國外航空發(fā)動機燃燒室試驗器綜述

孟剛，趙聰聰，孫用軍，董干，孫鑫，張瑜

（上海中航商用航空發(fā)動機制造有限責任公司試驗測試中心，上海201108）

國外航空發(fā)動機燃燒室試驗器綜述

孟剛，趙聰聰，孫用軍，董干，孫鑫，張瑜

（上海中航商用航空發(fā)動機制造有限責任公司試驗測試中心，上海201108）

為適應不同用途先進航空發(fā)動機燃燒室的研制，美、英、法、德、俄等國建設了大量的燃燒室試驗器。概述了國外航空發(fā)動機研發(fā)機構主要的燃燒室試驗器類型，詳細介紹了各類試驗器的總體參數(shù)、系統(tǒng)組成、結構布局、加溫方式、測試系統(tǒng)和特種測量等，分析了國內(nèi)燃燒室試驗器的現(xiàn)狀及其與國外的差距，并提出相關建議。對我國新一代高性能航空發(fā)動機燃燒室試驗器的規(guī)劃和建設，具有一定的參考和借鑒意義。

航空發(fā)動機；燃燒室試驗器；性能測試；設備建設；美國；英國；俄羅斯

1　引言

燃燒室試驗器是航空發(fā)動機研制不可或缺的重要設備，歷來受到世界各先進航空發(fā)動機研制國的高度重視，并不惜投入巨資發(fā)展。近幾十年，燃燒室試驗器的發(fā)展取得了長足進步，主要體現(xiàn)在：①試驗設備的能力進一步提高?？諝鈮毫土髁吭黾?，空氣預熱和制冷能力及承受高溫和高壓的能力增強［1］。②測試手段更先進，參數(shù)測量精細化程度越來越高。燃燒室流態(tài)測量由粗放的水流模擬定性觀察逐步改進為速度、壓力等的空間分布光學定量測量，無干擾式測量代替干擾式測量，固定式定點測量發(fā)展為旋轉掃描式測量，全環(huán)燃燒室出口溫度場測點密度逐漸提高等。③數(shù)據(jù)采集與處理水平不斷提高。系統(tǒng)操作和控制的自動化程度更高；傳感器體積更小，在試驗件上可布置的數(shù)量更多；采集精度和速度進一步提高，每次試驗獲得的信息數(shù)據(jù)量更多。

進入21世紀后，隨著航空發(fā)動機技術的不斷進步，對燃燒室的性能要求越來越高。原有的降壓降溫模擬試驗已不能滿足新一代發(fā)動機燃燒室研制需要，現(xiàn)代燃燒室試驗都朝著全溫全壓的方向發(fā)展，這就對燃燒室性能試驗測試方法及試驗器相關指標提出了更高的要求。為此，美、英、俄等航空強國，都建設了多套試驗能力很強的燃燒室試驗設備，且還在不斷籌建參數(shù)水平更高的燃燒室試驗器［2-4］。

本文結合近幾年航空發(fā)動機燃燒室試驗器發(fā)展的最新訊息，對美、英、法、德、俄等航空強國的燃燒室試驗器進行了全面和細致的介紹，以期為我國航空發(fā)動機燃燒室研制提供思路和幫助。

2　國外燃燒室試驗器

2.1美國

美國擁有航空發(fā)動機燃燒室試驗器的主要機構，有NASA格林研究中心、GE航空發(fā)動機公司（GEAE）、普惠公司和羅·羅艾利遜發(fā)動機公司。

2.1.1NASA格林研究中心

NASA格林研究中心擁有世界領先水平的多臺燃燒室試驗器，能完成包括單頭部、扇形、全環(huán)三種形式的各種燃燒室性能試驗，承擔過UEET、LEAP、JSF、RBCC等項目的試驗研究任務。

