涡轮导叶对环形燃烧室点火的影响

叶沉然，王高峰，方元祺，马承飚

涡轮导叶对环形燃烧室点火的影响

叶沉然，王高峰，方元祺，马承飚

(浙江大学航空航天学院，杭州 310027)

在TurboCombo实验平台上实验研究了涡轮导叶对环形燃烧室点火过程的影响．采用高速相机观察记录火焰周向传播过程以及火焰与涡轮导叶的耦合作用．分析对比了不同当量比、热功率及主流速度条件下带涡轮导叶的环形燃烧室与独立环形燃烧室点火过程的异同与周向点火时间．实验结果表明，两种构型下的周向点火过程基本相似，但相同条件下带涡轮导叶的环形燃烧室相较于独立的环形燃烧室周向点火时间更短．考虑了湍流褶皱及燃后气体膨胀效应后，预估了周向火焰传播速度并与实验结果在较大雷诺数下吻合得较好．

环形燃烧室；涡轮导叶；周向点火

点火问题由于关乎到整个航空发动机的安全及可靠性，一直是研究的热点领域．而环形燃烧室因其结构紧凑、重量轻等优点，在航空发动机中被广泛采用．对于独立环形燃烧室的周向点火过程，国内外已经取得了一定的进展．剑桥大学的Bach等[1]最初搭建了一个具有18个旋流喷嘴的环形燃烧室模型，并在其上进行了点火实验研究．研究发现，相较于单纯的周向传播模式，火焰在两相邻喷嘴之间的传播更接近于一种“锯齿形”的传播模式．之后，Machover 等[2-3]对模型做了改进，并分别针对预混燃烧和非预混燃烧进行研究．对于非预混模式，他们发现吹熄边界比点火边界宽得多，但随着喷嘴间距的减小，两者逐渐靠拢．由于旋流的影响，两侧火焰的传播速度存在差异，并且减小喷嘴间距或是增大当量比都会加速火焰传播．针对预混模式，发现增加旋流，增大主流速度，增大当量比都会使得火焰传播加速，并且比较不同当量比下的实验结果，得出燃后气体膨胀效应是加速火焰传播的主要因素．巴黎中央理工大学的EM2C实验室也搭建了名为MICCA的环形燃烧室模型．Bourgouin等[4]在研究周向点火时同样发现了燃后气体膨胀效应和燃烧共同决定了实际火焰传播速度．Philip等[5-7]运用大涡模拟(LES)复现了MICCA中的周向点火过程，并在火焰结构及火焰传播位置上都与实验结果吻合得较好．上述实验均采用了气体燃料，与实际航空煤油差异较大，因此Prieur等[8]改进了旋流喷嘴，发展了MICCA-Spray环形燃烧室模型，并在其上比对了丙烷气体燃料，庚烷及十二烷液体燃料的周向点火特性．实验发现虽然3种燃料的周向点火过程近似，但受液体燃料挥发特性的影响，特别是十二烷与丙烷相比周向点火时间显著变长．国内浙江大学的令狐昌鸿等[9]搭建了类似的预混环形燃烧室模型，在同一燃烧室模型中对比了先点火后通燃料以及先通燃料后点火两种点火模式下的周向点火过程．发现先通燃料后点火模式下周向点火时间较短，并且点火过程也更稳定．叶沉然等[10-11]通过改变喷嘴的入射角度在环形燃烧室中引入了周向速度分量进行实验，在周向速度分量的作用下，火焰传播特性发生了显著改变，特别是在先点火后通燃料模式下，火焰仅沿着周向速度分量方向单向传播．

但以上的研究都是将环形燃烧室作为航空发动机当中一个独立的部件，这样做的好处是能够简化实验模型，降低实验成本，但其弊端也是显而易见的，因为独立环形燃烧室的实验环境特别是出口边界条件与真实航空发动机存在明显的差异．但目前国内外还缺乏对于更接近真实环形燃烧室的出口边界条件并且考虑涡轮导叶对环形燃烧室周向点火影响的相关研究．因此本文在浙江大学TurboCombo实验平台上进行了点火实验研究，该平台由环形燃烧室和涡轮两部分组成，这样就克服了上述实验中将环形燃烧室作为独立部件研究的弊端，其周向点火过程就与真实航空发动机中的更为接近，并且能够提供更有价值的实验数据．除此之外，实验结果还与独立环形燃烧室中的周向点火过程进行了比对，进一步探究出口涡轮导叶对周向点火过程的影响．

