燃燒室火焰筒頭部性能對比試驗

付 靜 ，田建光 ，曾以明 ，趙婷杰 ，郭天水 ，何園源 ，2

（1.中國航發貴陽發動機設計研究所，貴陽 550081；2.南京航空航天大學能源與動力學院，南京 210016）

0 引言

燃燒室是航空發動機3 大部件之一，其主要功能是將燃料和空氣進行混合燃燒，并使燃料的化學能轉變為燃氣的熱能，被喻為發動機的心臟[1-2]。航空發動機的工作可靠性在很大程度上取決于燃燒室工作的可靠性[3]。其中，火焰筒作為燃燒室最主要的部件，主要負責完成油氣混合以及燃燒過程[4]。火焰筒頭部是燃油供入、油氣混合、火焰穩定的主要區域，大部分燃油在主燃區內完成燃燒，同時在摻混區通過合適的冷氣流摻混，調控出口溫度場[2-3]。火焰筒頭部結構設計是完成火焰筒設計和決定火焰筒整體性能好壞的關鍵。隨著發動機性能的發展，燃燒室火焰筒在高溫、劇烈振動和嚴重熱沖擊等惡劣條件下工作的問題越發突出，工作時會產生很大的熱應力、蠕變應力和疲勞應力，從而導致發生裂紋、變形、掉塊、燒蝕和腐蝕等故障[5-6]。因此，設計一種在滿足燃燒室工作可靠性和耐久性基本要求下，有效降低火焰筒壁面溫度的冷卻結構具有重要意義。

目前，國內外的燃燒室火焰筒的冷卻形式已由最初的氣膜冷卻發展到沖擊、發散、氣膜及層板等多種冷卻的復合冷卻形式[7]，冷卻結構也由最初的單層壁發展到雙層壁、浮動壁[8-9]等冷卻結構。Gustafsson等[10]研究了不同進口溫度、速度和孔的傾向角度對多斜孔壁面溫度分布的規律；Mongia 等[11]運用試驗方法對比分析了致密微孔壁冷卻和Lamilloy 層板冷卻性能；齊海帆[12]研究了燃燒室頭部設計對燃燒室性能的影響；張凈玉[13]以航空發動機燃燒室冷卻為背景，對帶導流環的沖擊/氣膜冷卻結構開展了數值模擬和試驗研究；劉高恩[14]對燃燒的壁溫特性進行試驗研究發現，燃燒室內部流動具有較強的渦旋，速度場分布極為復雜；李季[15]以某型3 級旋流燃燒室火焰筒冷卻方案設計參數為基礎，針對多斜孔、復合角和沖擊/氣膜3種冷卻方式開展了3維數值模擬研究。

本文針對改進后火焰筒頭部與原型火焰筒頭部進行了性能對比試驗，為下一階段該型發動機燃燒室火焰筒頭部穩定性試驗提供依據。

1 試驗設備

1.1 試驗件

試驗在某單管燃燒試驗器上進行，所用試驗件是在現有資源全環火焰筒上進行切割得到，為扇形結構，包括3 個頭部，切割后的燃燒室機匣扇形件和火焰筒扇形件兩側用相應結構的側板進行封堵，封堵火焰筒扇形件的側板為雙層結構，外層側板帶發散冷卻小孔，用于冷卻內層側板。扇形火焰筒結構如圖1 所示。

圖1 扇形火焰筒結構

其中，原型火焰筒頭部冷卻結構采用傳統的孔板加擋濺板的形式，單個燃燒室頭部孔板開均布44個?1.55 mm 的冷卻孔，56個?1.4 mm的冷卻孔，40個?1 mm 的冷卻孔，原型火焰筒頭部結構如圖2 所示。在進行降低冒煙數燃燒室頭部性能試驗時，發現燃燒室頭部擋濺板存在大面積高溫痕跡，表面凹凸不平，變形十分嚴重，擋濺板高溫變形情況如圖3所示。

圖2 原型火焰筒頭部結構

圖3 擋濺板高溫變形情況

通過對降低冒煙數燃燒室頭部性能試驗結果進行分析，得到造成該情況的原因是火焰筒頭部出現了無效角渦導致火焰筒局部高溫導致的，從燃燒室頭部的冷卻氣流通過小孔沖擊冷卻已不滿足壁面的冷卻。因此，本文通過改進火焰筒頭部冷卻結構來消除渦流器兩側的無效高溫角渦，以降低擋濺板的溫度，從而改善燃燒室頭部高溫燒蝕。改進型火焰筒頭部冷卻結構主要由導流孔板和導流護罩組成，導流孔板錐形段與燃燒室中心軸線的夾角為55°，在孔板上設計了30 個?2 mm 的小孔，導流護罩錐段與燃燒室中心軸線的夾角為56°，外表面與導流孔板內表面形成收斂的冷卻間隙，導流護罩上設計了30 個?1 mm 的小孔，用于套筒的冷卻，改進型火焰筒頭部結構如圖4所示。

