某型航空发动机火焰筒流量对比试验研究

2013-07-10郭强陈代富贺孝涛

航空发动机 2013年3期

关键词：燃烧室原型火焰

郭强，陈代富，贺孝涛

（海军装备部，西安710054）

某型航空发动机火焰筒流量对比试验研究

郭强，陈代富，贺孝涛

（海军装备部，西安710054）

针对某型发动机在研制过程中频繁发生单位燃油消耗率（SFC）过高的故障，在自行设计的航空发动机燃烧室火焰筒流量测试试验器上，运用模拟压比和模拟马赫数准则，采用冷吹风流量试验法，对比测试了某型发动机燃烧室与原型燃烧室火焰筒空气的流量，并对测试数据进行分析。试验结果表明：发动机燃烧室火焰筒流量分布均匀，与原型燃烧室火焰筒流量相同。该试验法耗时短、成本低，对开展燃烧室火焰筒内空气流量研究具有借鉴意义。

燃烧室；火焰筒；流量；燃油消耗率；航空发动机

0 引言

航空发动机燃烧室是发动机的主要部件之一，其工作可靠性和性能稳定性对整个发动机具有重要的作用。发动机单位燃油消耗率（SFC）是衡量发动机性能的主要指标，降低SFC是发动机研制的重要内容。发动机空气流量是发动机试验的重要参数，也是计算发动机性能的参数，作为计算总推力和总耗油率的重要依据[1-2]。在某型发动机制造过程中，频繁发生SFC过高故障，影响了发动机交付和飞机战技指标的实现。

本文从燃烧室内火焰筒的流场入手[3]，设计了火焰筒流量分布对比试验器，通过冷吹风流量试验法分析燃烧室流量分布对耗油率的影响。

1 试验测试系统设计

航空发动机燃烧室内的流场十分复杂，完全模拟不仅需要较长的周期和较高的费用，还可能因选用的数学模型和计算方法存在不足而产生偏差。采用对比测量法，可以直观地反映燃烧室和原型燃烧室内部流场的差异，加快故障定位。故分别选取10件无耗油率超标的原型新火焰筒与耗油率超标的火焰筒进行对比测试。通过冷吹风流量对比试验，测量燃烧室的出口流量，将试验数据折算到标准状态下，对各火焰筒的流量进行统计，比较其流量的均匀性，并以简单的流程分析燃烧室流场结构与燃油消耗率的关系。

1.1试验器设计

火焰筒流量试验器系统设备配置包括试件工装、稳流段、整流栅、流量调节阀、流量计、减压器等，如图1所示。

在流量计进、出口和火焰筒入口分别设置大于管路直径10倍长的稳流段。在火焰筒入口设置整流栅，以起到整流和稳流目的。为测量火焰筒的入口压力和温度，在试验工装同一截面环周均匀设置3个压力测点和3个温度测点。试验时取3个测点的平均值。

图1 火焰筒流量试验系统

1.2参数模拟

某型发动机为环管式燃烧室，包括10个火焰筒和10个离心式双路工作喷嘴。火焰筒实际工作在亚声速状态，因此采用模拟压比和模拟Ma准则以确定模拟试验的参数。

1.2.1压比模拟

在试验过程中，火焰筒的进、出口压比与火焰筒实际工作压比近似相等。

1.2.2速度模拟

在试验中，火焰筒的出口Ma与火焰筒实际工作时出口Ma近似相等。火焰筒出口Ma为

近似认为试验中气流为等熵过程，则火焰筒出口总温T2*等于火焰筒入口总温T1*，试验中采用热电偶测量温度，同时，考虑到温度测点截面气体流速很小，为便于分析，近似认为火焰筒入口总温和静温相等，即T1*=T1。则火焰筒出口Ma为

取模拟状态的马赫数MaM与实际状态的马赫数MaH相等，将已知参数代入，则模拟试验时的火焰筒入口压力P1=0.004065MPa。

根据以上分析，为保证试验数据能覆盖模拟区域，试验参数确定火焰筒入口P1=3、4、5 kPa。

1.3数据处理

为减少系统随机误差，对试验过程记录的数据，每10 s做平均值，用吻合较好的2次数据再次做平均，作为1个火焰筒的试验测量结果。

每件火焰筒试验时间不尽相同，环境条件有所差异，为增强数据的可比性，将所有实际记录数据按照相似理论折算到大气压P02=101.325 kPa，温度为15℃条件下。按照相似理论折算时，测量数据P1、T1分别为静压和静温，设定折算的目标值P2*、T2*为滞止参数。

（1）在折算时，用测量数据P1、T1和G1，计算测点P1、T1所在工装截面的气流Ma1，再通过Ma1和试验记录大气压P01计算火焰筒入口的总压和总温。

式中：A1为测点P1；T1为所在工装截面的面积。

试验时气流流经试验段时接近等熵绝热过程，任意截面的同名滞止参数相等，分别等于P1*、T1*。

（2）采用火焰筒出口截面进行折算，即试验和折算时，火焰筒不变，出口截面积相等，计算出折算流量G2。通过P1*和P01计算试验状态火焰筒出口π（λ）1和q（λ）1。同样通过P2*和P02计算折算状态火焰筒出口π（λ）2和q（λ）2。

在所有数据折算完成后，对折算数据进行相对误差分析计算，火焰筒分为外购和国产2组，每组10件，分别计算各组的相对误差。

相对误差计算为取每件火焰筒的折算流量减去每组火焰筒的平均折算流量，再除以每组火焰筒的平均折算流量的百分数。

1.4误差分析

由于是对比试验，因此系统误差可不作为重点考虑，被测参数的不确定度主要由随机误差确定。在试验过程中，火焰筒的试验总误差可以认为

式中：T1为压力传感器精度；T2为温度传感器精度；T3为涡轮流量计精度；T4为气体变送器精度。

2 测试结果及分析

在不同进气压力条件下，对选取的各10件原型火焰筒与火焰筒的进气流量值进行试验测量，并将试验数据结果进行处理和误差分析，如图2～5所示。

图2 在状态1时火焰筒的进气流量值比较

图3 在状态2时火焰筒的进气流量值比较

图4 在状态3时火焰筒的进气流量值比较

图5 原型火焰筒与火焰筒流量比较

从图2～4中可见，在不同的进气压力条件下，10件火焰筒进气流量值相对偏差都在±1.5%以内，火焰筒流量的均匀性相当，满足设计要求。

从图5中可见，在不同进气压力下，10件原型火焰筒和10件火焰筒流量的均匀性相当，单体相对偏差均在±1.5%范围内，二者之间性能没有明显差异。

通过以上分析看出火焰筒流量分配的均匀性不是造成该机耗油率高的主要原因。

3 结论

（1）在不同进气压力下，原型火焰筒和火焰筒流量的均匀性相当，单体相对偏差均在±1.5%范围内。

（2）某型发动机燃烧室火焰筒流量分配的均匀性不是造成该机耗油率高的主要原因。

（3）本测量方法简便、试验周期短、费用低，得到的数据真实、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