先進加力燃燒室設(shè)計研發(fā)

先進加力燃燒室設(shè)計研發(fā)目錄TOC\o"1-5"\h\z\o"CurrentDocument"1.先進加力燃燒室與傳統(tǒng)燃燒室在設(shè)計和研發(fā)上差異1\o"CurrentDocument".先進加力燃燒室設(shè)計研發(fā)內(nèi)容4\o"CurrentDocument"1.火焰穩(wěn)定器4\o"CurrentDocument"2.燃油噴射43.火焰穩(wěn)定設(shè)計5\o"CurrentDocument"4.值班火焰穩(wěn)定器及點火設(shè)計5\o"CurrentDocument"5.動態(tài)不穩(wěn)定性的研發(fā)5\o"CurrentDocument"6.試驗臺建設(shè)6\o"CurrentDocument"7.加力燃燒室襯套冷卻設(shè)計7\o"CurrentDocument"8.加力燃燒室穩(wěn)身要求7\o"CurrentDocument".巡航導(dǎo)彈加力燃燒室與戰(zhàn)斗機加力燃燒室的差別8\o"CurrentDocument".未來發(fā)展及研發(fā)8\o"CurrentDocument".結(jié)束語91.先進加力燃燒室與傳統(tǒng)燃燒室在設(shè)計和研發(fā)上差異新一代先進航空發(fā)動機燃燒技術(shù)不斷發(fā)展突破，先進航空發(fā)動機燃燒室與傳統(tǒng)燃燒室相比，設(shè)計和研發(fā)差異主要體現(xiàn)在以下幾個方面：新一代先進加力燃燒室以高油氣比軍用燃燒室和低污染燃燒室為代表。在先進加力燃燒室出現(xiàn)之前，出現(xiàn)過兩代燃燒室，現(xiàn)在的先進加力燃燒室可以稱作第三代。第一代燃燒室大致上出現(xiàn)于20世紀40年代末到70年代之間，其壓比大約為10,采用的是空氣動力學(xué)擴壓器(aerodynamicdiffuser)、雙油路離心壓力霧化噴嘴或雙油路噴嘴，其燃燒區(qū)為富油燃燒區(qū)，冷卻為波紋板冷卻帶，火焰筒上有主燃孔，主燃孔進來的空氣與頭部進來的空氣共同形成一個大的回流區(qū)，有摻混孔，主要形式是環(huán)管燃燒室。其典型的代表有國內(nèi)的WP6發(fā)動機燃燒室和美國的J79發(fā)動機燃燒室。第二代燃燒室出現(xiàn)于20世紀70年代至20世紀末，其典型的壓比約為20,采用短突擴擴壓器和成膜式空氣霧化噴嘴，主燃區(qū)設(shè)計為接近化學(xué)恰當(dāng)比，冷卻設(shè)計為機械加工的冷卻環(huán)帶。這個年代的燃燒室為短環(huán)型燃燒室，燃燒主要是擴散燃燒，典型代表有RB-211燃燒室和CFM-56燃燒室。當(dāng)今先進加力燃燒室為第三代燃燒室，其發(fā)展始于21世紀開始，其壓比大于30。第三代燃燒室又分為低污染燃燒室（前兩代沒有）和高油氣比燃燒室，在高油氣比燃燒室前有常規(guī)燃燒室向高油氣比過度的燃燒室，如F-119燃燒室（油氣比為0.038）。需要說明的是現(xiàn)在的燃燒室中還有不是低污染的燃燒室，也有不高油氣比的燃燒室。第三代燃燒室的頭部進氣占了整個燃燒空氣很大的百分數(shù)，燃燒空氣全部由頭部進來；沒有主燃孔，可以有摻混孔，也可以沒有摻混孔。由于燃燒空氣全部由頭部進氣，所以燃燒區(qū)的空氣動力學(xué)完全由頭部進氣所決定。與前兩代燃燒室只有一個燃燒區(qū)不同，第三代燃燒室有副油燃燒區(qū)和主油燃燒區(qū)兩個燃燒區(qū)。