渦輪間燃燒室貧油熄火特性的試驗(yàn)研究

宋雙文，胡好生，王梅娟，陳劍

（中航工業(yè)航空動(dòng)力機(jī)械研究所，湖南株洲 412002）

渦輪間燃燒室貧油熄火特性的試驗(yàn)研究

宋雙文，胡好生，王梅娟，陳劍

（中航工業(yè)航空動(dòng)力機(jī)械研究所，湖南株洲 412002）

宋雙文（1966），男，博士，自然科學(xué)研究員，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室設(shè)計(jì)與試驗(yàn)工作。

以應(yīng)用于某渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪級(jí)間燃燒室為研究背景，設(shè)計(jì)并加工多方案3頭部渦輪級(jí)間燃燒室試驗(yàn)件，試驗(yàn)研究了主流馬赫數(shù)、主流溫度、凹腔深寬比和凹腔后體高度變化對(duì)其貧油熄火性能的影響。試驗(yàn)結(jié)果表明：貧油熄火余氣系數(shù)隨主流馬赫數(shù)的增大而減小，隨主流溫度的升高而增大,但主流溫度的變化不如主流馬赫數(shù)變化對(duì)貧油熄火性能的影響大；后體進(jìn)氣量的增加對(duì)提高貧油熄火性能有利；凹腔深寬比和凹腔后體高度的變化對(duì)貧油熄火性能有一定影響；深寬比為0.8、后體高度為30 mm且在后體開(kāi)槽的試驗(yàn)件的貧油熄火性能最好。

渦輪間燃燒室；駐渦燃燒室；凹腔；貧油熄火；試驗(yàn)研究；渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

在航空發(fā)動(dòng)機(jī)中采用渦輪間燃燒室（Turbine Interstage Burner，TIB）的想法于1997年提出后，即受到了美國(guó)軍方和研究機(jī)構(gòu)等的廣泛關(guān)注，并開(kāi)展了大量研究工作[1-4]。研究結(jié)果表明：帶TIB的發(fā)動(dòng)機(jī)較傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)表現(xiàn)出優(yōu)良的性能，在單位耗油率略有提高的情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)的單位推力有顯著提高。

對(duì)TIB而言，燃燒室進(jìn)口速度高，進(jìn)口流場(chǎng)復(fù)雜，采用凹腔駐渦穩(wěn)定火焰，回流區(qū)主要取決于凹腔結(jié)構(gòu)，這與采用旋流器穩(wěn)定火焰的常規(guī)燃燒室有很大不同，對(duì)其熄火特性進(jìn)行研究具有十分重要的意義。國(guó)外對(duì)此開(kāi)展了大量研究工作。美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室的研究結(jié)果表明：駐渦燃燒室的點(diǎn)火、熄火、高空再點(diǎn)火能力比常規(guī)燃燒室的提高了50%[5]；該實(shí)驗(yàn)室在2000年提出將駐渦燃燒技術(shù)用于級(jí)間燃燒室的超緊湊燃燒室（Ultra Compact Combustor，UCC），并開(kāi)展了系統(tǒng)研究。結(jié)果表明：UCC的火焰長(zhǎng)度只有常規(guī)燃燒室的50%左右，貧油熄火邊界較常規(guī)旋流穩(wěn)焰方式的擴(kuò)大近4倍，在寬廣范圍內(nèi)燃燒效率均大于99%[6]。國(guó)內(nèi)也開(kāi)展了部分研究工作。文獻(xiàn)[7]對(duì)采用蒸發(fā)管供油的駐渦燃燒室的點(diǎn)火及貧油熄火特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究；文獻(xiàn)[8]研究了主流及摻混氣溫度對(duì)單渦貧油駐渦燃燒室的點(diǎn)火及貧油熄火特性的影響規(guī)律；文獻(xiàn)[9]針對(duì)駐渦燃燒室不同頭部進(jìn)氣方案及凹腔后體摻混空氣入口位置的變化進(jìn)行了試驗(yàn)研究，得到了駐渦燃燒室的點(diǎn)火性能、貧熄性能、燃燒效率以及出口溫度分布的影響規(guī)律。但是上述研究均是對(duì)TIB應(yīng)用于渦噴/渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)而開(kāi)展的[11-14]，還未發(fā)現(xiàn)將TIB應(yīng)用于渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的研究成果，也未見(jiàn)到這類試驗(yàn)研究的報(bào)道。

