民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室試驗(yàn)技術(shù)分析與研究

孟剛，何敏，張經(jīng)緯，陳志龍，秦皓，鄭丹

中國(guó)航發(fā)商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司，上海 200241

0 引 言

民用大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)是干線和支線客機(jī)廣泛使用的動(dòng)力裝置，燃燒室作為其關(guān)鍵部件之一，通常需要具有低排放、低油耗、長(zhǎng)壽命和高可靠性等特點(diǎn)。由于燃燒室內(nèi)部的氣液兩相流動(dòng)及其與化學(xué)反應(yīng)耦合的復(fù)雜性，與壓氣機(jī)和渦輪等部件相比，燃燒室研發(fā)對(duì)試驗(yàn)尤為依賴。美國(guó)GE 公司[1]早期在研制民用發(fā)動(dòng)機(jī)CF6-6 過(guò)程中，在取得適航證前，針對(duì)燃燒室部件共開(kāi)展了22 522 h 的試驗(yàn)，是壓氣機(jī)試驗(yàn)時(shí)數(shù)的2 倍，也是發(fā)動(dòng)機(jī)三大部件（壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪）中試驗(yàn)時(shí)數(shù)最多的。因此，燃燒室試驗(yàn)驗(yàn)證工作對(duì)民機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)研制意義重大，與之相關(guān)的試驗(yàn)技術(shù)研究和發(fā)展也尤為重要。

從2007 年開(kāi)始，國(guó)內(nèi)許多知名學(xué)者如金捷[2]、趙堅(jiān)行[3]、張寶誠(chéng)[4]、張弛[5]等就民機(jī)低污染燃燒室的特點(diǎn)、要求、種類、關(guān)鍵技術(shù)、難點(diǎn)、國(guó)外現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢(shì)等方面進(jìn)行了分析和研究，發(fā)表了許多公開(kāi)文獻(xiàn)，為我國(guó)自主研制大型客機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室提供了技術(shù)支撐。遺憾的是在民機(jī)燃燒室試驗(yàn)技術(shù)系統(tǒng)性分析和總結(jié)方面可參考的文獻(xiàn)較少，目前僅有2 本公開(kāi)著作簡(jiǎn)要介紹了民機(jī)低污染燃燒室相關(guān)的一些試驗(yàn)技術(shù)[6-7]。

為了更好地支撐民機(jī)低污染燃燒室的研發(fā)工作，作者廣泛收集和消化了國(guó)內(nèi)外航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室試驗(yàn)相關(guān)的技術(shù)資料，并對(duì)民機(jī)燃燒室試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行了分析、研究和總結(jié)。

1 民機(jī)燃燒室研發(fā)路徑

技術(shù)成熟度（Technology Readiness Level，TRL）的概念最早由美國(guó)NASA 于20 世紀(jì)90 年代提出，是一種系統(tǒng)客觀的技術(shù)評(píng)價(jià)體系，用于對(duì)某項(xiàng)特定技術(shù)在不同發(fā)展階段或關(guān)鍵節(jié)點(diǎn)能夠達(dá)到的成熟度進(jìn)行衡量，從低到高共分為9 個(gè)等級(jí)（TRL 1～9）。其中，TRL 1 表示研究并報(bào)告基本原理，TRL 2 表示形成技術(shù)方案或應(yīng)用方式，TRL 3 表示關(guān)鍵功能或特性獲得分析及試驗(yàn)驗(yàn)證，TRL 4 表示部件或試板在相關(guān)實(shí)驗(yàn)室環(huán)境中得到驗(yàn)證，TRL 5 表示部件或試板在相關(guān)環(huán)境中得到驗(yàn)證，依次類推，最高等級(jí)TRL 9 表示真實(shí)系統(tǒng)通過(guò)連續(xù)使用得到飛行檢驗(yàn)。

在民機(jī)燃燒室研發(fā)過(guò)程中，航空發(fā)達(dá)國(guó)家的發(fā)動(dòng)機(jī)OEM 廠商（如美國(guó)GE 和PW、英國(guó)RR 等）和科研機(jī)構(gòu)（如美國(guó)NASA、德國(guó)DLR 等）基本上均按圖1 的技術(shù)路線開(kāi)展燃燒室技術(shù)研發(fā)和試驗(yàn)驗(yàn)證工作。國(guó)內(nèi)外文獻(xiàn)均對(duì)此技術(shù)路線進(jìn)行了描述[8-10]。

如圖1 所示，研發(fā)一款全新的民機(jī)燃燒室，通常在TRL 1～2 階段會(huì)提出一個(gè)新穎的低排放燃燒室概念性方案，并明確基本的研究方向。在TRL 3 階段會(huì)針對(duì)單頭部開(kāi)展試驗(yàn)驗(yàn)證，主要考查燃燒室頭部方案的污染排放、貧油熄火、自燃、回火和動(dòng)態(tài)壓力等特性。在TRL 4 階段會(huì)針對(duì)多頭部（扇形或矩形燃燒室）開(kāi)展試驗(yàn)驗(yàn)證，進(jìn)一步驗(yàn)證污染排放、貧油熄火，同時(shí)重點(diǎn)考查高空點(diǎn)火、燃燒效率和火焰筒壁溫。在TRL 5 階段會(huì)針對(duì)全環(huán)燃燒室開(kāi)展試驗(yàn)驗(yàn)證，全面考查高空點(diǎn)火、燃燒效率、污染排放、出口溫度分布、火焰筒壁溫、分級(jí)供油和動(dòng)態(tài)壓力特性，評(píng)估其適用性。在TRL 6 階段會(huì)將全環(huán)燃燒室裝在發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)或整機(jī)上，首次在真實(shí)邊界條件下進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，重點(diǎn)考查燃燒室過(guò)渡態(tài)特性和與渦輪部件的交互作用。在TRL 7 階段會(huì)將燃燒室隨發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)掛在飛機(jī)上進(jìn)行飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。在TRL 8～9階段燃燒室將定型并進(jìn)入服役期。

