航空发动机燃烧室试验

第1章绪论 1.1概述 1.1.1燃烧室试验的必要性和意义 燃烧室是航空发动机的核心部件之一，军用航空发动机由主燃烧室和加力燃烧室组成，如图1.1所示。燃烧室工作的基本原理：在压气机提供的高压空气中，实现燃油的高效燃烧，产生高温燃气，一方面推动涡轮做功，为压气机工作提供所需的功率；另一方面通过尾喷管高速喷向大气，为发动机提供推力。鉴于燃烧室是发动机动力的主要来源，直接影响发动机的性能，因此被视为发动机的“心脏”。 对于典型的双转子混合排气涡轮风扇发动机，其核心流路截面符号一般规定如图1.2所示。其中，主燃烧室的进口标示为３，出口标示为4；加力燃烧室进口标示为６；外涵进口标示为16，出口标示为7。其他截面符号定义可参考《航空燃气涡轮动力装置术语和符号》（GJB2103A—1997）。 燃烧室的工作过程十分复杂，涉及气体的高速湍流流动、燃料雾化、蒸发和剧烈燃烧、高强度对流和辐射换热，以及污染物生成与排放，简而言之，燃烧室是一个流、固、热、声等物理化学过程高度耦合的部件。同时，对燃烧室的工作要求是安全、可靠，能满足发动机在各种复杂应用场合的需要。因此，长期以来，任何一种型号的燃烧室设计和研制，都依赖于大量的地面模拟试验。 试验的重要作用体现在以下几个方面： （1）获得理论计算无法得到的技术数据，使燃烧室研制的数据库和设计体系不断得到完善； （2）检查和修正设计计算给出的性能参数，验证燃烧室设计和制造工艺质量，并通过调整和优化使燃烧室性能满足技术指标要求； （3）按验收标准规程，校核批量生产的燃烧室部件由加工安装所致的性能差异； （4）验证和确认新型燃烧室研制过程中采用的新方法、新材料和新加工工艺。 尽管现有的关于燃烧室的基础理论、设计方法、研究工具和加工制造工艺在不断地发展，但是还不足以确保能设计出完全符合技术要求的新型燃烧室。因此，在今后相当长的时间内，模拟试验仍将是燃烧室研制不可或缺的关键环节。先进的燃烧室试验方法和技术对高性能发动机燃烧室的发展具有极其重要的意义。 1.1.2燃烧室试验的基本概念 燃烧室试验是一项独立完整的系统工程，涉及试验装置、试验方法、测试技术、数据处理等一系列环节。因而，有必要掌握有关燃烧室试验的若干基本概念。 1）试验器 试验器是用以模拟燃烧室工作环境所必需的试验状态和工况条件的装置，一般由空气系统、加温系统、燃油系统、冷却水系统、测试系统、电气控制系统等组成，也称为试验台或试验装置。 2）试验件 试验件是为了解某种设计成型的航空发动机燃烧室零组件、部件的性能，专门制作的用于试用操作的对象、装置。一般燃烧室试验件可有圆管、矩形、扇形、缩比全环、全尺寸等不同结构形式。 3）试验方法 试验方法是指为完成燃烧室试验任务，达到试验目的，获取合理、准确、可靠数据信息的手段，包括试验总体设计、状态模化、燃烧室试验件设计、试验状态和工况条件的调控、测试系统的选择和布局、数据处理等方法。 4）测试仪器仪表 测试仪器仪表是指用于检测、记录和输出数据数值，具有标准度量衡特性，并能保证精确度的装置，是测试系统的核心组成部分。 5）试验数据处理 试验数据处理是指数据的筛选、插值、平均化、参数计算、性能表征、误差和不确定度评定等操作及其所依据的规则、计算公式等。 6）燃烧室试验模拟准则 燃烧室试验模拟准则是指用较低压力和较低流量所测定的燃烧室主要性能参数（燃烧效率、总压损失、出口温度分布、点/熄火极限等）来反映真实情况下的性能时，所采用和遵守的标准原则，一般通过燃烧室特征尺寸、进口气流等参数的组合函数关系来表示，常用的有等速度准则、K准则、朗韦尔（Longwell）准则[5]等。 7）气动试验 气动试验是指在冷态（无燃烧）条件下对燃烧室或其零组件所进行的单纯的气体流动试验，旨在获得流阻损失、流量分配规律或流场信息。 8）性能试验 性能试验是指在真实的进口空气压力、温度、流动马赫数、油气比等条件下，测取燃烧室试验件的总压恢复系数、燃烧效率、出口温度分布、壁面温度、污染物排放量、点/熄火极限等性能参数的试验。 9）高空点火试验 高空点火试验是指在地面试验器上，模拟风车状态下燃烧室的进口空气压力、温度、速度、流量等条件进行的点火边界试验，用以考察发动机的高空再点火能力及低速飞行时燃烧室的工作稳定性。 10）慢车状态 慢车状态是指发动机能够保持稳定工作的*低转速状态。 11）风车状态 风车状态是指发动机在空中停车（燃烧室熄火）后，借助于空气动力而转动，并在短时间内稳定在某一转速的状态。 12）燃气分析 燃气分析是指通过测量燃烧室内燃气所含的化学成分及浓度，可进一步算出局部温度、余气系数、燃烧效率和污染物排放量的方法。 1.1.3燃烧室试验的主要内容 1.试验分类和内容 燃烧室试验主要有三类，即主燃烧室综合性能试验、加力燃烧室综合性能试验和零组件性能试验。 主燃烧室综合性能试验内容包括：气动性能，即流阻特性和流量分配；点/熄火性能，即高空点火边界、稳态点火边界、过渡态点火边界和熄火边界；燃烧性能，即燃烧效率、出口温度分布、壁温、污染物排放量等。 