本文以TIB應(yīng)用于某渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)為研究背景，設(shè)計(jì)并加工多方案3頭部TIB矩形試驗(yàn)件，通過(guò)對(duì)不同凹腔方案進(jìn)行比較，研究主流參數(shù)和凹腔結(jié)構(gòu)變化對(duì)TIB貧油熄火特性的影響規(guī)律。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)及試驗(yàn)方法

1.1 試驗(yàn)件

試驗(yàn)件為3頭部矩形試驗(yàn)件，如圖1所示，凹腔內(nèi)駐渦如圖2所示。采用安裝在凹腔后體底部的蒸發(fā)管供油，其頭部緊貼凹腔后體壁面。試驗(yàn)件共計(jì)8種方案，其結(jié)構(gòu)參數(shù)見(jiàn)表1。凹腔深寬比為凹腔前體高度與底部長(zhǎng)度的比值。d1試驗(yàn)件的深寬比為0.8，后體壁面高度為30mm。d1a試驗(yàn)件的后體開(kāi)孔變?yōu)殚_(kāi)槽，進(jìn)氣量增加約15%，其它與d1試驗(yàn)件的相同。與d1a試驗(yàn)件相比，d2試驗(yàn)件的凹腔底部長(zhǎng)度增加，d3試驗(yàn)件的凹腔底部長(zhǎng)度減小，d4試驗(yàn)件的凹腔前體高度增加，d5試驗(yàn)件的凹腔前體高度減小，d6試驗(yàn)件的凹腔后體高度增加，d7試驗(yàn)件的凹腔后體高度減小。

圖1 試驗(yàn)件

圖2 凹腔內(nèi)駐渦

表1 各試驗(yàn)件的主要結(jié)構(gòu)參數(shù)

1.2 試驗(yàn)裝置及測(cè)試系統(tǒng)

試驗(yàn)系統(tǒng)如圖3所示，試驗(yàn)使用的燃料為航空煤油。采用2臺(tái)空氣壓縮機(jī)提供氣源，進(jìn)入加溫燃燒器加溫，總的氣流流量采用孔板流量計(jì)測(cè)量。進(jìn)口測(cè)量段布置5支測(cè)量耙，其中兩側(cè)及中間測(cè)量耙為溫度測(cè)量耙，3支溫度測(cè)量耙之間間隔布置2支壓力測(cè)量耙。出口溫度和壓力采用位移機(jī)構(gòu)結(jié)合溫度測(cè)量耙和壓力測(cè)量耙進(jìn)行測(cè)量；凹腔供油采用質(zhì)量流量計(jì)進(jìn)行測(cè)量。試驗(yàn)中主流馬赫數(shù)為0.25～0.55，主流溫度為523～723 K。

圖3 TIB試驗(yàn)系統(tǒng)

1.3 試驗(yàn)方法

進(jìn)行試驗(yàn)時(shí)，先打開(kāi)主流氣體，調(diào)整氣量點(diǎn)燃加溫燃燒器，通過(guò)孔板流量計(jì)調(diào)整到試驗(yàn)工況；同時(shí)調(diào)整加溫燃燒器油量達(dá)到所需要的溫升，使進(jìn)入燃燒室的氣體流量和溫度達(dá)到預(yù)定要求后點(diǎn)火；調(diào)整主流至預(yù)定工況并達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)時(shí)，記錄相關(guān)數(shù)據(jù)；逐漸減小油量直至火焰熄滅且在出口溫升小于50 K時(shí)，記錄熄火時(shí)的油量。

2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

2.1 主流馬赫數(shù)變化對(duì)貧油熄火特性影響

在主流溫度為573～623 K時(shí)，d1與d1a試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)隨主流馬赫數(shù)的變化的影響如圖4所示。從圖中可見(jiàn)，隨著主流馬赫數(shù)的增大，2個(gè)試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)均減小?？偟挠鄽庀禂?shù)變化范圍為20～55，可見(jiàn)主流馬赫數(shù)對(duì)貧油熄火余氣系數(shù)的影響很顯著。在試驗(yàn)工況馬赫數(shù)為0.25～0.50時(shí)，對(duì)貧油熄火余氣系數(shù)的影響接近50%。圖中2個(gè)試驗(yàn)件表現(xiàn)出來(lái)的規(guī)律一致，并且d1a試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)比d1試驗(yàn)件的大5%～10%。其原因是d1a試驗(yàn)件為后體開(kāi)槽，后體進(jìn)氣量比開(kāi)孔的d1試驗(yàn)件的大15%左右。后體進(jìn)氣的作用除了對(duì)凹腔上壁面冷卻外，還有形成凹腔內(nèi)渦的作用，后體進(jìn)氣量的增加有利于凹腔內(nèi)渦的加強(qiáng)，有利于提高火焰的穩(wěn)定性，從而拓寬了燃燒邊界。