圖1 典型民機(jī)燃燒室研發(fā)技術(shù)路線圖[8]Fig. 1 Typical roadmap of civil combustor development[8]

2 民機(jī)燃燒室試驗(yàn)技術(shù)分析

2.1 單頭部燃燒室試驗(yàn)（TRL 3）

在一款新型燃燒室研發(fā)過(guò)程中，單頭部試驗(yàn)時(shí)數(shù)占比最多，通常占總試驗(yàn)時(shí)數(shù)的70%左右[11]。其主要原因在于需針對(duì)多個(gè)不同的頭部方案在中小狀態(tài)下（如發(fā)動(dòng)機(jī)的慢車、進(jìn)場(chǎng)和巡航狀態(tài)）開(kāi)展大量的性能篩選試驗(yàn)，重點(diǎn)考查頭部燃燒組織方式對(duì)點(diǎn)火、熄火、燃燒效率和污染排放的影響，并挑選出具有發(fā)展前景的1 或2 個(gè)頭部。民機(jī)燃燒室對(duì)污染排放要求很高，頭部方案的篩選工作量尤為繁重。如果試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)氣壓力和溫度允許，還會(huì)在大狀態(tài)下（如起飛和爬升）對(duì)挑選出的1 或2 個(gè)頭部開(kāi)展進(jìn)一步試驗(yàn)，考查其燃燒效率和污染排放指標(biāo)。期間如果進(jìn)展不順利，還會(huì)反復(fù)修改頭部方案進(jìn)行迭代直到滿意為止?？傊?，該階段可考查除聯(lián)焰、出口溫度分布、壁溫外的多項(xiàng)燃燒室性能。

單頭部試驗(yàn)件通?？梢宰龀蓤A筒、矩形和扇形3 種形式。其中，單扇區(qū)結(jié)構(gòu)相當(dāng)于從全環(huán)燃燒室切下來(lái)一個(gè)頭部，內(nèi)部流場(chǎng)最接近全環(huán)燃燒室部件，具有較好的代表性，其次是矩形，最后為圓筒形。但從設(shè)計(jì)和制造難度角度考慮，圓筒形單頭部最簡(jiǎn)單，單扇區(qū)最復(fù)雜，矩形居中。因此設(shè)計(jì)單頭部試驗(yàn)件時(shí)，應(yīng)從試驗(yàn)關(guān)注點(diǎn)、設(shè)計(jì)難度和加工成本等方面綜合考慮選取構(gòu)型。

對(duì)民機(jī)燃燒室而言，在單頭部上僅開(kāi)展這些試驗(yàn)還遠(yuǎn)遠(yuǎn)不夠，可靠性、安全性和耐久性等方面也需同步進(jìn)行試驗(yàn)考查。為了更好地降低污染排放指數(shù)，滿足適航取證要求，現(xiàn)代民機(jī)燃燒室頭部大多采用貧油預(yù)混預(yù)蒸發(fā) （LPP）技術(shù)，但該技術(shù)存在自燃、回火和振蕩燃燒等先天不足。尤其是現(xiàn)代發(fā)動(dòng)機(jī)為了提高推進(jìn)效率，總壓比越來(lái)越高，使燃燒室進(jìn)氣壓力和溫度也越來(lái)越高，燃油與高溫高壓空氣預(yù)混后自燃的風(fēng)險(xiǎn)也越來(lái)越大。為了克服這些不足，需要在TRL 3 階段就開(kāi)展自燃、回火及振蕩燃燒等試驗(yàn)研究，在頭部方案設(shè)計(jì)上盡量予以克服，避免將問(wèn)題帶到下一階段。

振蕩燃燒是民機(jī)低污染燃燒室研發(fā)上的一大“頑疾”，一旦發(fā)生可能會(huì)導(dǎo)致燃燒室零部件損壞，影響發(fā)動(dòng)機(jī)安全。因此，國(guó)外十分重視振蕩燃燒的試驗(yàn)研究。美國(guó)GE 公司[8]先后建設(shè)了2 個(gè)可調(diào)頻燃燒室聲學(xué)試驗(yàn)臺(tái)（TCA）來(lái)專門(mén)測(cè)試雙環(huán)腔預(yù)混旋流（TAPS）單頭部燃燒室的脈動(dòng)頻率和幅值（圖2）。但TRL 3 階段僅能對(duì)振動(dòng)燃燒進(jìn)行機(jī)理性研究，并不能給出燃燒不穩(wěn)定性情況的結(jié)論，因?yàn)槠渎晫W(xué)邊界與全環(huán)燃燒室完全不同。

圖2 GE 公司可調(diào)頻燃燒室聲學(xué)試驗(yàn)臺(tái)[8]Fig. 2 Tunable combustor acoustics rig of GE[8]

燃燒室燃料清潔燃燒的關(guān)鍵在于使燃油與空氣在燃燒前盡可能快速且均勻地混合。為達(dá)到這一目的，就需要噴嘴內(nèi)部的燃油流道和噴油孔尺寸越小越好[12]。但由于燃燒室進(jìn)氣溫度越來(lái)越高，噴嘴如不采取熱防護(hù)措施，其內(nèi)部流道很容易產(chǎn)生燃油結(jié)焦而堵塞，影響正常供油。民機(jī)燃燒室具有高可靠性和長(zhǎng)壽命的要求，大修壽命通常要求不低于5 000～10 000 次飛行循環(huán)。從維護(hù)角度考慮，希望噴嘴結(jié)焦壽命能與燃燒室大修壽命同步[13]。因此，如何防止噴嘴內(nèi)部燃油結(jié)焦也成為低污染燃燒室一項(xiàng)需盡早解決的關(guān)鍵問(wèn)題。目前國(guó)內(nèi)外常采用的防結(jié)焦措施有噴嘴外殼體與內(nèi)部采用間隙隔熱、內(nèi)部不同油路互相冷卻和分級(jí)供油停止后吹掃流道殘油等，但無(wú)論何種措施都需要開(kāi)展足夠時(shí)長(zhǎng)的試驗(yàn)進(jìn)行方案驗(yàn)證。為此，有必要針對(duì)單頭部燃燒室開(kāi)展噴嘴熱防護(hù)試驗(yàn)，考查噴嘴耐久性，盡早克服結(jié)焦問(wèn)題。

