基于试飞数据的主燃烧室工作特性研究

杨 雄，刘志远，刘 涛

(中国飞行试验研究院 发动机所， 西安 710089)

燃烧室是航空发动机的关键部件之一，可谓是“心脏”中的“心脏”。航空发动有多种工作状态，尤其是军用发动机，工作状态反复、快速变化，且第四代战斗机发动机涉及飞行包线小表速区域过失速机动，需要对发动机主燃烧室在小表速甚至低至零的条件下的稳定工作能力进行验证。发动机推重比的提高也要求发动机燃烧室进口温度、出口温度和油气比都在逐渐的提高。先进燃气轮机燃烧室要求在更宽广的油气比范围内工作，拥有更好的稳定性。

燃烧室稳定性设计，依赖于大量的实验数据积累以及成功的燃烧室设计经验，但现代航空领域内空气动力学的发展以及计算机技术的突飞猛进，计算流体力学的设计方法逐渐形成，再加上许多燃烧室经验公式的引入，燃烧室设计也形成了一种基于计算流体力学的设计方法[1-4]。

早在上世纪聂恰耶夫和多罗申科[5]就提出以燃烧室的压力、温度、空气流速等参数来综合来表征发动机的熄火特性，这些参数以半经验公式的方式形成GB或者KV的强化参数。20世纪50年代，Dezubay[6]研究了钝体火焰稳定器的火焰稳定特性，发现钝体的熄火油气比与钝体进口压力、温度以及速度的相关性。

Lefebvre[7]通过试验及理论分析构建了加力燃烧室稳定燃烧的模型，并给出了熄火条件。P P弗莱彻提出以燃烧室负荷来表征燃烧室的熄火特性和点火特性，主燃区负荷是一个与燃烧室进气温度、压力以及主燃区流量、主燃区体积有关的参数。

随着计算流体力学的发展，Sturgess[9-10]总结了贫油熄火建模方法，结合数值计算，把流体力学从学反应中分离出来，提出了混合建模的方法，计算得到了燃烧室压力、温度、流量等参数对贫油熄火的影响[9-10]。

国内北京航空航天大学胡斌[11]采用Fluent对某燃烧室冷态场进行了数值模拟，在数值模拟的基础上对Lefebvre贫油熄火关系式进行了修正。浙江大学邢菲[12-13]参照Lefebvre贫油熄火经验关系式，对实验数据进行总结，提出了适用于驻涡燃烧室的贫油熄火关联式，该关联式考察了燃油雾化性能、主流工况、凹腔卷吸量等因素对贫油熄火极限的影响。

上述国内外对于燃烧稳定性的研究多集中在数值计算与半经验公式的混合建模，依靠的是燃烧室地面部件试验结果，用于拓宽燃烧室的熄火边界、改进燃烧室设计。而针对真实飞行条件中主燃烧室的燃烧稳定性，或者是发动机整机装机后的燃烧室工作特性研究甚少。

本文根据燃烧室在结构一定的条件下，特性与气动参数有密切关系，通过试飞数据对燃烧室负荷参数进行了研究，分析了在真实试飞条件下燃烧室的稳定工作能力，并对发动机燃烧室稳定工作特性进行了计算。

1 燃烧室工作特性曲线建立

影响发动机燃烧室燃烧稳定性的因素非常多，包括燃油与空气的混合程度、燃烧室的压力、温度、燃油喷嘴的种类以及燃烧室的类型都对燃烧稳定性有着影响[14]。精确计算燃烧稳定边界不太可能，准确的燃烧室特性线高度依赖于每个燃烧室独特设计，只能通过台架试验获取，也就是常说的燃烧室特性[8]。

大量的燃烧试验研究得到，在油气比确定的情况下，稳定性是一个主要与燃烧室进气气流速度、绝对压力及温度相关的函数。

Lefebvre稳定准则：

(1)

式中：UBO为熄火速度；Ba为气动堵塞比。w为气动尾迹宽度；SL为层流火焰速度；α为热扩散系数。

Zukoski熄火公式：

(2)

式中：L为回流区长度；τ为点火延迟时间；UBO为熄火速度。

主燃区负荷参数：

(3)

式中：qma为主燃区流量；V为主燃区体积；P31燃烧室进口；T31燃烧室进口压力。在实际应用中，式(1)[7]、式(2)[15]方法的关键参数难以获取，且主要描述钝体火焰稳定特性，因此，确定将式(3)[8]主燃区负荷参数进行工程化改进应用，以在飞行试验中易于获取的燃烧室来流参数构建负荷参数，以油气比与负荷参数的关系评估燃烧室能力。

1.1 负荷参数建立

主燃区负荷参数是基于大量试验得到的经验理论公式，公式中压力及温度的指数项为经验系数，因重新确定指数项经验系数工作量巨大，这里使用原有参数，只对公式中流量、压力、温度等参数进行重新识别。

为对qma、V进行工程化获取，对某燃烧室进行了数值模拟，得到结果如图1所示。

图1 某燃烧室空气流量分配图

从图1中可以看出：在不同状态下，燃烧室空气及主燃区流量(燃烧空气流量)与燃烧室空气流量基本成正比，以燃烧室进口空气流量W31代替主燃区空气流量可行。

图2、图3燃烧室在不同状态工作时，燃烧室回流区形状、轴向速度基本一致，近似认为主燃区体积为旋流区包裹体积，对确定发动机而言，可以将主燃区体积V视为常数。

基于上述分析，在飞行试验中，以压气机出口总压作为燃烧室进口总压，以压气机出口总温作为燃烧室进口总温，以燃烧室进口空气流量W31代替主燃区空气流量。对确定发动机将主燃区体积V视为常数。

这样得到负荷参数：

(4)