2.1.1.1噴氣式發(fā)動機全尺寸燃燒室試驗器［5］

該試驗器（圖1）建于上世紀60年代末，主要用于考察噴氣式發(fā)動機全尺寸燃燒室高空點火、加速、耐久性和冒煙等方面問題。試驗器最高進氣壓力0.8 MPa，最高進氣溫度922 K，最大進氣流量129 kg/s；可模擬先進超聲速飛行器燃燒室除起飛狀態(tài)外的各種飛行狀態(tài)，模擬的最高飛行馬赫數(shù)為3，最高飛行高度為18 240 m；可承受的燃燒室最高平均出口溫度、熱點溫度分別為1 589 K和1 755 K，后經(jīng)設備改造這兩項指標均又提高了555 K。

圖1　噴氣式發(fā)動機全尺寸燃燒室試驗器總體布局Fig.1 Tester layout for full-scale combustor of turbojet engine

試驗器進氣預熱采用無污染間接加溫方式?；氐墓眉訙叵到y(tǒng)可將氣源站來氣加溫至589 K，然后由試驗器輔助加溫系統(tǒng)進一步加溫至922 K。輔助加溫系統(tǒng)使用2臺管殼式換熱器，分別由2臺以天然氣為燃料的帶加力燃燒室的噴氣發(fā)動機提供熱源，其標準升溫速率為44 K/min。換熱器管程走高溫燃氣，進口溫度達1 089 K；殼程走試驗空氣，進口溫度589 K，出口溫度最高922 K。

試驗件進氣溫度采用兩種方式調(diào)節(jié)：一種為通過輔助加溫系統(tǒng)調(diào)溫，即通過調(diào)節(jié)發(fā)動機供油量控制出口燃氣溫度來調(diào)節(jié)空氣溫度；另一種為摻混調(diào)溫，即將流經(jīng)輔助加溫系統(tǒng)的主氣和不經(jīng)過輔助加溫系統(tǒng)的較冷空氣進行摻混，并調(diào)節(jié)各自流量來達到調(diào)溫的目的。前者調(diào)溫速率較慢，適合大幅度調(diào)溫時使用；后者調(diào)溫速率較快，適合小范圍調(diào)試時使用。

燃燒室在試驗器上除可模擬進口狀態(tài)外，還可模擬在發(fā)動機上的進出口環(huán)境。為模擬發(fā)動機壓氣機出口氣流速度分布，在燃燒室環(huán)形進口通道的上下兩側裝有篩網(wǎng)。通過篩網(wǎng)的目數(shù)和徑向尺寸兩個參數(shù)很好地匹配，就能形成預期的壓氣機出口徑向流動分布。篩網(wǎng)可固定在燃燒室機匣壁面上，或夾在燃燒室進口法蘭之間。在燃燒室出口旋轉測溫耙之后和噴淋降溫之前的中間位置，裝有環(huán)形節(jié)流噴管，用于模擬渦輪第一級導葉的節(jié)流效應。

燃燒室出口總壓和總溫由安裝在旋轉鼓筒上的3支水冷探針測量。旋轉鼓筒也帶有水冷套，在步進電機驅動下可正反向旋轉120°。出口探針位置最典型的是布置在發(fā)動機渦輪一級導葉截面上，每支探針裝5個總壓測點和5個總溫測點，測點位置按徑向等面積原則確定。移位探針系統(tǒng)用于及時測量燃燒室出口燃氣溫度分布，共有3支均布的測量耙，每支可在120°范圍內(nèi)旋轉，每次旋轉3°，約7 min就可完成360°周向掃描。該裝置可測量的最高燃氣平均溫度為1 500 K，熱點溫度為1 800 K。

試驗件排氣管道采用循環(huán)冷卻水套+直接噴水相結合的方式降溫。燃氣降溫后流經(jīng)排氣閥經(jīng)消聲處理后排向大氣。排氣閥為調(diào)節(jié)閥，可調(diào)節(jié)試驗件入口壓力。

試驗器測試系統(tǒng)通道配置很豐富。采用一個64通道的應變測試系統(tǒng)測量差壓、非氣動壓力和燃燒室出口探針的角向和線性位置，其中48個通道用于數(shù)據(jù)采集，16個通道用于監(jiān)視設備運行狀況。氣動壓力測量系統(tǒng)共有290個壓力測試通道，測量范圍0.002～1.300 MPa，測試精度達±0.1%FS。6通道高頻壓力測試系統(tǒng)用于測量動態(tài)壓力，頻率范圍從穩(wěn)態(tài)到5 kHz。溫度測試系統(tǒng)采用3種不同類型熱電偶以適應不同測溫范圍（常溫～1 921 K）。高溫（1 921 K）測量有48點，精度為讀數(shù)的±0.3%；中溫（355～1 478 K）測量有304點，精度為讀數(shù)的±0.4%。此外還有12個液體流量測試通道，48個振動測試通道和40個溫度分布監(jiān)視通道。通道共計812個。