美國(guó)GE 公司對(duì)噴嘴熱防護(hù)試驗(yàn)工作投入了巨大精力。在研發(fā)GEnx 發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)程中（2004—2006年），GE 公司針對(duì)單頭部燃燒試驗(yàn)臺(tái)上的TAPS 噴嘴，開(kāi)展了50 000 次低周疲勞循環(huán)試驗(yàn)和16 000 次以上的吹掃循環(huán)試驗(yàn)，最高進(jìn)氣狀態(tài)達(dá)到了4.1 MPa、650 ℃。之后又在整機(jī)上開(kāi)展了2 000 次吹掃循環(huán)試驗(yàn)，充分考查了噴嘴的耐久性。

開(kāi)展以上這些試驗(yàn)，需配置單頭部綜合性能試驗(yàn)器。這類試驗(yàn)器通常對(duì)氣源供氣流量要求不高（一般在5 kg/s 以內(nèi)），但氣源供氣壓力和空氣加溫能力最好能夠滿足單個(gè)燃燒室頭部從常溫負(fù)壓到常溫常壓再到高溫高壓全狀態(tài)的試驗(yàn)要求。由于模擬負(fù)溫需要專門(mén)的空氣制冷系統(tǒng)，代價(jià)較高，而模擬高空負(fù)壓相對(duì)容易（可采用排氣加引射器或真空罐抽氣），因此開(kāi)展高空點(diǎn)火試驗(yàn)往往只模擬高空壓力，不模擬高空溫度[7]。

TRL 3 階段試驗(yàn)內(nèi)容偏基礎(chǔ)研究，需采用豐富的測(cè)試手段。除需配置常規(guī)的壓力掃描閥、溫度掃描閥等儀器來(lái)測(cè)量試驗(yàn)件氣體壓力和溫度外，通常還配置污染排放、光學(xué)、脈動(dòng)壓力和聲學(xué)測(cè)量等系統(tǒng)。

污染排放測(cè)試系統(tǒng)用于測(cè)量燃燒室出口UHC（未燃碳?xì)洌?、NOx、CO、CO2、O2等氣態(tài)成分和冒煙情況，系統(tǒng)配置、測(cè)量程序和數(shù)據(jù)處理等需符合國(guó)際民航組織（ICAO）和美國(guó)汽車工程師協(xié)會(huì)（SAE）最新規(guī)范要求。

光學(xué)測(cè)試通常包括CCD 高速相機(jī)、PIV（粒子圖像測(cè)速）、PLIF（平面激光誘導(dǎo)熒光）、米式散射、LII（激光誘導(dǎo)熾光）等多種方法和儀器。其中CCD高速相機(jī)可用來(lái)拍攝點(diǎn)火和火焰?zhèn)鞑ミ^(guò)程，PIV 可用于測(cè)量燃燒室內(nèi)部冷/熱態(tài)流場(chǎng)，PLIF 可用于測(cè)量燃燒反應(yīng)區(qū)組分濃度，米式散射可用于測(cè)量反應(yīng)區(qū)燃油顆粒濃度，LII 可用于測(cè)量碳煙濃度。

開(kāi)展光學(xué)測(cè)量時(shí)需要在燃燒室外殼和火焰筒設(shè)置光學(xué)觀察窗。光學(xué)觀察窗結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)需考慮的因素較多，其中保證在高溫高壓環(huán)境下光學(xué)觀察窗密封良好不漏氣、不被油滴污染和避免熱膨脹損壞是光學(xué)試驗(yàn)成功的關(guān)鍵。國(guó)外較成熟的觀察窗采用耐高溫、熱膨脹系數(shù)小的石英玻璃，并用空氣吹掃其內(nèi)壁形成一層保護(hù)氣膜[14]（圖3）。

圖3 RR 公司燃燒室光學(xué)測(cè)試試驗(yàn)段[14]Fig. 3 Optical measurement test rig of RR[14]

脈動(dòng)壓力及聲學(xué)特性測(cè)試系統(tǒng)主要用于振蕩燃燒試驗(yàn)。由于溫度較高，脈動(dòng)壓力測(cè)量通常選用半無(wú)限長(zhǎng)管法，將動(dòng)態(tài)壓力傳感器與燃燒室本體隔開(kāi)。

2.2 多頭部燃燒室試驗(yàn)（TRL 4）

多頭部燃燒室試驗(yàn)件以扇形件為主，通常設(shè)計(jì)為60°～90°扇形，偶爾也有矩形。常取全環(huán)燃燒室的3～5 個(gè)頭部，進(jìn)出口高度尺寸與真實(shí)燃燒室保持一致，帶真實(shí)的火焰筒和內(nèi)外環(huán)腔，但進(jìn)口一般不帶擴(kuò)壓器。試驗(yàn)內(nèi)容主要包括冷態(tài)流量分配試驗(yàn)、點(diǎn)火試驗(yàn)（含聯(lián)焰）、慢車貧油熄火試驗(yàn)、起飛–著陸循環(huán)（LTO）污染排放試驗(yàn)、出口溫度分布試驗(yàn)等，所需試驗(yàn)器主要有燃燒室點(diǎn)火試驗(yàn)器和扇形燃燒室試驗(yàn)器。前者需具備空氣制冷能力（?40～?50 ℃）和負(fù)壓抽吸能力（20～30 kPa），后者與單頭部試驗(yàn)器相比，流量較大，一般是其4 倍（約20 kg/s）。