圖4 改進型火焰筒頭部結構

1.2 試驗裝置

試驗裝置主要由進氣系統、排氣系統、空氣加溫系統、試驗段、燃油系統、冷卻水系統、測控系統等組成，試驗裝置如圖5所示。

圖5 試驗裝置

進氣系統由進氣管路、流量調節閥、流量測量裝置、調節閥等組成。通過流量噴嘴測量空氣流量，測量精度為±1.5%；通過進氣調節閥和排氣蝶閥調節試驗件進口壓力；加溫系統可選用換熱器和直接加溫器或兩者組合的方式，直接加溫方式應保證試驗件進口氣流的余氣系數大于7；試驗段包括進口轉接測量段、燃燒室試驗件、出口轉接測量段。進口轉接測量段采用漸進的收斂流道，流道外壁根據燃燒室進口尺寸按等外徑設計，通道內壁按維托辛斯基收斂規律造型。出口轉接測量段采用水套冷卻的方式；采用回油調節的方式，柱塞泵量程為1800 L/h，質量流量計量程為0～1200 L/h，精度為±0.2%；測控系統采用FCS2000 系統，精度為±0.05%。試驗裝置臺架狀態如圖6所示。

圖6 試驗裝置臺架狀態

2 試驗內容

航空發動機燃燒室的試驗方法根據試驗條件一般可以分為原型試驗法和物理模型試驗法。原型試驗法是在實際燃燒室上進行各參數的測量，即在實際燃燒室上進行全壓試驗；物理模型試驗法則采用原型尺寸的燃燒室，但在簡化或縮小的工況參數下進行試驗[16]。從國內外燃燒室的發展來看，現有燃燒室試驗條件，滿足不了現役及新型發動機全尺寸燃燒室在地面起飛等大狀態下的全參數試驗[17]，同時，在全壓（或全參數）條件下對燃燒室進行設計和調試，雖然所得的結果可靠，但實際試驗有很大的局限性，如對試驗的氣源要求非常高、設備復雜、周期長、費用大等[18-20]。

在扇形段試驗器上，用較低壓力和進口流量所得到的燃燒室主要性能指標和實際工況下對應指標的關系既是模擬準則所要解決的主要問題。

本文采用等速度準則作為模化試驗的方法，模化時進口流速與實際流速相等，供油情況、進口溫度相同，燃燒室幾何相似。

式中：PM為模化后壓力；PF為實際壓力；GM為模化后流量；GF為實際流量。

試驗狀態的余氣系數和進、出口溫度相同，模化后的試驗參數及其他狀態試驗參數見表1。

表1 模化后的試驗參數及其他狀態試驗參數

3 試驗結果

3.1 壁溫分布試驗

燃燒室的火焰筒要在高溫、劇烈振動和嚴重熱沖擊等惡劣條件下工作，因而會產生很大的熱應力、蠕變應力和疲勞應力，容易導致火焰筒發生變形、開裂、掉快、燒蝕和脫焊等故障。火焰筒壁溫與其內部燃燒組織及冷卻安排直接有關，它的高低是影響火焰筒壽命的關鍵。當前，對火焰筒壁溫分布測量方法中，熱電偶測量因其精度高，測量火焰筒壁面上少數點的溫度比較方便，成為了最早和應用最廣泛的一種測量方式[21]。

在現實工作中，由于材料的差異，制造出的熱電偶具有不同的使用特性，適用于不同溫度范圍和工作環境。結合本文試驗實際，對原型火焰筒頭部和改進型火焰筒頭部按照表1 中的狀態1 參數，采用敷設K型鎳鉻-鎳硅熱電偶方式對2 個方案火焰筒的頭部壁溫進行測量，測量精度為±0.75%。

原型火焰筒頭部測點位置在擋濺板上，每個頭部各布置4 個點，總共3 個頭部、12 個測點，在擋濺板上根據熱電偶位置加工4 個?1.2 mm 的小孔將引線引出，再在孔板上相應位置開4 個?1.2 mm 的小孔將引線引出，沿著火焰筒外壁面固定，最后從機匣上的測試引線管引出，12 個測點分別用T1～T12命名，其半徑方向高度為L=27.5 mm，R=22 mm，原型火焰筒頭部測點位置如圖7所示。

圖7 原型火焰筒頭部測點位置

改進型火焰筒頭部測點位置在孔板上，布置方式與原型火焰筒頭部相同，其半徑方向高度為L=30.5 mm，R=27 mm，改進型火焰筒頭部測點位置如圖8 所示。

圖8 改進型火焰筒頭部測點位置

得到改進前后2 頭部壁溫試驗后狀態，原型火焰筒頭部壁溫測量后狀態和改進型火焰筒頭部壁溫測量后狀態分別如圖9、10所示。

圖9 原型火焰筒頭部壁溫測量后狀態

圖10 改進型火焰筒頭部壁溫測量后狀態

2頭部熱電偶壁溫測量曲線如圖11所示。

圖11 壁溫測量曲線

3.2 燃燒效率試驗

對原型和改進型火焰筒頭部依次按照表1中的狀態1進行性能試驗，通過精度為1%FS燃氣分析儀測量得到燃氣中CO、CO2、氮氧化物和未燃碳氫UHC 的質量分數，分別為λCO、λCO2、λNOx、λVHC，見表2。然后利用燃氣成分計算燃燒效率。