為適應不同發(fā)動機燃燒室，試驗器可提供3種溫度可調(diào)的燃料：天然氣（最高溫度922 K）、丙烷（最高溫度394 K）和ASTM-A1型燃油（最高溫度672 K）。

2.1.1.2先進亞聲速燃燒室試驗器（ASCR）

ASCR試驗器是一個高溫高壓燃燒室試驗器，主要用于研究高壓條件對燃燒室排放、耐久性和可操作性等方面的定量影響，能模擬最大發(fā)動機壓比60、最高進氣壓力6 MPa、最高排氣溫度2 144 K、最大進氣流量23 kg/s的燃燒室性能試驗［6］。開展過多種類型的燃燒室試驗，如常規(guī)富油燃燒室、多點貧油噴射（LDI）燃燒室和富油-RQL燃燒室等。

圖2示出了ASCR試驗器總體布局。其空氣流路大致為：流量23 kg/s、壓力3.1 MPa的空氣從中央氣源系統(tǒng)分兩路進入試驗器，一路經(jīng)高壓壓氣機增壓到8.6 MPa用于高壓試驗，另一路經(jīng)壓氣機旁路（不增壓）用于進氣壓力小于3.1 MPa的試驗。空氣進入試驗器后，由ASME標準孔板計量流量，再由管殼式換熱器加熱到要求的試驗件進口溫度，之后供入燃燒室試驗件。試驗件安裝在試驗艙內(nèi)。試驗艙內(nèi)徑約0.8 m，長度約4 m，不銹鋼材質(zhì)［7］，內(nèi)表面帶有陶瓷隔熱涂層，可耐6 MPa的高壓和975 K的高溫。試驗件出口高溫燃氣先、后經(jīng)一級噴水和二級噴水冷卻降溫后排入大氣排氣塔。

圖2　ASCR試驗器總體布局Fig.2 Layout of ASCR tester

除試驗器主體部分外，還配有一系列供氣、供油、供水設施。供氣設施可分別為試驗器提供主流和次流兩路壓縮空氣。主流為試驗件供氣，進口壓力0.3～6.2 MPa，流量1.4～23 kg/s，溫度505～950 K；次流為試驗件局部提供冷卻用氣，最高壓力8.6 MPa，流量為主流的5%，溫度450～505 K。測試試驗時，空氣流量均采用孔板流量計測量，其測量不確定度為2%。供油設施共有10條獨立的供油管路，可為試驗件提供最高供油壓力14 MPa、最大供油流量3 570 kg/h的Jet-A型燃油。燃油流量采用渦輪流量計測量，測量不確定度為1%。供水設施共有10條供水管路，可提供兩種壓力的冷卻水：高壓噴淋水用于冷卻測試試驗件出口污染排放的探針和排氣噴水降溫，其壓力約9.9 MPa，共6條管路，總流量約900 L/min；低壓循環(huán)水用于冷卻試驗件本身，其壓力約1.7 MPa，共2條管路，總流量約380 L/min。

ASCR試驗器的測試系統(tǒng)配置十分先進且全面，除配置常規(guī)的溫度、壓力、流量測量儀器外，還配有燃氣分析系統(tǒng)和多種光學測試儀器。試驗件溫度采用10支B型熱電偶和52只K型熱電偶測量，基本滿足各溫度段的測試要求。試驗件壓力測試參數(shù)為：總靜壓測點52個，動態(tài)壓力2個，差壓4個。其中動態(tài)壓力傳感器最大量程690 kPa，分辨率高達0.014 kPa。