開(kāi)展對(duì)扇形燃燒室冷態(tài)流量分配試驗(yàn)，通常直接在點(diǎn)火試驗(yàn)器上（常溫常壓）采用“堵孔法”分別測(cè)定進(jìn)入頭部的燃燒空氣、火焰筒冷卻空氣和內(nèi)外環(huán)腔引氣的比例，為下一步開(kāi)展點(diǎn)火試驗(yàn)時(shí)計(jì)算進(jìn)入火焰筒的燃燒空氣提供依據(jù)。

流量分配試驗(yàn)完成后，可直接開(kāi)展點(diǎn)火試驗(yàn)（主要包括地面和高空點(diǎn)火試驗(yàn)）測(cè)定燃燒室貧油點(diǎn)火邊界，觀察頭部聯(lián)焰效果。通常從地面常溫常壓點(diǎn)火開(kāi)始，逐漸降低進(jìn)氣溫度和壓力（模擬高空風(fēng)車狀態(tài)），最后模擬至9～10 km 的高度，得到如圖4 所示的點(diǎn)火邊界線圖[15]。

圖4 RR 公司扇形燃燒室高空點(diǎn)火試驗(yàn)結(jié)果[15]Fig. 4 Sector ignition test results of RR[15]

點(diǎn)火試驗(yàn)完成后，試驗(yàn)件轉(zhuǎn)入扇形試驗(yàn)臺(tái)上開(kāi)展熱態(tài)綜合性能試驗(yàn)，測(cè)量慢車貧油熄火邊界、燃燒效率、壓力損失和LTO 規(guī)定狀態(tài)下的污染排放等內(nèi)容，初步考查出口溫度分布和火焰筒壁溫分布。期間同步開(kāi)展分級(jí)供油試驗(yàn)，測(cè)定不同主副油比例下的污染排放指數(shù)。另外，試驗(yàn)件頭部端面需布置熱電偶用于監(jiān)測(cè)回火，火焰筒需布置動(dòng)態(tài)壓力測(cè)點(diǎn)用于監(jiān)測(cè)聲學(xué)振蕩特性。

扇形燃燒室試驗(yàn)需注意2 個(gè)問(wèn)題：1）火焰筒側(cè)壁冷卻問(wèn)題。通常扇形燃燒室兩邊緣側(cè)壁需單獨(dú)引入冷卻空氣防止燒蝕，會(huì)對(duì)邊緣頭部的流場(chǎng)產(chǎn)生干擾。因此試驗(yàn)過(guò)程中應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注中間頭部的性能表現(xiàn)，邊緣2 個(gè)頭部的性能表現(xiàn)僅供參考（即如采用5 頭部試驗(yàn)件，則只有中間3 個(gè)頭部測(cè)量結(jié)果有效）。2）高壓扇形燃燒室耐壓?jiǎn)栴}。由于扇形燃燒室機(jī)匣結(jié)構(gòu)不對(duì)稱，耐壓受到很大影響，壓力越高越危險(xiǎn)，因此開(kāi)展全溫全壓試驗(yàn)存在一定難度。為克服這一困難，常規(guī)的做法是在機(jī)匣外壁加加強(qiáng)筋來(lái)提高強(qiáng)度，但耐壓仍然有限。針對(duì)更高的壓力（如3 MPa以上），一種更好的做法是將試驗(yàn)件放入一個(gè)高壓艙（圖5），使機(jī)匣壓差減小，提高安全等級(jí)[16-17]，但同時(shí)須面對(duì)并解決一些新問(wèn)題，如燃油總管全部暴露在艙內(nèi)的高溫空氣中，必須采取隔熱措施等。

圖5 扇形燃燒室高壓試驗(yàn)艙[17]Fig. 5 Test plenum for sector combustor[17]

國(guó)內(nèi)外普遍采用多支固定耙測(cè)量扇形燃燒室出口參數(shù)，但偶爾也有旋轉(zhuǎn)式掃描測(cè)量的案例[17]，如圖6所示。

圖6 扇形燃燒室出口掃描測(cè)量機(jī)構(gòu)[17]Fig. 6 Traverse gear for sector combustor measurement[17]

2.3 全環(huán)燃燒室試驗(yàn)（TRL 5）

開(kāi)展全環(huán)燃燒室試驗(yàn)主要是為了在燃燒室裝入發(fā)動(dòng)機(jī)前全面考查其高空點(diǎn)火及聯(lián)焰、熄火邊界、燃燒效率、污染排放、燃油分級(jí)、動(dòng)態(tài)特性和出口溫度分布等，評(píng)估其適用性；同時(shí)，與燃燒室耐久性密切相關(guān)的火焰筒壁面冷卻和熱應(yīng)力也可以充分得到驗(yàn)證和評(píng)估[8]。此階段仍需點(diǎn)火試驗(yàn)器，配置全環(huán)燃燒室試驗(yàn)器。全環(huán)試驗(yàn)器具有空氣流量大（通常為50 kg/s以上）、壓力/溫度高等特點(diǎn)，建設(shè)成本和運(yùn)行費(fèi)用都很高（國(guó)內(nèi)運(yùn)行成本通常為10～20 萬(wàn)元/時(shí)）。

全環(huán)燃燒室試驗(yàn)內(nèi)容及過(guò)程與扇形燃燒室基本相同。如果設(shè)備能力允許，最后可進(jìn)入到全溫全壓狀態(tài)，在真實(shí)的壓力、溫度和流量下考查燃燒室的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和性能指標(biāo)。

全環(huán)燃燒室出口參數(shù)測(cè)量不再采用固定耙，而是采用旋轉(zhuǎn)移位測(cè)量機(jī)構(gòu)，如圖7 所示。該機(jī)構(gòu)是全環(huán)燃燒室試驗(yàn)極為關(guān)鍵的測(cè)量設(shè)備，需要在高溫高壓燃?xì)饬鞯臎_刷下連續(xù)旋轉(zhuǎn)并持續(xù)工作一定時(shí)間才能達(dá)到360°全場(chǎng)掃描效果。機(jī)構(gòu)的擺盤(pán)上通常安裝3 或4 支均布的多點(diǎn)熱電偶耙或燃?xì)馊影遥瑴y(cè)量燃燒室出口的溫度場(chǎng)或污染排放。如果是多點(diǎn)獨(dú)立的燃?xì)馊影?，還可用于出口壓力場(chǎng)和溫度場(chǎng)測(cè)量。