第三代燃燒室可以有預(yù)混、預(yù)蒸發(fā)、預(yù)混和、直接混合的燃燒設(shè)計，也可以是其中幾個的組合設(shè)計。對第三代燃燒室，總的來說擴散燃燒不占主導(dǎo)地位，空氣動力學(xué)一般設(shè)計為低旋流。對LPP低污染燃燒室來說，要特別注意燃燒不穩(wěn)定性問題。對其它方案，要設(shè)計火焰脫開頭部（底板）一小段距離，這對頭部的冷卻有好處。第三代燃燒室仍然有中心回流區(qū)，由副模空氣形成，其大小比前兩代要小。第三代燃燒室冷卻采用發(fā)散小孔冷卻，多層孔板和瓦塊式已被淘汰。第三代燃燒室中，成膜式空氣霧化噴嘴已經(jīng)不占主導(dǎo)，取而代之的是副油路噴嘴是采用單油路的離心壓力霧化噴嘴，主油路噴嘴采用橫向氣流直射噴嘴。第三代燃燒室擴壓器仍然與第二代燃燒室相同，這方面還沒有出現(xiàn)重大變化。西工大的燃燒團隊研發(fā)的空氣分配器式的燃燒室有效果，但還沒有結(jié)論性的成果。把擴壓器的功用以及頭部上游及火焰筒上游，從擴壓器到火焰筒之間的上方流場的空氣分配的作用兩個結(jié)合起來。這個基本概念是正確，還有待進一步研發(fā)。先進加力燃燒室的設(shè)計研發(fā)是從以前的常規(guī)燃燒室演變過來，主要的變化由一個因素引起，即無論是低污染燃燒室還是高油氣比燃燒室都需要大大的增大燃燒空氣百分數(shù)，盡管兩者的目的和意義并不一樣。對于低污染燃燒室來說增大燃燒空氣百分數(shù)是降低大工況下燃燒區(qū)的溫度來降低NOx,而對于高油氣比燃燒室來說增大燃燒空氣百分數(shù)是不希望在100%工況下出現(xiàn)富燃和冒煙的狀況，是為了控制冒煙。這一因素帶來的燃燒室設(shè)計上的一系列變化，也帶來試驗研發(fā)上的變化：1）由于增大燃燒空氣百分數(shù)，不可以再用主燃孔來輸送燃燒空氣，燃燒空氣都要從頭部進入，這就使得燃燒區(qū)的空氣動力學(xué)完全由頭部空氣模的設(shè)計來決定。2）大量增加燃燒空氣百分數(shù)，火焰筒橫截面積要變大，否則在火焰筒沒有燃燒時的空氣馬赫數(shù)太高，會大大的增加總壓損失，簡單的說就是火焰筒要胖一些。3）大量增大燃燒空氣百分數(shù)，如果還采用常規(guī)燃燒室設(shè)計，必定帶來慢車貧油熄火問題。因此需要把以前主油富油混在一起的.燃燒區(qū)分開，分為副油燃燒區(qū)和主油燃燒區(qū)，而且兩個燃燒區(qū)要相對獨立。4）副油噴嘴要在低流量、小狀態(tài)、噴嘴液壓降較低的情況下保證霧化好，必然采用單油路離心壓力霧化噴嘴，不可能采用成膜式空氣霧化噴嘴。5）主模噴嘴也不能采用成膜式空氣霧化噴嘴。采用成膜式空氣霧化噴嘴帶來噴嘴尺寸太大，對機匣的強度不利。現(xiàn)在主油采用直孔噴射，在橫向氣流里面有沒有預(yù)混模情況下也都是直孔。6）燃燒空氣大大增加必定影響到冷卻空氣減少，對于低污染燃燒室要限制冷卻空氣還有另外一點考慮，那就是冷卻空氣太多了會影響CO,這樣使得冷卻必須要改進來提高冷卻的有效性，曾經(jīng)有人試過多層多孔板和瓦塊式，結(jié)果都不好。冷卻研究的最重要結(jié)論是冷卻空氣要貼壁，這樣用發(fā)散小孔冷卻比較好，西工大燃燒團隊研發(fā)的切向進氣發(fā)散小孔冷卻經(jīng)過試驗已經(jīng)證明冷卻效果最好。7）副模與主模分開，副?？諝馀c主?？諝庖膊灰煸谝黄鹦纬梢粋€大的先進加力燃燒室與傳統(tǒng)燃燒室在設(shè)計和研發(fā)上差異回流區(qū)，這就要采取低旋的模式使副?？諝獠灰椭髂？諝庖黄鹦?