1 实验装置与设置

1.1 TurboCombo实验平台

TurboCombo实验平台如图1所示．整个平台主体分为两部分，即环形燃烧室部分与涡轮部分．环形燃烧室部分主要由燃烧室壁面、旋流喷嘴以及配气室组成．为了满足周向点火过程的可视化需求，环形燃烧室外壁面由外径及高度均为300mm，厚度为5mm的石英玻璃构成．在环形基座上等间距地布置了16个旋流喷嘴，喷嘴的直径为10mm并且通过6个径向的斜孔形成旋流，旋流的方向为俯视逆时针，旋流数＝0.82．且在旋流的作用下，在环形燃烧室的外壁面附近会形成俯视逆时针的速度分量，而在内壁面附近会形成俯视顺时针的速度分量(见图2)．丙烷与空气经过一定长度的预混管路充分预混后送入配气室以均匀来流、减小湍流度，再经16个旋流喷嘴进入环形燃烧室．涡轮部分主要由带导叶的涡轮叶盘以及支撑金属圆筒壁组成．在涡轮叶盘上等间距地布置了26片涡轮导叶，叶片弦长为38mm，叶高为27mm，叶栅节距为34mm，安装角为30.2°．因导叶的布置及收缩型的出口流道，流道截面收缩比约为0.16．为了探究燃烧室出口加装涡轮导叶对周向点火过程的影响，可将涡轮叶盘用等高的金属圆筒壁面所替代，构成敞口的独立环形燃烧室模型．

1—石英玻璃管壁面；2—涡轮导叶；3—旋流喷嘴；4—配气室

图2 实验装置布置

1.2 点火装置与模式

本实验采用了双针点火针即点火针的两级由相距5mm的双针组成，在接通了15kV输出的点火器后能稳定地产生100Hz的电弧，以此来点燃丙烷-空气混合气体．点火针安装在离环形基座大约高10mm贴近喷嘴的位置，并且为了方便后文叙述，将临近点火针的喷嘴记作0#喷嘴，剩余喷嘴沿顺时针方向依次记作-1#～-7#喷嘴，沿逆时针方向记作+1#～+8#喷嘴(见图2)．实验中采用的是先点火后通燃料的点火模式，这种模式也是实际飞机地面起动中所采用的．具体的操作步骤如下：将一定量的空气预先送入环形燃烧室；接通电源，启动点火针；根据实验设定的热功率及当量比将丙烷按照设定值送入环形燃烧室，之后当合适配比的丙烷-空气遇到点火针，周向点火过程随即开始．上述空气与丙烷的流量均通过七星D07质量流量控制计控制．

1.3 高速相机及设置

本文实验中的主要手段就是通过高速相机记录带涡轮导叶的环形燃烧室与独立环形燃烧室两种构型下的周向点火过程．由于涡轮叶盘或者金属圆筒壁面的遮挡，本实验采用了2个径向对置的高速相机来记录完整的周向点火过程．相机1、2的型号及设置参数如表1所示．为了更清晰地捕捉到火焰结构，两个相机镜头前均加装了带宽为400～680nm的可见光滤镜，滤去了红外波段高温燃后气体．在该区间内，相机捕获到的主要是火焰面上的CH*和C2*基团的化学自发光[4]，因此可以大致认为相机拍摄到的发光部分即为火焰面所处的位置．

表1 高速相机参数

Tab.1 Settings of the high-speed camera

1.4 实验工况

表2 实验工况

Tab.2 Experimental conditions

2 实验结果

2.1 火焰形态

图3展示了TurboCombo实验平台中的旋流火焰照片．在＝0.76的贫燃工况下，可以看到淡蓝色的“V”型旋流火焰独立地依附于各个旋流喷嘴之上．在火焰及高温燃气的加热作用下，涡轮导叶呈暗红色，并且高温的涡轮叶片也会反过来影响环形燃烧室内的温度及流场分布，这就表明了环形燃烧室与涡轮并不是两个独立的部件，两者之间存在明显的耦合作用，因此研究涡轮导叶对环形燃烧室周向点火过程的影响是十分有价值的．

图3 在Φ＝0.76，P＝18.6kW工况下，TurboCombo实验平台中的旋流火焰照片

2.2 周向点火过程

图4和图5分别展示了TurboCombo实验平台中带涡轮导叶的环形燃烧室构型以及独立环形燃烧室构型下的周向点火过程．需要指出，为了使图片更加清晰，整个点火时序图片是经过渲染的伪色图．可以大致认为亮黄色对应着最大发光强度而暗红色对应着最小发光强度．对比图4和图5可以看到两种构型下整个周向点火过程基本相似，大体上可以分为3个阶段：在＝0ms，合适配比的丙烷-空气在点火针的作用下形成了初始火核；＝0～6ms，初始火核开始扩张并且在点火针临近的0#喷嘴处形成了单个稳定的旋流火焰；之后，单个旋流火焰继续扩张，开始向两侧传播并依次点燃相邻的喷嘴，最终两侧火焰面融合所有喷嘴被全部点燃，环形燃烧室达到稳定工作状态．

