航空发动机燃烧室设计研发过程研究综述

2019-02-10伍赛特

上海节能 2019年7期

伍赛特

上海汽车集团股份有限公司

0 引言

航空发动机以其在设计、工艺、材料等领域的较高技术要求，被誉为“工业皇冠上的明珠”。而燃烧室作为航空发动机内进行实际能量转换的部件，其重要性可谓不言而喻，随着世界范围内民用航空运输业的日益繁荣，针对航空发动机燃烧室的设计研发过程的关注程度也在随之提升。

1 技术研发与实际机型研发的区别

技术研发不仅需要着眼于某一个问题的解决或某项技术的发展，同时也需要采用预定的循环参数针对既定设计的燃烧室开展试验，以达到预定的技术要求，并以此验证相关技术的实现效果。

航空发动机技术研发与某一实际机型燃烧室的研发过程存在显著的不同。技术研发的目标是技术本身，而机型研发的目标则是具体实用的航空发动机燃烧室产品，因此，两者存在一定的差异。

由于技术研发的目的是发展新技术，由此需大胆创新，一定程度上也应允许失误的存在。而针对具体机型开展的研发过程则相对保守，从理论上而言，通常不允许大规模的失误现象出现。在型号研发上凡是尚未成熟的技术，通常不会优先采用。由此可知，需率先进行技术研发，待技术成熟后再将其投入机型研发，即可开展有组织完善的、系统的、有明确目标的技术研发计划，而此类技术研发过程正是我国当前航空发动机发展的关键所在。如不通过技术研发提升技术水平，将会在一定程度上限制机型研发的进展。

2 航空发动机燃烧室设计研发过程的技术特点

2.1 航空发动机燃烧室设计研发的技术特点

燃烧室的设计研发具有下列特点：

1）航空发动机燃烧室在设计后需经过多次反复试验、修改。

2）航空燃烧室的研发以试验为主，与压气机或风扇的设计研发不同。目前在航空发动机燃烧室的研发中，基于三元流动的计算方法尚未起到决定性的作用。

3）航空发动机燃烧室的设计研发涉及多门学科，具有较强的综合性，不可仅依赖基础研究。该类综合性开发应具有合理的研发体系，同时需进行良好匹配。由于其技术要求受多方面因素限制，因此设计研发必然要进行平衡折中，根据具体机型及用途的不同，可各有侧重。

4）航空发动机燃烧室设计研发过程近年来取得的技术进步是由民用航空运输业的迅速发展所推动。回顾数十年来的发展历程，从单管燃烧室、环管燃烧室、环形燃烧室到短环形燃烧室，燃烧室压力从小于10atm发展到目前的50atm，未来可有望提高到70 atm。目前已在着力发展以低污染为代表的民用航空发动机燃烧室和以高油气比参数为代表的军用航空发动机燃烧室[1,2]。

2.2 先进航空发动机燃烧室的技术特点

从设计研发的角度看，近年来先进航空发动机燃烧室用于燃烧的空气比例已有大幅增加，因而其对燃烧组织过程的设计理念也不同。大量的燃烧空气从燃烧室的头部进入，无需再通过主燃孔进气，于是火焰筒上无需采用主燃孔。目前从燃烧室头部进入的大量空气会带来一系列问题，先进燃烧室的主要设计研发特点是解决由大量增加的空气而引起对燃烧过程产生的各类负面影响[3]。

同时还存在不少其他问题，例如进口马赫（Ma）数较高所导致的总压损失增大等一系列问题。但最主要的特点是燃烧室头部空气百分数的显著提升，由此导致燃烧过程的不同。为此应说明，先进航空发动机燃烧室也是从常规航空发动机燃烧室发展而来，基于常规燃烧室较为成功的措施、方法、经验，仍然有一定参考价值。

3 航空发动机燃烧室设计研发的相关参数

3.1 制约航空发动机燃烧室设计的相关影响因素

制约航空发动机燃烧室设计的相关影响因素通常包括以下四点：

（1）该型发动机的具体用途；

（2）对该型发动机燃烧室的技术要求；

（3）该型发动机循环参数；

（4）该型发动机所采用的燃料类型。

发动机的用途，无论是民用航空发动机、军用航空发动机，还是船用、工业用的燃气轮机均会影响其对燃烧室的要求，同时也包括性能指标和整机寿命等参数[4-8]。对于工业燃气轮机燃烧室而言，如果其寿命仅有几千小时则明显不符合要求；但军用战斗机燃烧室如有长达两千小时的寿命则已大幅超出预期。