，這也可有效地減少低污染燃燒室的振蕩燃燒。8）火焰筒上游的流場設(shè)計也必須有所改變，即從擴壓器出口到火焰筒上方之間的流動控制。這是由兩方面引起的第一、冷卻空氣減少了，就要更精確的保證冷卻空氣數(shù)量，同時進入了副模和主空模的空氣量也要準確控制，關(guān)于這方面的設(shè)計方案尚未有結(jié)論。第二、由于壓氣機出口馬赫數(shù)的增大（已有高達0.38的），擴壓器的總壓損失急劇增大（其與擴壓器進口馬赫數(shù)平方成正比）o這個因素使得現(xiàn)在的先進加力燃燒室的總壓損失系數(shù)還要控制在5%以內(nèi)非常之難?，F(xiàn)在的設(shè)計著還集中于改進短突擴壓器來解決這個問題，前面描述的空氣分配式擴壓器有可能是解決方案之一。先進加力燃燒室在設(shè)計方面的變化導(dǎo)致其在試驗研發(fā)上也有很大不同。由于先進加力燃燒室的燃燒空氣全部由頭部進入，沒有主燃孔，燃燒區(qū)的空氣動力學(xué)完全由頭部的空氣模確定。這樣在試驗和研發(fā)時，單管燃燒室試驗的重要性就大大提高了，燃燒室的基本性能問題都可以在單管燃燒室上研究并得以解決。這樣就涉及到初步設(shè)計的定義和初步設(shè)計研發(fā)的內(nèi)容有所改變，在初步設(shè)計階段，在單管燃燒室上基本的燃燒問題都得以解決，然后才進入詳細設(shè)計階段和全環(huán)燃燒室設(shè)計階段。這是燃燒室試驗研發(fā)上一個非常大的變化，就是說單管燃燒室重要性大大增加。由于過去我們都是仿制，不需要從單管燃燒室開始，所以對單管燃燒室在先進加力燃燒室設(shè)計中的重要性認識遠遠不足?？傊冗M加力燃燒室的設(shè)計與研發(fā)完全進入了一個新的階段，設(shè)計研發(fā)者和管理者需要要有一個新的理念、思路和規(guī)劃。2.先進加力燃燒室設(shè)計研發(fā)內(nèi)容2.1.火焰穩(wěn)定器作者曾對不同形式的火焰穩(wěn)定器進行過研究，特別研究了v型槽與旋流器的組合，但結(jié)果很不理想。帶旋流器之后火焰穩(wěn)定性沒改善多少，而總壓損失加大。考慮到前面提及的，對現(xiàn)今加力燃燒室，火焰穩(wěn)定不是大問題，而減少總壓損失很重要，表明這樣的研究方不對了，但中心旋流器的值班火焰穩(wěn)定器是一個可取方案?？偟恼f，仍是V型槽方案，只是細長體頂角、直線段長度、噴油點位置、“裙邊”角度等要取最佳化。而火焰穩(wěn)定器本身是兩層壁的結(jié)構(gòu)，引風(fēng)扇冷空氣對火焰穩(wěn)定器前端沖擊冷卻，冷卻空氣流過夾層，在穩(wěn)定器后端排出。2.2.燃油噴射總的來說，仍然是噴油桿的直孔多點噴射，但是有所不同；第一，噴油桿并不暴露于熱氣流中，而是沉浸于v型槽內(nèi)的冷空氣中。由于這一點帶來設(shè)計上的限制：顯然要以徑向火焰穩(wěn)定器為主。因為徑向火焰穩(wěn)定器可以將風(fēng)扇冷卻空氣引入V型槽；同時噴油桿的數(shù)目勢必等于徑向V型槽的數(shù)目（不可能一個V型槽中伸兩個噴油桿）；為了增大噴射點的數(shù)目（多點噴射的特點），顯然要從火焰穩(wěn)定器兩側(cè)噴出；噴射方向基本上與表面垂直（或成一個較大的斜角），也與跨流近乎垂直。噴射點的間距，噴射孔徑、噴射角度、噴射點軸向位置使設(shè)計變量。其中間距和孔徑最關(guān)鍵。間距過大，會在穩(wěn)定器下游形成單個的油霧及油蒸汽射流而中間夾帶沒有油汽的來流；如間距太小，又會帶來噴嘴壓力降過低，使油霧的穿透很不夠。