图4 在F＝0.76，P＝18.6kW工况下，TurboCombo实验平台中带涡轮导叶的周向点火过程

图5 在F＝0.76，P＝18.6kW工况下，TurboCombo实验平台中未带涡轮导叶的周向点火过程

从图4中可以清晰地看到火焰面在传播过程中冲刷涡轮导叶，火焰面上沿与导叶接触部分出现明显的偏折，这也进一步证明了环形燃烧室的周向点火过程与涡轮之间存在耦合作用．而在图5中可以看到，当涡轮叶盘被等高的金属圆筒壁替代时，火焰面上沿由于卷吸作用进入了金属圆筒壁内侧．

3 分析与讨论

3.1 周向点火时间

周向点火时间是衡量环形燃烧室点火的一个重要参数指标．一般地，将初始火核形成时刻记作周向点火过程的起点，将所有喷嘴被点燃时刻记作周向点火过程的终点，两者之间的时间间隔即为周向点火时间．因此通过高速相机拍摄的影像就能得到各个工况下两种构型的周向点火时间，由此来探究环形燃烧室出口加装涡轮导叶对周向点火过程的影响．为了保证实验结果的可靠性，每个工况都进行了至少3次独立实验，选取其中合理的结果取平均，下述所得的结果都为实验平均结果．

图6 热功率一定时，周向点火时间t的变化规律

图7 当量比一定时，周向点火时间t 的变化规律

3.2 周向火焰传播速度

这里考虑到实际的实验环境，燃后气体温度取90%的绝热火焰温度．

综上所述，各参数数值以及周向火焰传播速度估算值与实验值列于表3中．

表3 带涡轮导叶构型下周向火焰传播速度估算及与实验值的比较

Tab.3 Circumferential flame speed evaluation under the configuration with turbine guide vanes and the comparison with experimental values

4 结 论

本文在TurboCombo实验平台上研究了带涡轮导叶的环形燃烧室的周向点火过程，并将结果与独立的环形燃烧室构型相比较，试图探究涡轮导叶对周向点火过程的影响．实验中运用一对径向对置的高速

(１) 实验结果表明，两种构型下的周向点火过程基本相似；受湍流脉动及火焰褶皱的影响，热功率或当量比一定时，周向点火时间均随主流速度的增大而缩短，并且带涡轮导叶的环形燃烧室相较于独立环形燃烧室在相同工况下周向点火时间更短，这很有可能是燃烧室出口加装的涡轮导叶使得周向点火过程中的非定常流场结构发生了改变．

本文中的实验结果可以用来验证模拟实际航空发动机点火过程的数值模型．

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Ye Chenran，Wang Gaofeng，Ma Chengbiao，et al. Experimental investigation of ignition process in annular combustor with circumferential flow via oblique injection[J].，2018，39(11)：2549-2558(in Chinese).

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Ignition Dynamics in Annular Combustor with Turbine Guide Vanes

Ye Chenran，Wang Gaofeng，Fang Yuanqi，Ma Chengbiao

(School of Aeronautics and Astronautics，Zhejiang University，Hangzhou 310027，China)

Ignition dynamics in an annular combustor with turbine guide vanes was experimentally studied on a TurboCombo platform．High-speed cameras were used to observe and record the light-round sequence and the interaction between flame and turbine guide vanes．The light-round sequence and the light-round time were compared between the annular combustor with or without turbine guide vanes at different equivalence ratios，thermal powers and bulk velocities．The experimental results indicate that the light-round sequences are similar in the two configurations，but the annular combustor with turbine guide vanes features shorter light-round time in the same condition．With the turbulent wrinkling and burnt gas expansion effect considered，the circumferential flame speed was estimated，which fitted the experimental results well at a larger Reynolds number．

annular combustor；turbine guide vane；light-round

V23

A

1006-8740(2020)01-0075-06

10.11715/rskxjs.R201903014

2019-03-12．

国家自然科学基金资助项目(51976184；91841302)；中央高校基本科研业务费资助项目(2019FZA4025)．

叶沉然（1993—  ），男，硕士研究生，yechenran@zju.edu.cn.

王高峰，男，博士，副教授，gfwang@zju.edu.cn.