圖4 d1和d1a試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)隨主流馬赫數(shù)的變化

2.2 主流溫度變化對(duì)貧油熄火特性影響

主流馬赫數(shù)為0.27～0.29時(shí)，d1、d1a、d4和d7試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)隨主流溫度的變化如圖5所示。從圖中可見(jiàn)：（1）隨著主流溫度的升高，4個(gè)試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)α都增大，總的余氣系數(shù)變化范圍為20～55。主流溫度升高，進(jìn)入蒸發(fā)管內(nèi)的氣流溫度同樣提高，這樣在同樣的進(jìn)氣速度下，溫度的升高有利于燃油蒸發(fā)，進(jìn)入凹腔內(nèi)的燃油蒸汽比例增大，油氣混合物更加均勻，對(duì)穩(wěn)定燃燒起到了積極作用；（2）所有試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)隨主流溫度變化平緩，而隨主流馬赫數(shù)的變化更明顯。

圖5 d1、d1a、d4和d7試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)隨主流溫度的變化

2.3 凹腔深寬比對(duì)貧油熄火特性的影響

主流溫度為573～623 K時(shí)，d1a、d2和d5試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)隨主流馬赫數(shù)的變化如圖6所示，d1a、d3和d4試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)隨主流馬赫數(shù)的變化如圖7所示。從圖6、7中可見(jiàn)：（1）d1a試驗(yàn)件（凹腔深寬比為0.8）的貧油熄火余氣系數(shù)最高，穩(wěn)定工作邊界最寬；（2）在凹腔深寬比均為0.70的條件下，在馬赫數(shù)為0.35～0.50時(shí)，d5試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)均比d2試驗(yàn)件的大40%左右；（3）在凹腔深寬比均為0.88的條件下，在馬赫數(shù)為0.30～0.50時(shí)，d4試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)均比d3試驗(yàn)件的大。

圖6 d1a、d2和d5試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)隨主流馬赫數(shù)的變化

圖7 d1a、d3和d4試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化

從圖6、7可見(jiàn)，凹腔深寬比的改變對(duì)貧油熄火余氣系數(shù)會(huì)產(chǎn)生一定影響，其原因是深寬比的改變使凹腔內(nèi)部流場(chǎng)發(fā)生了變化，對(duì)凹腔內(nèi)形成的駐渦造成了影響；同時(shí)，凹腔內(nèi)部局部的油氣比也發(fā)生了一定的變化，從而影響到貧油熄火余氣系數(shù)。

2.4 凹腔后體高度變化對(duì)貧油熄火特性的影響

d1a、d6和d7試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)的比較如圖8所示。d6和d7試驗(yàn)件的深寬比與d1a試驗(yàn)件的相同，變化的只是凹腔后體高度。d6試驗(yàn)件的后體高度比d1a試驗(yàn)件的增加10%，d7試驗(yàn)件的后體高度比d1a試驗(yàn)件的減小10%。從圖8中可見(jiàn)：（1）與d7和d1a試驗(yàn)件的試驗(yàn)結(jié)果相比，d6試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)最小，說(shuō)明其火焰穩(wěn)定性能最差；（2）在馬赫數(shù)為0.3時(shí)，d1a試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)比d7試驗(yàn)件的大40%左右；但在馬赫數(shù)為0.38和0.48時(shí)，二者的貧油熄火余氣系數(shù)相差不多。

圖8 d1a、d6和d7試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)隨主流馬赫數(shù)的變化

d7和d1a試驗(yàn)件在其它工況下的貧油熄火余氣系數(shù)隨主流馬赫數(shù)和主流溫度的變化如圖9所示。從圖中可見(jiàn)，總體而言，與d7試驗(yàn)件相比，d1a試驗(yàn)件的貧油熄火邊界更寬，其火焰穩(wěn)定性能更優(yōu)。綜合圖6～9可知，在8種試驗(yàn)件方案中，d1a試驗(yàn)件的貧油熄火性能最好。