第二，直孔跨流的多點噴射有一個很大特點：油射流的穿透隨壓力降很大的變化。近似估計在飛到包線左上角時，如果燃油穿透只有10mm,那么到飛行包線右下角，燃油穿透可以超過35mm。這樣穿透很少時，有部分燃油貼在“裙邊”上；而穿透過度，使燃油不能進入到回流區(qū)中去。這一問題在“短配合”的加力燃燒組上會十分嚴重。設(shè)計上最主要的措施是將簡單直孔噴射改為直孔同軸空氣霧化，同軸霧化空氣會使穿透深度隨噴嘴壓力降的變化顯著減少。3.火焰穩(wěn)定設(shè)計研究表明：高的進口溫度和低的氧濃度合在一起，其凈效應(yīng)是使化學(xué)反應(yīng)時間縮短，有利于火焰穩(wěn)定。但“短配合”帶來的油氣不均勻性不利于火焰穩(wěn)定。同時低溫而“富氧”的冷卻空氣排入穩(wěn)定器回流區(qū)，也會影響火焰穩(wěn)定。研究表明，如果冷卻空氣溫度在500K以上，那么加入冷卻空氣使化學(xué)反應(yīng)時間縮短，即是有利的。在火焰穩(wěn)定設(shè)計上最終是要解決穩(wěn)定器“裙邊”的角度及“裙邊”的寬度。這顯然與堵塞比及總壓損失有很大關(guān)系，其中關(guān)鍵的一點是：“裙邊”的寬度，沿著徑向火焰穩(wěn)定器往外走，不一定是等寬度的設(shè)計。4.值班火焰穩(wěn)定器及點火設(shè)計對于先進加力燃燒室，采用中心值班火焰穩(wěn)定器比較合適。應(yīng)該設(shè)計為一個尺寸較小的有旋流器的小燃燒室結(jié)構(gòu)，帶點火器。由值班火焰穩(wěn)定器到徑向火焰穩(wěn)定器的結(jié)合，是一技術(shù)難題。5.動態(tài)不穩(wěn)定性的研發(fā)盡管高的進口溫度使燃燒不穩(wěn)定問題有所減弱，但兩個因素使先進加力燃燒室的振蕩燃燒仍然會是一個問題:9）加力燃燒室單位體積能量釋放率在增大；10）由于尺寸變大，自振頻率降低，阻尼裝置的有效性降低。對加力燃燒室的研發(fā)來說，最大的困難是試驗臺的試驗不能重現(xiàn)發(fā)動機上全尺寸加力的振蕩燃燒。因為它與聲學(xué)邊界條件密切相關(guān)。這樣問題實質(zhì)變成：先進加力燃燒室的試驗臺研發(fā)怎么進行。6.試驗臺建設(shè)過去加力燃燒室試驗研發(fā)已經(jīng)證明：1）縮尺模型（無論遵循什么準則）這一方案不可行；2）扇形段實驗也不行，因為其燃燒與全尺寸的加力差別太大；3）要上全臺發(fā)動機去做加力調(diào)試太費錢，也太費時，而且研發(fā)進度上不協(xié)調(diào)，遺憾的是，就算是在發(fā)動機上調(diào)試，也無法進行全部的實驗。這樣提出兩個問題：第一：怎么設(shè)計一個小尺寸、小流量的試驗臺進行基本的加力燃燒的研發(fā)（可以大量試驗又可用）?！爸行牟糠帧奔恿θ紵囼灱幕窘Y(jié)構(gòu)與尺寸和全尺寸加力燃燒室的“中心部分”完全一樣，其流量為全尺寸加力燃燒室的四分之一。由于其結(jié)構(gòu)、尺寸與全尺寸加力的“中心部分”一模一樣，又由于火焰筒襯套的冷卻方式特別，因而其空氣動力學(xué)以及燃燒是一樣的。至少其點火、火焰穩(wěn)定、總壓損失、燃燒效率，在進口溫度、進口氧濃度、進口M數(shù)完全一樣下，和全尺寸加力可以做到非常的一致。這種小尺寸加力試驗臺的上游采用一個高油氣比燃燒室做燃氣發(fā)生器（slavecombustor）o其燃燒產(chǎn)物的氧濃度及燃氣組織完全符合實驗的要求。在高油氣比燃燒室下游加一個水冷熱交換器，模擬渦輪的焰降。這樣加力進口溫度、氧濃度、M數(shù)完全真實模擬。