圖7 法國(guó)DGA 全環(huán)燃燒室出口旋轉(zhuǎn)測(cè)量機(jī)構(gòu)[1]Fig. 7 Traverse gear for full-annual combustor measurement of DGA[1]

旋轉(zhuǎn)移位機(jī)構(gòu)測(cè)量污染排放時(shí)可采用連續(xù)掃描，測(cè)量出口溫度分布采用步進(jìn)式掃描。燃?xì)獾膲毫蜏囟仍礁?，工作環(huán)境越惡劣；掃描試驗(yàn)越長(zhǎng)，對(duì)旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)和測(cè)量耙的耐久性和可靠性要求越高。在單個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)下，如采用熱電偶測(cè)量出口溫度場(chǎng)，通常完成360°掃描需要7 min[18]，如果采用燃?xì)夥治龇y(cè)量出口溫度場(chǎng)則需要1～2 h[7]（具體取決于單次旋轉(zhuǎn)角度和燃?xì)夥治鲈O(shè)備的數(shù)量）。在此過(guò)程中，試驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)要保持較高的穩(wěn)定性，否則測(cè)量結(jié)果會(huì)出現(xiàn)失真，這對(duì)全環(huán)試驗(yàn)器的控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)提出了較高的要求。

2.4 試驗(yàn)共性問(wèn)題總結(jié)

在上述3 個(gè)階段中，燃燒室以大量的試驗(yàn)作為驗(yàn)證手段，技術(shù)成熟度不斷提高（從TRL 3 發(fā)展到TRL 5）。雖然幾個(gè)階段存在相同的試驗(yàn)內(nèi)容，但重復(fù)試驗(yàn)是十分必要的，因?yàn)槊總€(gè)階段燃燒室構(gòu)型不同，其性能表現(xiàn)需要反復(fù)驗(yàn)證。

單頭部試驗(yàn)階段主要考查燃燒室的點(diǎn)火熄火、壓力損失、燃燒效率和污染排放性能；多頭部/扇形試驗(yàn)階段在前一階段的基礎(chǔ)上對(duì)上述性能進(jìn)行重復(fù)性驗(yàn)證，同時(shí)重點(diǎn)考查點(diǎn)火聯(lián)焰和出口溫度分布；全環(huán)試驗(yàn)階段在之前所有試驗(yàn)的基礎(chǔ)上全面驗(yàn)證全尺寸燃燒室的點(diǎn)火及聯(lián)焰、熄火、壓力損失、燃燒效率、出口溫度分布、污染排放及動(dòng)態(tài)特性。針對(duì)各階段相同的試驗(yàn)內(nèi)容，應(yīng)注意以下共性問(wèn)題：

1） 開(kāi)展點(diǎn)火試驗(yàn)時(shí)試驗(yàn)件所需的供油量較小，并且隨著模擬高度的增加和空氣流量的減少，供油量也越來(lái)越?。ㄗ钚】赡軙?huì)低于10 g/s）。為獲得準(zhǔn)確的油氣比，應(yīng)十分注意燃油流量的調(diào)節(jié)和測(cè)量，并最好配置成熟的高精度燃油流量調(diào)節(jié)閥和科氏力質(zhì)量流量計(jì)。

2） 開(kāi)展熱態(tài)綜合性能試驗(yàn)時(shí)，進(jìn)氣加溫一定要采用無(wú)污染的加溫方式（如電加溫、天然氣爐換熱加溫等），因?yàn)榭諝庵械难鯕夂繒?huì)直接影響燃燒室的性能（尤其是污染排放）。另外，進(jìn)氣溫度調(diào)節(jié)不宜過(guò)快，溫升通常應(yīng)控制在10 K/min 以內(nèi)，否則會(huì)使加溫器下游管道法蘭產(chǎn)生較大的應(yīng)力梯度，造成疲勞損壞[18]。

3） 開(kāi)展熱態(tài)綜合性能試驗(yàn)時(shí)，試驗(yàn)狀態(tài)盡量要遵循由小到大的原則，即按慢車、進(jìn)場(chǎng)、巡航、爬升和起飛循序漸進(jìn)依次試驗(yàn)，防止試驗(yàn)件或試驗(yàn)設(shè)備出現(xiàn)無(wú)法挽回的故障。另外，燃油噴嘴保護(hù)也十分重要，燃燒室性能測(cè)試完成后，應(yīng)將空氣溫度降至200 ℃以內(nèi)才能熄火，并建議用氮?dú)獯党鰢娮靸?nèi)部殘油，防止結(jié)焦。

4） 如果受試驗(yàn)設(shè)備能力所限，無(wú)法按照燃燒室真實(shí)進(jìn)口參數(shù)開(kāi)展高溫高壓大狀態(tài)試驗(yàn)時(shí)，可采用等速度準(zhǔn)則或郎威爾準(zhǔn)則（Longwell）開(kāi)展降壓模擬試驗(yàn)。前者規(guī)定空氣流量與壓力同比例降低，但進(jìn)氣溫度和油氣比不變；后者規(guī)定只要試驗(yàn)器的“L 值”與真實(shí)燃燒室的“L 值”相等，即使進(jìn)氣壓力和溫度不相同，燃燒效率也相等[19]。但燃燒室進(jìn)口溫度盡量要達(dá)到真實(shí)狀態(tài)規(guī)定的參數(shù)值，否則無(wú)法得到真實(shí)的污染排放數(shù)據(jù)。

