楊 雄，劉志遠，劉 濤

(中國飛行試驗研究院 發(fā)動機所， 西安 710089)

燃燒室是航空發(fā)動機的關鍵部件之一，可謂是“心臟”中的“心臟”。航空發(fā)動有多種工作狀態(tài)，尤其是軍用發(fā)動機，工作狀態(tài)反復、快速變化，且第四代戰(zhàn)斗機發(fā)動機涉及飛行包線小表速區(qū)域過失速機動，需要對發(fā)動機主燃燒室在小表速甚至低至零的條件下的穩(wěn)定工作能力進行驗證。發(fā)動機推重比的提高也要求發(fā)動機燃燒室進口溫度、出口溫度和油氣比都在逐漸的提高。先進燃氣輪機燃燒室要求在更寬廣的油氣比范圍內工作，擁有更好的穩(wěn)定性。

燃燒室穩(wěn)定性設計，依賴于大量的實驗數(shù)據(jù)積累以及成功的燃燒室設計經(jīng)驗，但現(xiàn)代航空領域內空氣動力學的發(fā)展以及計算機技術的突飛猛進，計算流體力學的設計方法逐漸形成，再加上許多燃燒室經(jīng)驗公式的引入，燃燒室設計也形成了一種基于計算流體力學的設計方法[1-4]。

早在上世紀聶恰耶夫和多羅申科[5]就提出以燃燒室的壓力、溫度、空氣流速等參數(shù)來綜合來表征發(fā)動機的熄火特性，這些參數(shù)以半經(jīng)驗公式的方式形成GB或者KV的強化參數(shù)。20世紀50年代，Dezubay[6]研究了鈍體火焰穩(wěn)定器的火焰穩(wěn)定特性，發(fā)現(xiàn)鈍體的熄火油氣比與鈍體進口壓力、溫度以及速度的相關性。

Lefebvre[7]通過試驗及理論分析構建了加力燃燒室穩(wěn)定燃燒的模型，并給出了熄火條件。P P弗萊徹提出以燃燒室負荷來表征燃燒室的熄火特性和點火特性，主燃區(qū)負荷是一個與燃燒室進氣溫度、壓力以及主燃區(qū)流量、主燃區(qū)體積有關的參數(shù)。

隨著計算流體力學的發(fā)展，Sturgess[9-10]總結了貧油熄火建模方法，結合數(shù)值計算，把流體力學從學反應中分離出來，提出了混合建模的方法，計算得到了燃燒室壓力、溫度、流量等參數(shù)對貧油熄火的影響[9-10]。

國內北京航空航天大學胡斌[11]采用Fluent對某燃燒室冷態(tài)場進行了數(shù)值模擬，在數(shù)值模擬的基礎上對Lefebvre貧油熄火關系式進行了修正。浙江大學邢菲[12-13]參照Lefebvre貧油熄火經(jīng)驗關系式，對實驗數(shù)據(jù)進行總結，提出了適用于駐渦燃燒室的貧油熄火關聯(lián)式，該關聯(lián)式考察了燃油霧化性能、主流工況、凹腔卷吸量等因素對貧油熄火極限的影響。

上述國內外對于燃燒穩(wěn)定性的研究多集中在數(shù)值計算與半經(jīng)驗公式的混合建模，依靠的是燃燒室地面部件試驗結果，用于拓寬燃燒室的熄火邊界、改進燃燒室設計。而針對真實飛行條件中主燃燒室的燃燒穩(wěn)定性，或者是發(fā)動機整機裝機后的燃燒室工作特性研究甚少。

本文根據(jù)燃燒室在結構一定的條件下，特性與氣動參數(shù)有密切關系，通過試飛數(shù)據(jù)對燃燒室負荷參數(shù)進行了研究，分析了在真實試飛條件下燃燒室的穩(wěn)定工作能力，并對發(fā)動機燃燒室穩(wěn)定工作特性進行了計算。

1 燃燒室工作特性曲線建立

影響發(fā)動機燃燒室燃燒穩(wěn)定性的因素非常多，包括燃油與空氣的混合程度、燃燒室的壓力、溫度、燃油噴嘴的種類以及燃燒室的類型都對燃燒穩(wěn)定性有著影響[14]。精確計算燃燒穩(wěn)定邊界不太可能，準確的燃燒室特性線高度依賴于每個燃燒室獨特設計，只能通過臺架試驗獲取，也就是常說的燃燒室特性[8]。

大量的燃燒試驗研究得到，在油氣比確定的情況下，穩(wěn)定性是一個主要與燃燒室進氣氣流速度、絕對壓力及溫度相關的函數(shù)。

Lefebvre穩(wěn)定準則：

(1)

式中：UBO為熄火速度；Ba為氣動堵塞比。w為氣動尾跡寬度；SL為層流火焰速度；α為熱擴散系數(shù)。

Zukoski熄火公式：

(2)