而冷卻空氣由試驗臺空氣經(jīng)過間接加熱器來單獨模擬，這樣的加力燃燒“中心部分”試驗臺有很大用處。只是振蕩燃燒還是跟全尺寸的加力不一樣，需要全尺寸加力燃燒試驗。第二，需要全尺寸的加力燃燒室試驗臺。這個試驗臺與上述小尺寸試驗臺相類似。前方有高油氣比全環(huán)形燃燒室做氣體發(fā)生器，中間有水冷換熱器模擬渦輪焰降。以此達到加力進口溫度、氧濃度、進口M數(shù)的完全模擬。需要這樣的全尺寸加力燃燒室試驗臺的原因是：就算是在地面發(fā)動機試驗臺上去調(diào)試加力燃燒室，飛行包線范圍內(nèi)有很多點無法實驗。這樣研發(fā)者不放心，于是不得不動用高空臺，而這又是研發(fā)者所不愿意的。采用上述的全尺寸燃燒室試驗臺可以將飛行包線中所有的點都試到（如果需要的話）。只差渦輪葉片尾跡這一點沒有模擬到（這是次要的），這樣就不必動用高空臺。但這需要在建立全環(huán)形燃燒室試驗臺時統(tǒng)一考慮和規(guī)劃設(shè)計。7.加力燃燒室襯套冷卻設(shè)計對先進加力燃燒室設(shè)計研發(fā)，節(jié)省冷卻空氣至關(guān)重要，尤其是襯套及排氣噴管。要設(shè)計先進的冷卻室壁結(jié)構(gòu)，不僅要節(jié)省冷卻空氣，而且減少由于淬熄形成的CO及UHC,有助于燃燒效率。加力燃燒室穩(wěn)身要求加力燃燒室的隱身要求，至少有兩方面：第一，是遠紅外的信號要減弱。這意味著加力燃燒產(chǎn)生的煙粒子濃度（sootConcentration）要少，這與油氣混合有關(guān)。由于短配合，到穩(wěn)定器回流區(qū)，油氣混合不大均勻，會帶來紅外信號。此外，要求從尾噴管拉出去的火焰長舌，越短越好；第二，要排氣N02濃度低。N02是一種棕色的有毒氣體。如圖1所示，在排氣中濃度低于50ppm才是不可見的（這時50ppm不是修正到排氣氧濃度15%時的N02濃度）。由圖1可知，現(xiàn)在大多數(shù)飛行工況下達不到這一點要求。不開加力的戢大工況最小核心工孔開加力80$植7工況開加力最大械心工況開加力最小風(fēng)扇加力中等風(fēng)扇加力最大加力不開加力的戢大工況最小核心工孔開加力80$植7工況開加力最大械心工況開加力最小風(fēng)扇加力中等風(fēng)扇加力最大加力圖1發(fā)動機測量的NOx（ppm）和NO2（ppm）oO62ooO04edd-案asd3.巡航導(dǎo)彈加力燃燒室與戰(zhàn)斗機加力燃燒室的差別巡航導(dǎo)彈用加力燃燒室與作戰(zhàn)飛機加力燃燒室雖然有很多共同點，例如主燃燒室都是高油氣比燃燒室，但仍有以下不同之處：1）飛行包線不同。巡航導(dǎo)彈簡單許多；2）巡航導(dǎo)彈對壽命要求短；3）可以是純噴氣加力；4）由于最大迎風(fēng)面積受到極大限制，因而加力進口M數(shù)更高；5）進口氧濃度更低；6）總壓損失要求更低。.未來發(fā)展及研發(fā)關(guān)于未來軍用戰(zhàn)斗機的發(fā)展，美國已經(jīng)制定了飛行馬赫數(shù)為4一級作戰(zhàn)飛機的研制計劃，至于是否會無人機替代尚無定論，，但可以肯定的是，有一部分會被無人機替代。下一代發(fā)動機中加力燃燒室可能的發(fā)展方向為：第一，渦輪基沖壓組合方案，這會是一個發(fā)展方向。目前，這方面研發(fā)很少有公開文獻發(fā)表。但最近發(fā)表的歐盟研發(fā)計劃LAPCAT1（從2005年至2008年）中，，目標(biāo)是是遠期的先進推進概念和技術(shù)（Long-TermAdvanced