5） 開(kāi)展污染排放試驗(yàn)時(shí)，保持燃燒室進(jìn)口參數(shù)穩(wěn)定十分重要，尤其是溫度穩(wěn)定性（最好保持在±2 K），因?yàn)镹Ox 的生成量對(duì)進(jìn)氣溫度特別敏感[20]。另外，燃?xì)馊悠鞒隹跍囟热绻陀?18 K，UHC 和水蒸氣在取樣器內(nèi)部流道中有產(chǎn)生凝結(jié)的風(fēng)險(xiǎn)，其測(cè)量精度難以保證。因此，如何防止慢車和巡航等小狀態(tài)下燃?xì)狻斑^(guò)冷”是一個(gè)很棘手的問(wèn)題。國(guó)外較成熟的做法是采用430～440 K 的高壓加溫水來(lái)冷卻燃?xì)馊悠鱗20-22]。

6） 燃燒室動(dòng)態(tài)壓力特性（振蕩特性）與幾何邊界條件密切相關(guān)，因此只有在全環(huán)燃燒室下的表現(xiàn)才最真實(shí)。單頭部和扇形的振蕩特性都不具有代表性，僅能作為參考。

3 國(guó)內(nèi)外試驗(yàn)技術(shù)差距

歐美發(fā)達(dá)國(guó)家航空發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)起步很早（約20 世紀(jì)40 年代），且軍機(jī)和民機(jī)并重、同步發(fā)展。我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制起步較晚（約20 世紀(jì)60 年代），尤其是民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)，基本上從大飛機(jī)立項(xiàng)后才正式開(kāi)始（約2009 年）。因此國(guó)內(nèi)外燃燒室試驗(yàn)技術(shù)差距較大，主要體現(xiàn)在以下幾個(gè)方面：

3.1 試驗(yàn)壓力與溫度

總體而言，國(guó)外燃燒室試驗(yàn)器壓力和溫度參數(shù)普遍較高，4 MPa、900 K 甚至更高的試驗(yàn)參數(shù)在2000 年以前就有許多案例，如美國(guó)NASA 的ASCR扇 形 臺(tái)（6 MPa、970 K）[23]、PW 的X960 全 環(huán) 臺(tái)（4.5 MPa、920 K）[24]和德國(guó)DLR 的HBK2～HBK4扇形/全環(huán)臺(tái)（4 MPa、973 K）等。近10 年新建的試驗(yàn)器則達(dá)到6 MPa、1 000 K 以上水平，如法國(guó)DGA的K11 全環(huán)試驗(yàn)器（6 MPa、1 073 K）[21]和美國(guó)GE的A20 扇形試驗(yàn)器。據(jù)GE 官網(wǎng)顯示，A20 不僅是GE 公司自身而且也是目前全球壓力和溫度參數(shù)水平最高的燃燒室試驗(yàn)器。2015 年底該試驗(yàn)器建成時(shí)最高試驗(yàn)壓力達(dá)到了6.95 MPa（1 009 psi），最高試驗(yàn)溫度達(dá)到了1 089 K（1 500 ℉），最大空氣流量達(dá)到了54 kg/s（120 lb/s），可用于目前最先進(jìn)的民用發(fā)動(dòng)機(jī)GE9X 的7 頭部扇形燃燒室試驗(yàn)。

相比之下，國(guó)內(nèi)與國(guó)外在這方面差距較大。近20 年來(lái)我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)科研院所的燃燒室試驗(yàn)器實(shí)際能夠達(dá)到的試驗(yàn)壓力、溫度普遍停留在3 MPa、900 K 以內(nèi)的水平，更高壓力和溫度的試驗(yàn)器十分稀缺，2.5 MPa 以上的高溫高壓全環(huán)試驗(yàn)?zāi)芰τ葹楸∪酢Ｖ钡阶罱鼛啄陚€(gè)別科研單位才建成了4.5 MPa、923 K 的扇形燃燒室試驗(yàn)器，縮小了與國(guó)外的差距。

3.2 測(cè)試技術(shù)水平

在燃燒室試驗(yàn)氣動(dòng)參數(shù)測(cè)量方面，國(guó)外的測(cè)量精度往往更高。約1986 年，PW 公司開(kāi)展扇形和全環(huán)燃燒室試驗(yàn)時(shí)，進(jìn)氣壓力測(cè)量精度就能達(dá)到±0.1%，進(jìn)氣溫度在260 ℃以內(nèi)的溫度測(cè)量精度能達(dá)到±0.139 ℃，進(jìn)氣溫度在815 ℃以內(nèi)的溫度測(cè)量精度可達(dá)到±0.56 ℃，出口燃?xì)鉁囟龋ㄗ罡呒s1 800 ℃）測(cè)量精度可達(dá)到±0.5%[24]，而且具有一定代表性。在國(guó)內(nèi)，燃燒室進(jìn)氣壓力和溫度測(cè)量精度目前還普遍停留在±0.5%的水平；出口燃?xì)鉁囟葴y(cè)量誤差受熱電偶耙冷卻影響較大，測(cè)量精度難以達(dá)到±1%（偏差±50 ℃以上都有可能）。