式中：L為回流區(qū)長度；τ為點火延遲時間；UBO為熄火速度。

主燃區(qū)負荷參數(shù)：

(3)

式中：qma為主燃區(qū)流量；V為主燃區(qū)體積；P31燃燒室進口；T31燃燒室進口壓力。在實際應用中，式(1)[7]、式(2)[15]方法的關鍵參數(shù)難以獲取，且主要描述鈍體火焰穩(wěn)定特性，因此，確定將式(3)[8]主燃區(qū)負荷參數(shù)進行工程化改進應用，以在飛行試驗中易于獲取的燃燒室來流參數(shù)構建負荷參數(shù)，以油氣比與負荷參數(shù)的關系評估燃燒室能力。

1.1 負荷參數(shù)建立

主燃區(qū)負荷參數(shù)是基于大量試驗得到的經(jīng)驗理論公式，公式中壓力及溫度的指數(shù)項為經(jīng)驗系數(shù)，因重新確定指數(shù)項經(jīng)驗系數(shù)工作量巨大，這里使用原有參數(shù)，只對公式中流量、壓力、溫度等參數(shù)進行重新識別。

為對qma、V進行工程化獲取，對某燃燒室進行了數(shù)值模擬，得到結果如圖1所示。

圖1 某燃燒室空氣流量分配圖

從圖1中可以看出：在不同狀態(tài)下，燃燒室空氣及主燃區(qū)流量(燃燒空氣流量)與燃燒室空氣流量基本成正比，以燃燒室進口空氣流量W31代替主燃區(qū)空氣流量可行。

圖2、圖3燃燒室在不同狀態(tài)工作時，燃燒室回流區(qū)形狀、軸向速度基本一致，近似認為主燃區(qū)體積為旋流區(qū)包裹體積，對確定發(fā)動機而言，可以將主燃區(qū)體積V視為常數(shù)。

基于上述分析，在飛行試驗中，以壓氣機出口總壓作為燃燒室進口總壓，以壓氣機出口總溫作為燃燒室進口總溫，以燃燒室進口空氣流量W31代替主燃區(qū)空氣流量。對確定發(fā)動機將主燃區(qū)體積V視為常數(shù)。

這樣得到負荷參數(shù)：

(4)

圖2 不同軸向位置上軸向速度的徑向分布曲線

圖3 不同狀態(tài)燃燒室流場示意圖

1.2 燃燒室工作特性

燃燒室特性線由燃燒室油氣比FAR與負荷參數(shù)K構成，在進行FAR與K值計算時需要獲得進入燃燒室的燃油流量空氣流量及燃燒室進口總溫和總壓，具體計算方法如圖4、圖5所示。

圖4 燃燒室燃油流量計算方法框圖

圖5 燃燒室空氣流量計算方法框圖

壓氣機后壓力P31飛行試驗都可測量得到，而壓氣機后溫度T31在內涵不易測量。飛行試驗中對發(fā)動機風扇后外涵出后總壓P13、總溫T13進行了測量，風扇出口外涵參數(shù)與內涵參數(shù)一致，通過壓氣機功以及壓氣機效率η，壓氣機進口截面參數(shù)對燃燒室進口總溫T31進行計算。

通過對FAR與K進行計算，得到如圖6所示燃燒室特性。

圖6 燃燒室特性模型示意圖

2 結果分析

2.1 對于標準數(shù)據(jù)的計算

基于上述發(fā)動機工作能力模型，對Gasturb典型發(fā)動機(設計點：Hp=10 km，M=0.8)，在不同馬赫數(shù)、飛行高度、發(fā)動機狀態(tài)下負荷參數(shù)K進行了計算，得到如圖7～圖9。

圖7 Hp=10 km不同馬赫數(shù)發(fā)動機狀態(tài)臺階變化過程燃燒室負荷曲線

圖8 不同高度等馬赫數(shù)0.6發(fā)動機狀態(tài)臺階變化過程燃燒室負荷曲線

圖9 不同高度等馬赫數(shù)0.6發(fā)動機狀態(tài)臺階變化過程主燃區(qū)負荷曲線

從圖8、圖9中可以看出，在相同高度、不同馬赫數(shù)時，燃燒室負荷參數(shù)隨著發(fā)動機工作狀態(tài)的減小而變大，且馬赫數(shù)越小，相同發(fā)動機狀態(tài)下負荷參數(shù)越大。

在相同馬赫數(shù)、不同高度時，燃燒室負荷參數(shù)隨著發(fā)動機工作狀態(tài)的減小而變大，且高度越高，相同發(fā)動機狀態(tài)下負荷參數(shù)越大。利用Gasturb自帶模型計算主燃區(qū)負荷與燃燒室負荷計算得到曲線結果一致，驗證燃燒室負荷的正確性。

