放大型喷嘴对航空发动机燃烧性能的影响

刁瑶朋,柴 昕

(沈阳发动机设计研究所 第三研究室，沈阳 110015)



放大型喷嘴对航空发动机燃烧性能的影响

刁瑶朋,柴 昕

(沈阳发动机设计研究所 第三研究室，沈阳 110015)

对比研究了某型航空发动机燃烧室点火电嘴附近的放大型喷嘴流量放大比例(δ)对燃烧性能的影响，主要包括：燃烧室出口温度分布、高空点火特性和慢车贫油熄火特性。试验结果表明：随着放大型喷嘴流量放大比例的减小，燃烧室出口温度分布的均匀性提高，出口温度分布系数(OTDF)减小；燃烧室高空点火特性受放大型喷嘴流量放大比例的影响较小，可以忽略不计；燃烧室慢车贫油熄火油气比随放大型喷嘴流量放大比例的增大而变小，并且一组放大型喷嘴中流量放大比例最大的喷嘴对其影响最为显著。

燃烧室；放大型喷嘴；流量放大比例；燃烧性能

燃烧室是航空发动机的三大核心部件之一，它的好坏直接影响了航空发动机的工作和性能[1-2]。航空发动机燃烧室要求有宽广的稳定工作范围、良好的燃烧室出口温度分布和点火特性等性能[3-5]。为了有效地提高燃烧室的点火特性和燃烧稳定性，在点火电嘴附近设置了放大型喷嘴。放大型喷嘴是指在发动机慢车状态附近，喷嘴的燃油流量和喷雾角度相对于标准型喷嘴要放大一定比例。放大型喷嘴的使用在满足燃烧室点火特性和燃烧稳定性要求的同时，使得燃烧室出口温度分布在慢车状态附近时变差，直接影响了涡轮导向器叶片和工作叶片的可靠性和使用寿命[6-8]。如在航空发动机起动超温或热悬挂时，极易出现由于燃烧室火焰外伸造成涡轮导向器叶片烧蚀的现象。在慢车状态附近，放大型喷嘴的使用造成了燃烧室内燃油喷射掺混的不均匀，文献[9-12]指出燃油喷射掺混均匀性恶化时，燃烧室径向温度分布系数(RTDF)变化不明显，而燃烧室出口温度分布系数(OTDF)增大很明显，燃烧室出口温度分布不均匀，易对涡轮部件造成损伤。针对放大型喷嘴带来的问题，国内已经开展了相关的研究工作[13-15]。这些研究工作表明：放大型喷嘴流量放大比例的减小有利于改善燃烧室的出口温度分布，但是放大型喷嘴流量放大比例的减小会导致燃烧室的燃烧稳定性变差。由此可见，燃烧室的燃烧稳定性和点火特性与出口温度分布对喷嘴的要求是相互矛盾的。因此，需要综合考虑在满足燃烧室出口温度场品质、燃烧稳定性和点火特性要求的情况下，适当地减小放大型喷嘴的流量放大比例，降低其给涡轮部件带来的不利影响。

1 研究内容

本文以某型发动机燃烧室为验证平台，开展了放大型喷嘴流量放大比例对燃烧室燃烧性能影响的试验研究，主要研究了放大型喷嘴流量放大比例对燃烧室的出口温度分布、点火特性和慢车贫油熄火特性的影响。通过详细分析某型发动机燃烧室现有放大型喷嘴的流量特性，提出了多个放大型喷嘴的流量放大比例方案，对这些方案进行了燃烧室温度分布试验、高空点火特性试验和慢车贫油熄火特性试验。通过试验研究及分析找到了满足燃烧室高空点火特性和燃烧稳定性要求的边界点，为优化放大型喷嘴的流量放大比例，制定放大型喷嘴的流量特性控制方案提供了依据。在航空发动机中，点火分为地面起动点火和高空点火(空中起动点火)。由于高空再点火时空气的温度和压力都很低，燃油雾化差，导致高空点火比地面起动点火更困难[16]，因此，主要研究了放大型喷嘴的流量放大比例对高空点火特性的影响。燃烧室的燃烧稳定性主要关注的是燃烧室的慢车贫油熄火特性，因为慢车的状态是航空发动机的最小稳定工作状态，是燃烧室稳定工作的最窄边界[16]。因此，主要研究了放大型喷嘴流量放大比例对慢车贫油熄火特性的影响。

