多配套問題，包括緊固件、管接頭等，必須仔細考慮。

在型號研制階段，主要設計者不能只考慮到燃燒組織、油氣匹配這樣的大問題而忽略“小”問題，在試驗臺上哪怕是少1 個螺帽也會延誤進度。在型號研發成功后，會遇到處理大量技術文件的瑣事，設計研發人員不喜歡這些瑣事，但這又是完成型號研發必不可少的。

3.5 售后服務階段

在投產之后進入售后服務階段，在這一階段中設計方面仍需不斷地改進，特別是使用中出現的問題應及時反饋，這對設計人員非常有幫助。例如某型號燃燒室的環形火焰筒的環高太低，研究人員曾明確指出以后會有問題，但因為怕麻煩沒有改動，結果在使用中發現油霧碰到火焰筒壁，以致壽命只達預期的一半，這樣就不得不改動了。由于火焰筒大改，或者噴嘴大改，都要重新定型試車，由此帶來了更大的麻煩。

3.6 技術研發與型號研制的關系

技術研發就是要掌握技術，為型號研制奠定基礎，這樣型號研發才有把握。但技術研發與型號研發又有所不同：型號研發需解決很多工程性問題，而技術研發不太考慮壽命問題和工程問題。二者最大的區別是技術研發掌握技術，而型號研發要交付產品。

技術研發是獨立于型號而存在的，不依附于型號研發，而是為型號服務。在發動機公司的整個研究隊伍中，應當有一定數量的技術人員從事技術研發。技術研發告一段落后，就可以進入型號研發階段；型號研發成功后，又可以轉回來開展技術研發，剩下的一部分開始新的型號研制。

沒有技術研發就沒有技術儲備，沒有技術儲備型號研發就很被動。只有通過預研的可行性認證，歷經技術研發階段，掌握技術以后才能應用到實際的發動機型號上。一旦型號研發成功，新技術就固定和穩定下來；只有技術研發而沒有型號研發，則這項技術就沒有固定下來。以后可能又開展新的技術研發計劃，也可能暫時沒有技術研發的計劃，這就是技術研發與型號研制的關系。

4 先進航空發動機燃燒室與傳統燃燒室設計和研發的差異

新一代先進航空發動機燃燒技術不斷發展，先進航空發動機燃燒室與傳統燃燒室相比，設計和研發差異主要體現在以下幾方面。

4.1 燃燒室劃代

新一代先進燃燒室以高油氣比軍用燃燒室和低污染燃燒室為代表。在先進燃燒室出現之前，出現過2代燃燒室，現在的先進燃燒室可以稱作第3代。第1代燃燒室大致出現于20 世紀40～70 年代，其壓比約為10，采用空氣動力學擴壓器、雙油路離心壓力霧化噴嘴或雙油路噴嘴，其燃燒區為富油燃燒區，冷卻設計為波紋板冷卻帶，火焰筒上有主燃孔，通過主燃孔進入的空氣與燃燒室頭部進入的空氣共同形成1 個大的回流區，有摻混孔，主要形式是環管燃燒室。其典型的代表有中國的WP6 發動機燃燒室和美國的J79 發動機燃燒室。第2 代燃燒室出現于20 世紀70～90 年代末，其典型的壓比約為20，采用短突擴擴壓器和成膜式空氣霧化噴嘴，主燃區設計為接近化學恰當比，冷卻設計為機械加工的冷卻環帶。主要形式是短環型燃燒室，燃燒主要是擴散燃燒，典型代表有RB-211 發動機燃燒室和CFM-56 發動機燃燒室。當今先進燃燒室為第3 代燃燒室，其發展始于21 世紀初，其壓比大于30。第3代燃燒室分為低污染燃燒室（前2 代沒有）和高油氣比燃燒室，在高油氣比燃燒室前有常規燃燒室向高油氣比過渡的燃燒室，如F-119發動機燃燒室（油氣比為0.038）。需要說明的是現有燃燒室中仍有不是低污染或油氣比較低的燃燒室。第3 代燃燒室的頭部進氣占了整個燃燒空氣很大的比例，燃燒空氣全部由頭部進入；沒有主燃孔，也可以沒有摻混孔。由于燃燒空氣全部由頭部進入，所以燃燒區的空氣動力學完全由頭部進氣所決定。與前2代燃燒室只有1 個燃燒區不同，第3 代燃燒室有副油燃燒區和主油燃燒區2個燃燒區。第3代燃燒室可以采用預混、預蒸發、預混和、直接混合的燃燒設計，也可以采用其中幾種組合設計。對第3 代燃燒室，總的來說擴散燃燒不占主導地位，空氣動力學一般設計為低旋流。對貧油預混合預蒸發（Lean Premixed Pre?vaporized，LPP）低污染燃燒室來說，要特別注意燃燒不穩定性問題。對其它方案，要設計為火焰脫開頭部（底板）一小段距離，這對頭部冷卻有益處。第3 代燃燒室仍有中心回流區，由副模空氣形成，其大小比前2 代的小。第3 代燃燒室冷卻采用發散小孔冷卻，多層孔板和瓦塊式已被淘汰。成膜式空氣霧化噴嘴已經不占主導，取而代之的是副油路噴嘴采用單油路的離心壓力霧化噴嘴，主油路噴嘴采用橫向氣流直射噴嘴。擴壓器仍然與第2 代燃燒室的相同，這方面還沒有重大變化。西北工業大學的燃燒團隊研發的空氣分配器式的燃燒室結構如圖4 所示。該燃燒室有效果，但還沒有結論性的成果。把擴壓器的功用以及頭部上游、火焰筒上游，從擴壓器到火焰筒之間的上方流場的空氣分配的作用結合起來，基本概念是正確，但還有待進一步研發。