燃燒室特性計算結果隨著發(fā)動機狀態(tài)、飛行高度和馬赫數(shù)的變化呈現(xiàn)較強的規(guī)律性，且結果符合主燃燒室特性的物理變化規(guī)律，符合試飛經(jīng)驗與認知，證明了燃燒室負荷參數(shù)表征主燃燒室特性的有效性。

2.2 某型發(fā)動機燃燃燒室特性計算

某渦扇發(fā)動機采用短環(huán)形燃燒室結構，利用飛行試驗數(shù)據(jù)對其燃燒室特性進行了計算。圖10、圖11分別為在Hp=6 km，M=0.37和Hp=10 km，M=0.74時發(fā)動機不同狀態(tài)下燃燒室工作特性。

圖10 Hp=6 km，M=0.37發(fā)動機狀態(tài)臺階變化過程燃燒室負荷曲線

圖11 Hp=10 km，M=0.7發(fā)動機狀態(tài)臺階變化過程燃燒室負荷曲線

計算得到，在確定速度下，隨著發(fā)動機高壓轉速的降低，負荷函數(shù)值呈現(xiàn)增加趨勢，且變化幅值較大；隨著發(fā)動機狀態(tài)的降低，由負荷函數(shù)和油氣比表征的特性線逐漸靠近貧油熄火邊界。發(fā)動機在Hp=6 km，M=0.37慢車時、在Hp=10 km，M=0.7慢車時負荷參數(shù)分別為0.345和0.454，Hp=10 km，M=0.7工作點負荷參數(shù)更大，更接近貧油熄火邊界。

為得到飛行試驗中燃燒室負荷參數(shù)隨飛行速度的變化情況，對燃燒室在Hp=6 km不同馬赫數(shù)下主燃燒室特性進行計算，如圖12所示。結果表明隨著馬赫數(shù)的變化，燃燒室工作變化較小。

將該燃燒室在不同高度、馬赫數(shù)下的特性進行了計算比較，得到如圖13所示結果。飛行包線范圍，燃燒室特性呈現(xiàn)較強的規(guī)律性，與3.1節(jié)標準數(shù)據(jù)計算結果相同。隨著高度和馬赫數(shù)的變化，燃燒室特性在小范圍內移動，變化較小。發(fā)動機狀態(tài)的變化對特性線的影響較大，尤其慢車狀態(tài)，其燃燒室特性更靠近貧油熄火邊界。

圖12 不同馬赫數(shù)下燃燒室負荷曲線

圖13 不同高度、馬赫數(shù)下燃燒室負荷曲線

通過某型發(fā)動機不同高度馬赫數(shù)以及不同發(fā)動機狀態(tài)的計算，可以看出利用試飛數(shù)據(jù)能夠定量描述燃燒室工作特性。利用負荷參數(shù)可以初步定量評估燃燒室穩(wěn)定工作能力和試驗風險，負荷參數(shù)越大，燃燒室工作越靠近貧油穩(wěn)定邊界，發(fā)動機熄火可能性越大，試驗風險越高，在部分高空試驗點，發(fā)動機在最大狀態(tài)的負荷參數(shù)與低空慢車的負荷參數(shù)相同，表明在高空燃燒室穩(wěn)定工作能力下降，在試飛安排時應優(yōu)先驗證低空試驗點。

利用上述方法，對發(fā)動機包線內試飛試驗點穩(wěn)定性進行了計算，合理優(yōu)化安排，能夠有效縮短試飛周期，尤其是具有較高風險的發(fā)動機包線擴展試驗，實踐了“預測-試飛-比較”的試飛模式。

3 結論

1) 針對燃燒室工作能力，確定了燃燒室負荷計算參數(shù)的方法，具有較好的適用性，能夠準確的表征主燃燒室特性；

2) 燃燒室工作特性隨著發(fā)動機狀態(tài)、飛行高度和馬赫數(shù)變化呈現(xiàn)較強規(guī)律性，符合主燃燒室特性的物理變化規(guī)律；

3) 隨著高度和馬赫數(shù)的變化，燃燒室特性在小范圍內變化；發(fā)動機狀態(tài)的變化對特性線的影響較大，尤其慢車狀態(tài)，發(fā)動機在Hp=6 km，M=0.37慢車時、Hp=10 km，M=0.7慢車時負荷參數(shù)分別為0.345和0.454，負荷參數(shù)0.454工作點比0.345更靠近貧油熄火邊界，特性曲線可評估發(fā)動機穩(wěn)定工作的能力；

4) 基于燃燒室工作能力模型可為發(fā)動機試飛設計、穩(wěn)定性評估、故障分析、風險分析與控制等提供技術支持；

5) 利用試飛數(shù)據(jù)研究主燃燒室工作特性的方法，可用于試飛試驗點設計及評估，為發(fā)動機潛力挖掘、性能邊界確定提供技術支持。