此外，航空发动机领域所要求的高空点火技术，工业燃气轮机燃烧室通常无需特别考虑此项技术特点。相对于民用航空发动机而言，军用航空发动机的高空点火要求更高。与此相类似，慢车状态下的贫油熄火油气比指标，军用航空发动机的技术要求同样高于民用航空发动机。由此可知，航空发动机的实际用途决定了其推力水平，而实际用途及推力水平又共同决定了其压比以及循环参数。

对燃烧室的技术要求而言，其工作性能、重量、寿命以及经济性等方面的指标缺一不可。如果某一方面存在技术弊端可能会在运行过程中成为整台航空发动机的短板。例如慢车状态下的贫油熄火油气比指标距离目标数值相差较大，或高空点火高度较低，均有可能成为研发过程中的技术瓶颈。不可否认，为确保其完善性及可靠性，技术研发过程需进行全面考虑。

除此之外，航空发动机燃烧室的诸多技术指标彼此间是相互矛盾的。要实现恰到好处的平衡，全面顾及各方面的因素并不容易。例如NOx排放与CO排放是此消彼长的；要延长整机寿命需采用优质材料、优良的制造工艺，以及更合理的结构，由此可知，研究出优化某一参数而又不影响其他参数的设计措施并非易事[9]。

3.2 航空发动机燃烧室循环参数

发动机循环参数是燃烧室设计研发最重要的依据。以民用航空发动机为例，其可分为慢车工况（7%），30%工况，85%工况，100%工况（此处的7%，30%，85%均指其推力相对于最大工况推力的百分数），也包含了最大巡航工况。而军用航空发动机燃烧室通常不涉及到30%工况及85%工况，也无需考虑最大巡航工况。循环参数通常由整机性能所决定，其在一定程度上可代表整机技术水平。关于发动机燃烧室循环参数说明如下：

3.2.1 发动机的设计工况和非设计工况

通常以100%工况作为设计工况，但也存在一些特殊情况。在低污染航空发动机燃烧室设计过程中，通常会重点参考以慢车工况。而对燃烧室开展的冷却设计，也会存在一些特殊情况。例如军用航空发动机需考虑到低空突防工况。这时燃烧室的压力及进气温度可能会高于100%工况，但其油气比并未显著低于100%工况，因此燃烧室冷却系统可参照该工况设计。

3.2.2 发动机压比

发动机压比是循环参数中最重要的一项参数，其与推力水平具有密切联系。概括而言，大型航空发动机不会采用较低的压比，而小型航空发动机不会采用过高的压比。

3.2.3 过渡工况

针对航空发动机的燃烧室进行设计研发，需着力解决其过渡工况是否稳定及可靠。因此，仅依据国际民用航空组织（ICAO）规定的计算污染排放的数个工况（加上巡航工况）进行设计研发将无法满足要求。在研发过程中除进行稳态工况的燃烧室试验外，也需开展基于过渡工况的燃烧试验。

无论是全新设计的新机型的燃烧室，或是经改装设计的燃烧室都应在设计过程开始前均对其几何尺寸进行约束限制。

通常就低污染燃烧室的设计过程而言，需明确其为某一类型发动机的特性污染指标或是单台发动机的污染指标，其中发动机的污染指标设计通常基于当前该台发动机的试车结果。

无论哪一种航空发动机燃烧室，或者工业燃机燃烧室，均基于某种具体燃料来开展设计研发的。该特点对航空发动机燃烧室影响并不大，但对非航空燃烧室的影响则较为显著。

4 航空发动机燃烧室初步设计过程

数十年以来，航空发动机燃烧室的设计过程均可分为初步设计过程和详细设计过程两类，以下为常规燃烧室初步设计的内容：

1）计算火焰筒的总体空气有效流通面积；

2）确定火焰筒空气流量分配；

3）选定火焰筒横截面积；

4）选定火焰筒与机匣之间环形高度，确定外机匣内径以及内机匣外径，给出环形火焰筒及机匣布置简图；

5）选定喷嘴类型，确定喷嘴数目；

6）选定冷却方式，确定室壁结构、材料及尺寸，开展初步冷却设计和冷却计算等过程。

上述初步设计研发完成后，进入燃烧室详细设计研发过程，然后进入发动机试验过程，目前，基于航空发动机燃烧室的初步设计研发过程只限于气动热力设计研发，尤其是针对燃烧过程组织的设计研发。

5 航空发动机燃烧室气动热力设计

通常的燃烧室设计是指燃烧室的气动热力设计，实际上针对具体型号航空发动机的燃烧室设计研发，不仅是气动热力设计研发，同时还需包括机械设计研发、强度计算、应力分析、寿命预估（需进行冷却计算或燃烧试验）、结构设计、密封设计、定位、热膨胀设计、振动分析、装配设计等诸多步骤，最后通过计算机方式设计出全套图纸。其中，包括工艺设计以及工程性设计，如燃油总管布置、空间协调、反复验证测算等步骤。对于独立自行设计研发的机型而言，仍需考虑到多种气动热力设计的计算方法以及完整的研发设计。就目前的航空发动机燃烧室气动热力设计而言，通常包括如下几个方面：