圖4 空氣分配器式擴壓器[5]

4.2 燃燒組織方式的差異

先進燃燒室的設計研發是從常規燃燒室的演變過來的，常規燃燒室和先進燃燒室的結構如圖5、6 所示。其主要變化由1 種因素引起，即無論是低污染燃燒室還是高油氣比燃燒室都需要明顯增大燃燒空氣的質量分數，盡管二者的目的和意義并不一樣。對于低污染燃燒室來說，增大燃燒空氣質量分數是通過降低大工況下燃燒區的溫度來降低NOx；而對于高油氣比燃燒室來說，增大燃燒空氣質量分數是不希望在100%工況下出現富燃和冒煙的狀況，是為了控制冒煙。這一因素給燃燒室設計帶來一系列變化，也帶來試驗研發方面的變化：（1）不再有主燃孔；（2）火焰筒頭部高度增加；（3）燃燒區分為主模燃燒區和副模燃燒區；（4）副油路采用單油路離心噴嘴；（5）主油路采用直孔噴射；（6）火焰筒壁面最好采用發散冷卻方式；（7）副模采用弱旋流設計；（8）高進口馬赫數可能采用空氣分配器式擴壓器。

圖5 常規燃燒室結構

圖6 先進燃燒室結構

4.3 燃燒室試驗的差異

先進燃燒室在設計方面的變化導致其在試驗研發上也有很大不同。由于先進燃燒室的燃燒空氣全部由頭部進入，沒有主燃孔，燃燒區的空氣動力學完全由頭部的空氣模確定。這樣在試驗和研發時，單頭部燃燒室試驗的重要性大大提高，燃燒室的基本性能問題都可以在單管燃燒室上研究并得以解決。這樣就涉及到初步設計的定義和研發的內容有所改變，在初步設計階段，在單頭部燃燒室上基本的燃燒問題都得以解決，然后才進入詳細設計階段和全環燃燒室設計階段。單頭部燃燒室重要性大大增加，這是燃燒室試驗研發上的重大變化。在過去仿制過程中不需要從單頭部燃燒室開始，對單頭部燃燒室在先進燃燒室設計中的重要性認識遠遠不足。總之先進燃燒室的設計與研發完全進入了1 個新階段，設計研發者和管理者需要要有新的理念、思路和規劃。

5 總結

關于先進燃燒室的設計研發有以下幾點總結：

（1）燃燒室是“試”出來的，不是“畫”出來的，也不能“算”出來，更絕對不可“抄”來或“買”來。

（2）在燃燒室研發各階段中，技術研發階段尤為重要，只有完全掌握技術才能開始型號研究。

（3）先進燃氣輪機燃燒室與傳統燃燒室相比，無論是燃燒組織方式還是燃燒室試驗都有很大差異，單頭部燃燒室的重要性顯著提升，設計研發者要有新的理念、思路和規劃。