表2 燃氣成分質量分數

式中：Hu為燃油燃燒凈熱值；EIi為排放指數，即1 kg燃油實際燃燒排放了i組分氣體。

燃燒效率測量結果表3。

表3 燃燒效率測量結果

3.3 地面點火試驗

對原型和改進型火焰筒頭部依次按照表1 中的狀態2 進行地面點火試驗，錄取燃燒室貧油點火邊界，本次地面點火試驗共計選取6 個試驗點，壓比取值2%、3%、4%、5%、6%、7%。通過判斷燃燒室出口每支熱電偶的溫升都大于80 ℃來確認點火成功。本次試驗通過在某余氣系數下點3 次，2 次以上點燃則認為在該余氣系數下點火成功，取3 次點火余氣系數平均值，作為著火點余氣系數。地面點火邊界對比曲線如圖12 所示，橫坐標余氣系數采用無量綱形式給出，僅作參考。

圖12 地面點火邊界對比曲線

3.4 貧油熄火試驗

對原型和改進型火焰筒頭部依次按照表1 中的狀態3 進行貧油熄火試驗，錄取燃燒室的貧油熄火邊界，選取6 個試驗點，壓比取值2%、3%、5%、6%、8%、9%。本次試驗通過逐漸減少供油量的方法來調節余氣系數，逐漸逼近熄火點，通過攝像頭拍攝觀察窗觀測火焰來判斷燃燒室熄火與否，從而得到不同壓比狀態的熄火余氣系數。地面慢車熄火邊界對比曲線如圖13 所示，油氣比不高于0.005，橫坐標余氣系數采用無量綱形式給出，僅作參考。

圖13 地面慢車熄火邊界對比曲線

4 試驗分析

試驗件頭部零件材料采用GH3044 合金，可在900 ℃以下長期工作[22]，由壁溫測量結果可知，原型燃燒室頭部結構可靠性及耐久性不能滿足燃燒室長期工作要求。改進型火焰筒頭部壁溫較原型火焰筒頭部顯著降低，冷卻效果有了較大改進，試驗完成后火焰筒表面狀態良好，未見明顯高溫區，頭部擋濺板不存在高溫燒蝕痕跡，也無變形。主要是因為原型火焰筒頭部冷卻結構采用傳統的孔板加擋濺板的形式，而優化后的火焰筒頭部冷卻氣流通過導流孔板上沿周向均布的冷卻小孔沖擊導流護罩，增強了與導流護罩的對流換熱，沿導流孔板與導流護罩形成的夾層通道生成狹縫氣膜，對導流護罩下游起到了很好的保護，進而降低了燃燒室頭部的高溫，增強燃燒室頭部的冷卻。

燃燒效率是評價燃燒室各項性能的重要指標之一，通過燃燒效率測量可知，2 種火焰筒頭部在同一試驗工況下燃燒效率均大于0.99，一致性較好，說明試驗結果真實可靠。改進型火焰筒在冷卻效果有了較大提升的基礎上，燃燒效率并未受到影響，燃燒效率相差0.38%的原因是由于2 頭部在幾何結構進氣量的分配上存在微小差異造成的。

通過點火邊界曲線對比得出，在壓比2%和3%的狀態下，2頭部著火余氣系數相近，在壓比4%～7%的狀態下，改進型著火余氣系數更大，點火邊界更寬。2 個方案采用相同的渦流器，流場形態相似，改進型火焰筒頭部的點火性能略優于原型火焰筒頭部，這是由于改進頭部相比與原型頭部，其進氣量略有減少，火焰筒頭部和燃燒區當量比升高，有利于燃燒室的點火。從結果可以表明，燃燒室頭部冷卻結構的改變對燃燒室的點火沒有造成負面影響。

通過熄火邊界曲線對比可知，原型和改進型火焰筒頭部熄火邊界相當。表明燃燒室頭部冷卻結構的優化對燃燒室頭部流場結構影響較小，燃燒室流量分配基本沒變化，因而對燃燒室地面慢車貧油熄火邊界影響較小，這對后期燃燒室頭部冷卻結構的優化設計具有一定的指導意義。

5 結論

（1）2 種火焰筒頭部在同工況下壁溫分布存在較大差異，改進型火焰筒頭部壁溫溫度較原型的有較大降低，且溫度分布更均勻。

（2）2 種火焰筒頭部在同工況下燃燒效率均大于0.99，相差0.38%。

（3）在同工況下改進型火焰筒頭部著火余氣系數略大，點火邊界略寬，其性能優于原型的。

（4）2 種火焰筒頭部在同工況下的貧油熄火邊界相當。