5.1 燃烧过程组织设计

燃烧过程组织设计是最基本且最重要的步骤，通常包括三个方面：（1）空气方面：包括空气流量分配及燃烧区空气动力学；（2）燃油方面：包括燃油的喷射、喷嘴的选择、喷嘴流量数的选择以及喷嘴压力降的设计、主副油路的关系（分流阀门打开压力的设计或主油分级的设计）；（3）燃油与空气的运动及分布关系：包括油雾的穿透、油气的分布及混合过程。以上这些无疑是燃烧室设计研发过程的核心。

5.2 冷却系统的设计研发

包括冷却方式的选择、冷却空气总量的选择、内部及外部火焰筒冷却空气的分配、轴向方向冷却空气的分配、冷却空气孔径的设计、冷却空气孔排列的选择、隔热涂料的选用、冷却计算的反复修正、最高壁温的调整和过高壁温梯度的调整。

5.3 出口温度分布及掺混区的空气动力学设计

目前先进燃烧室的设计研发，一部分采用掺混空气方式，而另一部分则不采取掺混空气方式。在条件允许的前提下，以采用掺混空气方式效果更佳。如完全不采用掺混空气，则无法有效调整燃烧室出口的温度分布[10]。

5.4 扩压器气动设计

先进燃烧室扩压器设计遇到的主要问题：由于进口Ma数有所提高，如果仍然采用短突扩形式的扩压器，则难以降低其总压损失。因为扩压器的总压损失与进口Ma数的平方成正比，而扩压器的静压恢复均发生在前置扩压器部分，总压损失则发生在前置扩压器出口之后的突扩区。目前针对燃烧室扩压器的设计方案尚无最佳良策，即使采用分叉多通道式的扩压器也无法有效解决此类问题，因为多通道增大了气体摩擦损失，且在不同工况下，压气机出口流场并非处于恒定而不变的状态，以此也会带来分离损失。

5.5 火焰筒前流场设计

是否添加导流片（又称进气嘴或进气鼻），其意义在于控制从燃烧室头部进入的空气量，但当前先进航空发动机燃烧室的技术发展趋势即为逐步加大从头部进入的空气量，即无需再控制（减少）进入头部的空气量。导流片对从前置扩压器流出进入内、外环形通道的空气流动具有一定的技术改良效果，但导流片也会为喷嘴的安装带来一定难度。火焰筒前流场设计的重点之一是确定从前置扩压器出口到头部喷嘴旋流器进口截面的距离，该距离会影响突扩区总压损失以及转弯流路的损失，尤其会影响到转弯流路流动的均匀性和稳定性。

6 航空发动机燃烧室设计研发的后续步骤

前文阐述了航空发动机燃烧室的初步设计研发过程。在燃烧室研发步骤完成后，即进入针对燃烧室的详细设计研发，需着重观察燃烧室出口的温度分布，包括热点指标及径向温度分布。对低污染航空发动机的燃烧室而言，则需考察高负荷工况下的排放，视其与设计结果是否存在差异[11,12]。如果是针对某些技术开展的研发，则相关研发过程可到此为止，以此成为定型技术。而如果是针对验证机开展的研发过程，仍需将燃烧室配装至实际发动机以开展试验。

后续阶段即为针对具体型号发动机而开展的研发过程。通过选择设计总体方案，并由技术研发阶段得出的技术定型结果。通过售后服务、使用过程中相关问题的信息反馈和总体性能方面的要求（包括使用效果、维修性、寿命、成本、重量等要求）和循环参数，开始具体机型的研发过程。如前文提到针对具体机型开展的研发过程是实用的、可供销售的航空发动机产品，原则上不允许失败。由此，不应只考虑到燃烧组织、油气匹配等重要技术问题而忽略重要的细节性问题。

在航空发动机定型并试车后，即需对其开展相关试验，虽然会配备有高空台等相关试验设施，但飞行试验过程依然必不可少，对航空发动机燃烧室而言，最关键的是确定其高空点火的技术水平。

在某款机型投产之后即进入售后服务阶段，在该阶段，基于燃烧室的设计仍需不断改进，特别是使用中出现的问题应得以及时反馈，以此可显著提升燃烧室的技术水平。

基于新款航空发动机燃烧室的预先研究无需等到前一研究过程完全终止后方可开始，此类研究通常需要较长时间，在先期开展了一段时间的研究后，即可在先进燃烧室技术研发过程中，实现进一步的技术改良。