图2 不同轴向位置上轴向速度的径向分布曲线

图3 不同状态燃烧室流场示意图

1.2 燃烧室工作特性

燃烧室特性线由燃烧室油气比FAR与负荷参数K构成，在进行FAR与K值计算时需要获得进入燃烧室的燃油流量空气流量及燃烧室进口总温和总压，具体计算方法如图4、图5所示。

图4 燃烧室燃油流量计算方法框图

图5 燃烧室空气流量计算方法框图

压气机后压力P31飞行试验都可测量得到，而压气机后温度T31在内涵不易测量。飞行试验中对发动机风扇后外涵出后总压P13、总温T13进行了测量，风扇出口外涵参数与内涵参数一致，通过压气机功以及压气机效率η，压气机进口截面参数对燃烧室进口总温T31进行计算。

通过对FAR与K进行计算，得到如图6所示燃烧室特性。

图6 燃烧室特性模型示意图

2 结果分析

2.1 对于标准数据的计算

基于上述发动机工作能力模型，对Gasturb典型发动机(设计点：Hp=10 km，M=0.8)，在不同马赫数、飞行高度、发动机状态下负荷参数K进行了计算，得到如图7～图9。

图7 Hp=10 km不同马赫数发动机状态台阶变化过程燃烧室负荷曲线

图8 不同高度等马赫数0.6发动机状态台阶变化过程燃烧室负荷曲线

图9 不同高度等马赫数0.6发动机状态台阶变化过程主燃区负荷曲线

从图8、图9中可以看出，在相同高度、不同马赫数时，燃烧室负荷参数随着发动机工作状态的减小而变大，且马赫数越小，相同发动机状态下负荷参数越大。

在相同马赫数、不同高度时，燃烧室负荷参数随着发动机工作状态的减小而变大，且高度越高，相同发动机状态下负荷参数越大。利用Gasturb自带模型计算主燃区负荷与燃烧室负荷计算得到曲线结果一致，验证燃烧室负荷的正确性。

燃烧室特性计算结果随着发动机状态、飞行高度和马赫数的变化呈现较强的规律性，且结果符合主燃烧室特性的物理变化规律，符合试飞经验与认知，证明了燃烧室负荷参数表征主燃烧室特性的有效性。

2.2 某型发动机燃燃烧室特性计算

某涡扇发动机采用短环形燃烧室结构，利用飞行试验数据对其燃烧室特性进行了计算。图10、图11分别为在Hp=6 km，M=0.37和Hp=10 km，M=0.74时发动机不同状态下燃烧室工作特性。

图10 Hp=6 km，M=0.37发动机状态台阶变化过程燃烧室负荷曲线

图11 Hp=10 km，M=0.7发动机状态台阶变化过程燃烧室负荷曲线

计算得到，在确定速度下，随着发动机高压转速的降低，负荷函数值呈现增加趋势，且变化幅值较大；随着发动机状态的降低，由负荷函数和油气比表征的特性线逐渐靠近贫油熄火边界。发动机在Hp=6 km，M=0.37慢车时、在Hp=10 km，M=0.7慢车时负荷参数分别为0.345和0.454，Hp=10 km，M=0.7工作点负荷参数更大，更接近贫油熄火边界。

为得到飞行试验中燃烧室负荷参数随飞行速度的变化情况，对燃烧室在Hp=6 km不同马赫数下主燃烧室特性进行计算，如图12所示。结果表明随着马赫数的变化，燃烧室工作变化较小。

将该燃烧室在不同高度、马赫数下的特性进行了计算比较，得到如图13所示结果。飞行包线范围，燃烧室特性呈现较强的规律性，与3.1节标准数据计算结果相同。随着高度和马赫数的变化，燃烧室特性在小范围内移动，变化较小。发动机状态的变化对特性线的影响较大，尤其慢车状态，其燃烧室特性更靠近贫油熄火边界。

图12 不同马赫数下燃烧室负荷曲线

图13 不同高度、马赫数下燃烧室负荷曲线

通过某型发动机不同高度马赫数以及不同发动机状态的计算，可以看出利用试飞数据能够定量描述燃烧室工作特性。利用负荷参数可以初步定量评估燃烧室稳定工作能力和试验风险，负荷参数越大，燃烧室工作越靠近贫油稳定边界，发动机熄火可能性越大，试验风险越高，在部分高空试验点，发动机在最大状态的负荷参数与低空慢车的负荷参数相同，表明在高空燃烧室稳定工作能力下降，在试飞安排时应优先验证低空试验点。

利用上述方法，对发动机包线内试飞试验点稳定性进行了计算，合理优化安排，能够有效缩短试飞周期，尤其是具有较高风险的发动机包线扩展试验，实践了“预测-试飞-比较”的试飞模式。

3 结论

1) 针对燃烧室工作能力，确定了燃烧室负荷计算参数的方法，具有较好的适用性，能够准确的表征主燃烧室特性；

2) 燃烧室工作特性随着发动机状态、飞行高度和马赫数变化呈现较强规律性，符合主燃烧室特性的物理变化规律；

3) 随着高度和马赫数的变化，燃烧室特性在小范围内变化；发动机状态的变化对特性线的影响较大，尤其慢车状态，发动机在Hp=6 km，M=0.37慢车时、Hp=10 km，M=0.7慢车时负荷参数分别为0.345和0.454，负荷参数0.454工作点比0.345更靠近贫油熄火边界，特性曲线可评估发动机稳定工作的能力；

4) 基于燃烧室工作能力模型可为发动机试飞设计、稳定性评估、故障分析、风险分析与控制等提供技术支持；

5) 利用试飞数据研究主燃烧室工作特性的方法，可用于试飞试验点设计及评估，为发动机潜力挖掘、性能边界确定提供技术支持。