在污染排放測(cè)量方面，國(guó)外科研單位對(duì)國(guó)際通用的ICAO 和SAE 相關(guān)規(guī)范十分熟悉，而且及時(shí)跟進(jìn)最新動(dòng)態(tài)，對(duì)測(cè)試系統(tǒng)的搭建也具有豐富的經(jīng)驗(yàn)。分析儀器方面，UHC、CO、CO2、NOx等成分分析儀技術(shù)已十分成熟，美國(guó)CAI 和德國(guó)Simens 生產(chǎn)的分析儀表在國(guó)內(nèi)外應(yīng)用十分廣泛。另外，從文獻(xiàn)[25]可知，微粒子測(cè)量設(shè)備至少在7 年前就已相對(duì)成熟，歐美很多研究機(jī)構(gòu)的排放測(cè)量系統(tǒng)已廣泛配置，相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)也已頒布（如SAE AIR6241）。在國(guó)內(nèi)，由于軍機(jī)研制起步較早，而民機(jī)起步較晚，國(guó)內(nèi)科研單位對(duì)污染排放重視程度不夠，在測(cè)量規(guī)范上對(duì)ICAO 和SAE 關(guān)注較少，之前一直沿用的是20 世紀(jì)80 年代發(fā)布的2 份國(guó)內(nèi)標(biāo)準(zhǔn)（HB 6116—1987 和HB 6117—1987），直到2020 年才進(jìn)行了升版。在民機(jī)排放測(cè)量方面，目前國(guó)內(nèi)在測(cè)試系統(tǒng)搭建和使用維護(hù)等方面的經(jīng)驗(yàn)較少，國(guó)產(chǎn)的氣體成分分析儀在部分技術(shù)指標(biāo)和可靠性等方面難以滿足測(cè)量規(guī)范的要求。國(guó)內(nèi)已搭建的測(cè)量系統(tǒng)均采用國(guó)外品牌分析儀，多數(shù)系統(tǒng)在樣氣冷卻與保溫、傳輸時(shí)間等方面存在一定問(wèn)題，但依然滿足ICAO 和SAE 的基本要求。微粒子測(cè)量最近幾年才得到關(guān)注，國(guó)內(nèi)部分單位雖已具備顆粒物質(zhì)量和數(shù)量的測(cè)量能力，但不完全滿足最新ICAO 和SAE 規(guī)范要求。

在非接觸式測(cè)量方面，國(guó)外科研機(jī)構(gòu)開(kāi)展燃燒室試驗(yàn)時(shí)，光學(xué)設(shè)備應(yīng)用較多且使用經(jīng)驗(yàn)豐富，如美國(guó)NASA 在ASCR 臺(tái)上配置了PLIF、米氏散射、化學(xué)發(fā)光和拉曼（Raman）等4 種激光測(cè)試能力和光學(xué)冒煙測(cè)量?jī)x，用于單頭部和矩形多頭部試驗(yàn)；德國(guó)DLR 在HBK-S 臺(tái)上配置了PDPA（相位多普勒粒子）、PIV、PLIF、CARS（相干反斯托克斯拉曼散射）、LII 和拉曼6 種光學(xué)設(shè)備，用于單頭部試驗(yàn)。近幾年德國(guó)某公司還有采用瑞利散射測(cè)量3 頭部扇形燃燒室出口流場(chǎng)、壓力和溫度分布的案例[26]。采用這些光學(xué)手段不僅可避免對(duì)燃燒室內(nèi)部流場(chǎng)產(chǎn)生干擾，而且還可以直觀地測(cè)量或呈現(xiàn)反應(yīng)區(qū)的組分濃度、空間分布和火焰結(jié)構(gòu)等，加深設(shè)計(jì)人員對(duì)燃燒室內(nèi)部的流動(dòng)與反應(yīng)過(guò)程的認(rèn)識(shí)，便于設(shè)計(jì)方案的修改和迭代。而國(guó)內(nèi)目前開(kāi)展燃燒室試驗(yàn)仍以接觸式測(cè)量為主，光學(xué)儀器方面僅PIV、PDPA 和PLIF 使用較多，其他光學(xué)設(shè)備由于布置和調(diào)試較復(fù)雜等原因，目前多停留在實(shí)驗(yàn)室階段，尚未達(dá)到工程化應(yīng)用的層面。對(duì)于燃燒室內(nèi)部的光學(xué)測(cè)量，國(guó)內(nèi)具有一定的低頻低壓測(cè)試能力，但仍缺乏成熟的加溫加壓環(huán)境下高頻診斷和光學(xué)試驗(yàn)件設(shè)計(jì)能力。

在燃油噴嘴霧化試驗(yàn)方面，國(guó)外的發(fā)動(dòng)機(jī)OEM供應(yīng)商（如GE 和RR 等公司）已廣泛使用美國(guó)Enurga 公司開(kāi)發(fā)的激光消光技術(shù)和產(chǎn)品（如Setscan）測(cè)量霧錐截面的周向濃度分布和徑向濃度分布，在計(jì)算機(jī)中直接生成易于判讀的密度云圖（圖8、9）。而國(guó)內(nèi)還一直沿用噴嘴試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)（HB 7667—2000）規(guī)定的傳統(tǒng)機(jī)械收集法，存在試驗(yàn)效率低、判讀誤差大等缺點(diǎn)，直到近2～3 年才開(kāi)始陸續(xù)采購(gòu)和使用這種光學(xué)設(shè)備。

圖8 Setscan 噴霧分布測(cè)量?jī)x[27]Fig. 8 Setscan patternator of spray distribution[27]

圖9 Setscan 測(cè)量霧錐截面密度分布圖[27]Fig. 9 Cross-section spray distribution by Setscan[27]

3.3 試驗(yàn)豐富性和前瞻性

國(guó)外航空發(fā)達(dá)國(guó)家不僅在燃燒室試驗(yàn)方面經(jīng)驗(yàn)豐富、測(cè)試手段成熟，而且除常規(guī)試驗(yàn)項(xiàng)目外，還進(jìn)行了許多非常規(guī)試驗(yàn)，較深入地研究了各種因素對(duì)燃燒室性能的影響。例如，為了支撐民機(jī)適航取證，法國(guó)DGA 在2010 年左右開(kāi)展了單頭部燃燒室吸雨模擬試驗(yàn)，檢驗(yàn)了燃燒室的工作穩(wěn)定性和效率損失[28]。為了加深對(duì)點(diǎn)火機(jī)理的理解，德國(guó)DLR 在2010 年左右采用高速攝像和PLIF 等光學(xué)手段研究了高空點(diǎn)火過(guò)程中火焰的傳播規(guī)律[29]。為了研究燃油在噴射時(shí)出現(xiàn)相變對(duì)噴霧特性的影響，加拿大NRC 在2017 年左右采用米氏散射和PIV 等光學(xué)手段研究了壓力霧化噴嘴在燃油超高溫條件下（755 K）的噴霧情況[30]。