2 试验方案及试验设备

2.1 试验方案

研究中采用的试验件为某型发动机燃烧室试验件，试验件前端的前置扩压器采用模拟件，在试验件出口段安装涡轮叶栅模拟段来模拟涡轮叶片对燃烧室的堵塞情况。试验中，针对采用多种放大型喷嘴流量放大比例方案的同一燃烧室试验件，开展了放大型喷嘴的流量放大比例对燃烧室燃烧性能的影响研究。试验中的流量放大比例方案由五组放大型喷嘴(每组4个)与一组标准型喷嘴依次匹配组合来实现，具体的流量放大比例方案如下，其中δav为放大型喷嘴的平均放大比例，δmax为放大型喷嘴的最大放大比例。

表1 放大型喷嘴的流量放大比例方案

2.2 试验系统

试验在燃烧室性能试验台上进行，其试验设备主要由进/排气系统、空气加温器/换热器、燃料供给系统、试验段、冷却系统、控制系统和测量及数据采集设备等构成，其原理图如图1所示。

1-直接加温器；2-标准流量测量装置；3-进气总管；4-电动阀门；5-试验段；6-出口测量段；7-调压电动阀门；8-回热器；9-排气消音塔

图1 主燃烧室试验设备原理图

试验台采用加温器直接加温和换热器换热间接加温相结合的方式将来流空气加热到试验要求的温度。燃烧室进口空气参数由进口测量段后部同一截面上沿周向设置的总压耙和温度受感部测量获得。在进行燃烧室燃烧效率和出口温度分布试验时，燃烧室出口燃气温度由安装在后测量段摆动机构上的温度受感部测量。在温度受感部上沿径向等环面布置了5个测量点，试验中通过受感部转动得到整个燃烧室出口的温度分布情况。进行燃烧室高空点火和慢车贫油熄火试验时，在火焰筒头部所对应的燃烧室出口位置安装测温电偶，通过测量燃烧室出口的温升来实现燃烧室点火、熄火试验判定。

3 实验结果及分析

3.1 放大型喷嘴对燃烧室出口温度分布的影响

在某型发动机慢车状态下，进行了放大型喷嘴流量放大比例对燃烧室出口温度分布影响试验。图2为慢车状态下燃烧室出口温度分布云图。由图可知，由于使用放大型喷嘴造成在燃烧室出口存在两个相对集中的高温区,这两个高温区的存在极大地影响了燃烧室出口温度场的品质。慢车状态下，放大型喷嘴的燃油流量相对于标准型喷嘴的流量大很多，在放大型喷嘴后形成了相对富油区域，对应位置的燃烧室出口温度也高很多,因此，降低放大型喷嘴的流量放大比例能有效地改善燃烧室出口温度分布。

图2 燃烧室出口温度分布云图

图3为燃烧室出口温度分布系数(OTDF)随放大型喷嘴流量放大比例变化曲线。由图可知，燃烧室出口温度分布系数随放大型喷嘴流量放大比例的增大而增大。这是由于随着放大型喷嘴流量放大比例的增加，放大型喷嘴的燃油流量逐渐增大，在放大型喷嘴对应位置形成的相对富油程度逐渐增加，燃烧室出口的局部高温区更为突出。

图3 放大型喷嘴对OTDF的影响

图4为燃烧室径向出口温度分布系数(RTDF)随放大型喷嘴流量放大比例变化的曲线。放大型喷嘴流量放大比例对燃烧室径向出口温度分布系数的影响不大，保持在0.06到0.08之间。

图4 放大型喷嘴对RTDF的影响

综上所述，在慢车状态附近时，燃烧室的出口温度分布较差，主要由于使用了放大型喷嘴。因此，在满足燃烧室高空点火特性和燃烧稳定性的前提下，应尽量减小放大型喷嘴的流量放大比例，以改善燃烧室出口温度场的品质。

3.2 放大型喷嘴对高空点火特性的影响

在燃烧室进口空气压力为50 kPa 、进口空气温度为-20 ℃的条件下，进行了放大型喷嘴流量放大比例对高空点火特性影响的试验研究。高空点火余气系数随燃烧室进口速度V及放大型喷嘴流量放大比例的变化规律如图5、图6所示。