加力燃烧室综合性能试验内容包括：气动性能，即气流混合损失和流动损失；点/熄火性能，即稳定边界、不同点火方式的点火性能等；燃烧性能，即加力比、加力温度、加力燃烧效率或加力耗油率、稳定性等。 零组件性能试验内容包括以下几方面。 （1）喷嘴试验：以煤油、燃烧室用燃料或水为介质，测量喷嘴的压力-流量特性和雾化特性，如喷雾锥角、射程、液滴尺寸分布等；研究气动雾化型喷嘴的雾化特性对气流压降、气液比的影响关系。 （2）扩压器试验：测量气流转角、扩压器长度、扩压器面积比、扩压器型面、突扩距离、进口速度分布（外峰、内峰、中径峰等）等对扩压器流动损失的影响；测量扩压器与火焰筒和进气罩帽的匹配性能。由此筛选出工作稳定、流动不分离、对进气速度分布不敏感、静压恢复快、总压损失小、尺寸短的结构形式。 （3）涡流器试验：测量航空发动机主燃烧室旋流器或涡流器在给定人口压差或压力时通过的空气流量。 （4）燃油总管试验：以航空煤油为介质，测量燃油总管流量特性和分布均匀性等，由此筛选出流量特性基本一致的燃油喷嘴，以供全环部件装配及检查喷嘴工作后流量特性的变化。 （5）壁面冷效试验：测量火焰筒壁面冷效试验件的气膜绝热冷却效率、换热系数、冷却通道的压降、流量系数等，以确定*佳冷却结构和尺寸。 （6）火焰稳定器试验：测量火焰稳定器内部的流场结构、流阻损失、点/熄火性能等，以筛选加力燃烧室火焰稳定器的结构和布局。 对于主燃烧室，在研制的不同阶段，试验目的侧重点不同，所需试验件类型也不同，如表1.1所示。在主燃烧室研制的初期阶段，需要确定采用的头部涡流器类型、燃油喷嘴类型、点火喷嘴位置等，虽然可以根据主燃烧室的设计准则通过计算和经验确定一些基本设计参数，但是相同的设计参数也可以有不同的结构方案，具体哪种方案的性能*好，还需要通过试验来验证。另外，设计过程还有可能会采用新的技术，也需要通过试验来验证新技术的可行性。在此阶段，试验目的侧重于方案筛选和技术验证，主燃烧室每一种重要组件都可能有数量不等的设计方案，按一定规律组成不同的试验件，并进行横向比较，*终选定少量试验结果较好的方案进人下一阶段。 方案筛选阶段需要开展大量的对比试验，适合采用单头部试验件迸行试验，优点有：试验件结构相对简单，装配难度小，可灵活更换不同组件，试验准备时间短；单头部试验通常所需空气流量小，可在小型燃烧室试验器上开展试验，能源消耗低，试验开展更灵活。但筛选试验的内容时需要迸行合理的规划，避免浪费。此阶段一般主要开展流阻和流量分配、点/熄火特性、燃烧效率、污染排放性能等试验。 主燃烧室设计方案筛选完成后，在下一阶段（技术设计阶段）的研制中必须迸行验证，在此阶段适合采用扇形燃烧室试验件。一般做法是根据上一阶段方案筛选试验的结果挑选一到两种方案，再匹配上不同的扩压器和火焰筒设计方案，设计出少量扇形试验件，继续开展对比试验。试验内容包括流量分配、点/熄火特性、燃烧效率、火焰筒壁温、出口温度场、污染排放性能等。 经过扇形试验件的筛选后基本可以确定燃烧室各组件*佳的设计组合方案，下一步就是设计全环试验件，开展相应的综合性能试验，验证部件的性能和结构的可靠性。 加力燃烧室试验规划也采取与主燃烧室类似的原则。 2.工况确定方法[3] 燃烧室试验的状态参数一般参照发动机工作包线上典型工况的工作参数确定。 航空发动机工作包线是指发动机能够可靠、安全、稳定工作，并实现其规定功能、性能的空中范围，一般用飞行高度H和飞行马赫数Ma表示（图1.3），也可用发动机迸口空气总温和总压表示。图中的典型工况有：4代表地面工作点（慢车、额定、起飞、起动）4代表*大气动负荷，即；C代表*大热负荷I，即；D代表*大热负荷Ⅱ，即，E代表*小气动负荷，即；代表高空点火左边界（点火包线范围内*小压力和温度），即；J代表高空点火右边界（点火包线范围内*大压力和温度），即；K代表巡航工作点。 燃烧室试验工况和主要试验内容如表1.2所示。 1.1.4相似理论的应用 任何类型航空发动机燃烧室都要经过大量的试验调试和改进，才能逐步达到设计指标。为了保证燃烧室试验的准确性，需要使试验条件与实际工作条件一致，因此试验费用十分昂贵。而通过模化试验能够在较低费用下得到与真实燃烧室内部近似的各种参数，即保证两者之间呈现的物理、化学规律相同，相关变量在对应空间、对应时间成一定比例。采用相似理论方法进行的燃烧室试验，是在燃烧室实物或者几何尺寸较小的模拟燃烧室里用相对原始空气源较低的“模化参数”做试验，可为燃烧室的后续优化设计减少人力和物力的投人。 从可查阅到的文献中了解到，描述燃烧室工作过程的相似准则约有16个，其中气相燃烧相似准则有11个，如雷诺准则、弗劳德准则、欧拉准则、马赫准则、卡门准则、紊流克努森准则等，再加上数十个相似单值条件（几何相似，进口气流速度、温度、压力等相似系数，雾滴初始半径、速度、分布指数等相似系数等），远远超过了试验中能够自由选择的参数数目。全部相似准则数值保持相等，并做到单值