考慮到防止噴嘴結(jié)焦、降低污染排放及未來(lái)石油資源面臨枯竭等多種因素，最近幾年國(guó)外正廣泛進(jìn)行SPK（合成烷烴煤油）、生物燃油/煤油混合物等各種替代燃料對(duì)燃燒室性能影響的試驗(yàn)研究，評(píng)估替代航空煤油的可行性[15,31]，部分燃料已進(jìn)入實(shí)用階段。例如，據(jù)國(guó)外網(wǎng)站Aero-Mag 在2020 年10 月報(bào)道，RR 公司將在下一代發(fā)動(dòng)機(jī)Ultrafan 驗(yàn)證機(jī)地面試驗(yàn)中首次使用100%的可持續(xù)航空燃料（Sustainable Aviation Fuel，SAF）。這種低碳燃料已通過(guò)適航認(rèn)證，有望將發(fā)動(dòng)機(jī)的CO2凈排量降低75%以上。

在國(guó)內(nèi)，燃燒室試驗(yàn)科目和內(nèi)容相對(duì)比較傳統(tǒng)和常規(guī)，仍側(cè)重于點(diǎn)熄火、燃燒效率、污染排放和溫度分布等性能的驗(yàn)證，對(duì)民機(jī)燃燒室特有的一些技術(shù)問(wèn)題缺乏足夠的試驗(yàn)研究。例如，國(guó)內(nèi)僅開(kāi)展了少量的噴嘴熱防護(hù)試驗(yàn)和振蕩燃燒機(jī)理性試驗(yàn)研究，幾乎未涉及燃燒室吸雨試驗(yàn)、加溫霧化試驗(yàn)和點(diǎn)火機(jī)理試驗(yàn)。對(duì)于航空替代燃料的研究，目前國(guó)內(nèi)也開(kāi)展了一些相關(guān)試驗(yàn)工作[32-33]，但燃料種類單一（主要為煤基合成燃料），不夠全面和深入，離實(shí)際應(yīng)用尚早，與國(guó)外差距較大。

4 思考與總結(jié)

隨著我國(guó)大型客機(jī)研制工作的開(kāi)展，國(guó)內(nèi)相關(guān)單位從2012 年開(kāi)始也積極研發(fā)配套的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，目前驗(yàn)證機(jī)已基本達(dá)標(biāo)，正在發(fā)展相關(guān)型號(hào)。在借鑒國(guó)外民機(jī)和參考國(guó)內(nèi)軍機(jī)試驗(yàn)技術(shù)的基礎(chǔ)上，我國(guó)民機(jī)燃燒室試驗(yàn)技術(shù)也取得了較快的發(fā)展，國(guó)內(nèi)相關(guān)高校和研究所正在開(kāi)展大量基礎(chǔ)理論和關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)。近幾年，國(guó)內(nèi)針對(duì)窄體客機(jī)和寬體客機(jī)燃燒室，除了開(kāi)展點(diǎn)火熄火、燃燒效率和出口溫度場(chǎng)等常規(guī)的試驗(yàn)科目外，針對(duì)LPP 燃燒室的固有特點(diǎn)還開(kāi)展了煤油結(jié)焦研究試驗(yàn)、穩(wěn)態(tài)噴嘴熱防護(hù)試驗(yàn)、振蕩燃燒研究試驗(yàn)和燃燒室振蕩邊界摸底試驗(yàn)等，在試驗(yàn)方法上積累了寶貴的經(jīng)驗(yàn)。燃燒室污染排放測(cè)試技術(shù)已打破國(guó)內(nèi)局限，基本達(dá)到ICAO 和SAE 最新規(guī)范的要求。PLIF、CARS 等光學(xué)診斷技術(shù)也逐漸受到重視，在單頭部燃燒室試驗(yàn)中應(yīng)用越來(lái)越多。相關(guān)單位對(duì)標(biāo)美國(guó)GE 公司和英國(guó)RR 公司，即將建成一批與國(guó)際水平接軌的民機(jī)燃燒室試驗(yàn)器。由于國(guó)內(nèi)民機(jī)燃燒室研制經(jīng)驗(yàn)尚不夠豐富，相應(yīng)的試驗(yàn)技術(shù)還存在一些有待填補(bǔ)或加強(qiáng)的地方，如燃燒室吸雨試驗(yàn)技術(shù)、循環(huán)工況下的噴嘴熱防護(hù)試驗(yàn)技術(shù)、自燃回火試驗(yàn)技術(shù)和替代燃料試驗(yàn)技術(shù)等。

5 結(jié)論與建議

民機(jī)燃燒室研制與燃燒室試驗(yàn)密不可分，且大量燃燒室試驗(yàn)主要集中在TRL 3～5 階段開(kāi)展。從某種意義上說(shuō)，燃燒室試驗(yàn)技術(shù)水平?jīng)Q定了燃燒室研制水平。民機(jī)燃燒室試驗(yàn)技術(shù)涵蓋試驗(yàn)方法、試驗(yàn)設(shè)備、測(cè)試儀器、數(shù)據(jù)采集與處理等多個(gè)方面，還涉及光學(xué)、聲學(xué)和動(dòng)態(tài)等非常規(guī)測(cè)試領(lǐng)域，需要全面發(fā)展才能支撐民機(jī)低污染燃燒室的研發(fā)工作。

目前，國(guó)內(nèi)外燃燒室試驗(yàn)技術(shù)仍存在著較大差距。但與軍機(jī)相比，民機(jī)相對(duì)開(kāi)放，對(duì)外合作較容易，因此可積極向西方發(fā)達(dá)國(guó)家學(xué)習(xí)先進(jìn)技術(shù)，在試驗(yàn)器建設(shè)、試驗(yàn)方法和測(cè)試技術(shù)等方面廣泛開(kāi)展的國(guó)際合作，取長(zhǎng)補(bǔ)短，快速縮短與發(fā)達(dá)國(guó)家的差距，為我國(guó)商用大飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室研制提供有力的保障，提升行業(yè)的發(fā)展水平。