从图5和图6可以看出，在放大型喷嘴流量放大比例不同的情况下，高空点火余气系数相差不大，放大型喷嘴流量放大比例对高空点火特性的影响很小。在不补氧条件下，高空点火的最大可点燃速度在70 m/s～80 m/s之间，当燃烧室进口速度高于这个速度时，燃烧室将不能在高空被再次点燃。而在补氧条件下，燃烧室进口速度超过80m/s后燃烧室仍然可以轻松点燃，由此可见，补氧能够在很大程度上提高燃烧室的高空点火特性。

图5 补氧时放大型喷嘴对高空点火特性的影响

图6 不补氧时放大型喷嘴对高空点火特性的影响

3.3 放大型喷嘴对慢车贫油熄火特性的影响

慢车状态下，进行了放大型喷嘴流量放大比例对燃烧室慢车贫油熄火特性影响的试验研究。图7为慢车贫油熄火油气比随放大型喷嘴流量放大比例变化的曲线。从图可知，燃烧室的慢车贫油熄火油气比随放大型喷嘴流量放大比例的增加而减小。这是由于在相同工况下，随着放大型喷嘴流量放大比例的增加，放大型喷嘴的燃油流量增加，放大型喷嘴所在的燃烧室头部油气比增大，火焰不宜熄灭，燃烧室的慢车贫油熄火特性增强。

根据试验结果,Ⅰ组和Ⅱ组放大型喷嘴流量放大比例方案的慢车贫油熄火油气比分别为0.047 8和0.050 4，这两组放大型喷嘴的平均流量放大比例分别为38.39%和38.30%，平均流量放大比例几乎一样，两组放大型喷嘴的最大流量放大比例分别为48.32%和43.30%。慢车贫油熄火试验要求在保证燃烧室进口空气状态的情况下，逐渐减少燃油流量，直至燃烧室熄火，在熄火前仅几个甚至一个燃烧室头部保持燃烧即可。试验中最后熄灭的燃烧室头都安装有放大型喷嘴，并且是流量放大比例最大的喷嘴。由此可见，一组放大型喷嘴的最大流量放大比例是影响燃烧室慢车贫油熄火特性的关键。目前，航空发动机要求慢车贫油熄火比为0.005，以保证其稳定性满足航空发动机的操作要求[16]。在试验中放大型喷嘴的最大流量放大比例为43.30%时，慢车贫油熄火油气比为0.005 04，在航空发动机要求的边界附近。由此可见，放大型喷嘴的最大流量放大比例大于43.30%，可以满足航空发动机的稳定性要求。

图7 放大型喷嘴对慢车贫油熄火特性的影响

4 小结

通过以上研究，可得到如下结论：

(1)放大型喷嘴在很大程度上影响了燃烧室出口温度场的品质；

(2)放大型喷嘴的流量放大比例对燃烧室高空点火性能的影响较小,补氧条件能在很大程度上提高燃烧室的高空点火能力；

(3)放大型喷嘴的流量放大比例对燃烧室慢车贫油熄火特性的影响明显，随着放大型喷嘴流量放大比例的增加，慢车贫油熄火特性得到提高；

(4)放大型喷嘴的最大流量放大比例大于43.30%时，可以满足航空发动机燃烧室的慢车贫油熄火特性要求。

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(责任编辑：宋丽萍 英文审校：刘敬钰)

Effect of flux magnified injector on aero-engine combustion performance

DIAO Yao-peng,CHAI Xin

(The Third Research Department,AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China)

The combustion performance includes the combustor exit temperature profile,the in-flight ignition performance and the idle blowout characteristics.This paper studied the effects of the magnified-scale flow by magnified injectors near the igniter plugs of an aero-engine combustor on combustion performance.The test results showed that the decrease of the magnified-scale flow was associated with better combustor exit temperature profile and lower OTDF,as well as almost nothing to the in-flight ignition performance.The test results also showed that the higher magnified-scale flow led to lower combustor idle blowout characteristics,and the largest magnified-scale flow of the magnified injectors had the most significant effect.

combustor;flux magnified-scale injector;flux magnified-scale;combustion performance

2014-11-09

刁瑶朋(1982-)，男，河北石家庄人，工程师,主要研究方向：航空发动机燃烧室性能，E-mail:108638231@qq.com。

2095-1248(2015)02-0038-05

V235

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2015.02.008