圖9 d7和d1a試驗(yàn)件的貧油熄火余氣系數(shù)隨主流馬赫數(shù)的變化

3 結(jié)論

本文對(duì)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)TIB的貧油熄火特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究，分析了主流參數(shù)和凹腔結(jié)構(gòu)變化對(duì)其貧油熄火特性的影響規(guī)律，得到以下主要結(jié)論：

（1）隨著主流馬赫數(shù)的增大，貧油熄火余氣系數(shù)逐漸減??；

（2）主流溫度的升高對(duì)拓寬燃燒邊界有利；

（3）后體進(jìn)氣量的增加對(duì)提高貧油熄火性能有利；

（4）不同深寬比結(jié)構(gòu)對(duì)貧油熄火余氣系數(shù)的影響很大，試驗(yàn)結(jié)果表明，d1a試驗(yàn)件的貧油熄火性能最好。

[1]Sirignano W A.Selected challenges in jet and rocket engine combustion research[R].AIAA-97-2701.

[2]Siow Y K,Yang SL.Numerical study and design of interstage turbine burner[R].AIAA-2002-3727.

[3]Thornburg H,Sekar B,Zelina J,et al.Numerical study of an Inter-Turbine Burner(ITB)concept with curved radial vane [R].AIAA-2007-649.

[4]Mawid M A,Thornburg H,Sekar B,et al.Performance of an Inter-Turbine Burner(ITB)conceptwith three-different vane cavity shapes[R].AIAA-2006-4740.

[5]Roquemore W M,Shouse D,Burrus D,et al.Vortex combustor concept for gas turbine engines[R].AIAA -2001-0483.

[6]Zelina J,Ehret J R,Hancock D,et al.Ultra-compact combustion technology using high swirl for enhanced burning rate[R].AIAA-2002-3725.

[7]孔昭健，樊未軍，易琪，等.采用蒸發(fā)管供油的駐渦燃燒室點(diǎn)火及貧油熄火特性[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2007，22（7）：1132-1137.

[8]邢菲，張榮春，樊未軍，等.主流及摻混氣溫度對(duì)單渦/貧油駐渦燃燒室點(diǎn)火及熄火性能影響的試驗(yàn)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2008，23（12）：2280-2285.

[9]何小民,姚鋒.流動(dòng)和油氣參數(shù)對(duì)駐渦燃燒室燃燒性能的影響[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2006，21（5）：810-813.

[10]Liu F,Sirignan W A.Turbojet and turbofan engine performance increases through turbine burners[R].AIAA-2000-0741.

[11]Liew K H,Urip E,Yang S L,et al.Complete parametric cycle analysis of a turbofan with interstage turbine burner[R]. AIAA-2003-0685.

[12]Liew K H.Performance cycle analysis of a two-spool, separate-exhaust turbofan with interstage turbine burner[R]. AIAA-2004-3311.

[13]潘旭，葛寧.帶渦輪燃燒室的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)性能分析[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2007，20（3）：34-38.

[14]Liu F,Sirignano W A.Turbojet and turbofan engine performance increase through turbine burners[J].Journal of Propulsion and Power,2001,17（3）：695-705.

Experim enta l Study on Lean Blow-Out Characteristic o f Inter-stage Turbine Burner

SONG Shuang-wen,HU Hao-sheng,WANGMei-juan,CHEN Jian
（AVIC Aviation Powerplant Research Institute,Zhuzhou Hunan 412002,China）

Multimode three dome Inter-stage Turbine Burner（ITB）test pieceswere designed andmanufactured based on a turboshaft engine.The effectof the Mach number ofmain air,the temperature ofmain air,the ratio of the depth and width of cavity and the heightof after body of cavity on Lean Blow-Out(LBO)characteristics was studied by the experiment.The results show that LBO excess air coefficient decreaseswith the Mach numberofmain air increase and increaseswith themain air temperature increase,but the changing of temperature has less impact on LBO characteristics compared with the Mach number.Increasing the airflow from the after body of cavity helps to improve LBO performance.The ratio of the depth and width and the height of after body has definite effect on LBO performance. LBO characteristics is the bestwhen the ratio of the depth and width is0.8,the heightof after body is 30mm and theafter body of cavity is slotting.

Inter-stage Turbine Burner;trapped vortex combustor;cavity;Lean Blow-Out;experimental study;turboshaftengine

2012-04-05