ASCR試驗器的燃氣分析系統(tǒng)功能全面，可測量CO、CO2、NOx、THC、O2和冒煙幾種成分的含量。其試驗段共設有20根導管連接燃氣采樣探針，探針的設計和制造由用戶決定。燃氣采樣導管在試驗腔里采用蒸汽加熱，在試驗腔外采用電加熱，使燃氣采樣保持在450 K，以滿足SAE燃氣排放測量標準。采樣燃氣的壓力通過兩組調(diào)節(jié)閥保持在200 kPa。

試驗器配置了PLIF、PMS等4種光學測量儀，通過在試驗腔周向均布和在試驗件相應位置開設的石英觀察窗測得試驗所需參數(shù)。具體為：采用PLIF測試燃油、OH、CH，采用PMS測試油滴，采用化學發(fā)光法測試C2，采用拉曼光譜測試火焰溫度。

2.1.1.3CE-5B、CE-9B試驗器

NASA發(fā)動機科研大樓（ERB）［8］現(xiàn)有60多臺發(fā)動機部件試驗器，其中用于燃燒室試驗的有CE-5B和CE-9B，每臺試驗器都擁有單頭部和扇形兩個試驗臺位。這兩臺試驗器可實現(xiàn)的最大參數(shù)為：進氣壓力3.2 MPa，進氣流量13.6 kg/s，進氣溫度1 005 K。

2.1.1.4ECRL-1B試驗器

ECRL-1B試驗器主要用于真實環(huán)境下測試和評定發(fā)動機加力燃燒室性能。其進氣壓力有0.3、0.9、1.0 MPa三檔，最大進氣流量45.4 kg/s，并可通過無污染加熱器升溫到603 K。試驗器不僅支持典型的JP-4、JP-5和Jet-A燃油，也支持其他類型燃料。

試驗段長約1.2～1.5 m，進氣流被分成內(nèi)涵和外涵兩股，內(nèi)外涵流量之比通常為1.2，但也可通過更換孔板調(diào)節(jié)。內(nèi)涵氣流可被J-58燃燒室進一步加熱到1 366 K。試驗器可常壓排氣也可負壓排氣，負壓排氣時最大真空度能達到14 kPa（相當于模擬15 240 m的高空）。

表1列出了NASA格林研究中心ASCR、ERB和ERCL燃燒室試驗器的具體參數(shù)。

2.1.2GEAE

GEAE的燃燒室試驗器數(shù)量較多，其中兩臺為其典型設備。一臺全環(huán)燃燒室試驗器［9］，最高進氣壓力約2.4 MPa，最大進氣流量約49 kg/s，最高進氣溫度約773 K，最高出口溫度約1 703 K，可用于H型燃氣輪機全狀態(tài)燃燒室試驗。另一臺高壓扇形燃燒室試驗器，其最高進氣壓力3.8 MPa，最大進氣流量23 kg/s，最高進氣溫度866 K。為適應型號研制需求，幾年前GEAE對此試驗器進行了升級改造，不僅提升了進氣參數(shù)和供水供油能力，還增加了高空負壓引射系統(tǒng)。升級后的進氣參數(shù)更新為：最高壓力4.1 MPa，最大流量54 kg/s，最高溫度977 K，最低排氣負壓20 kPa。

為適應高性能航空發(fā)動機燃燒室研制，GE公司于2014年投入1億美元在俄亥俄州伊文代爾建設了一個占地面積1 800 m2的燃燒室試驗臺［10］。該試驗臺于2015年完工，設有一個高約61 m的不銹鋼排氣管和3個平行的環(huán)形和扇形試驗的試驗臺。該試驗臺是首個試驗條件能超出目前在研的最先進大型客機發(fā)動機GE9X循環(huán)工況的試驗臺。

試驗器氣源站采用3臺空壓機并聯(lián)，出口壓力高達8.3 MPa，出口溫度589 K，總流量約80 kg/s。空氣預熱系統(tǒng)采用天然氣+電的兩級串聯(lián)無污染加溫方式，即一級加溫器采用天然氣爐，二級加溫器采用德國西門子公司的歐司朗電加溫器［11］。一級加溫器出口溫度約923 K，二級加溫器出口溫度約1 113 K。

二級加溫器分為兩組，第一組8臺并聯(lián)，用于流量較大燃燒室試驗臺加溫；第二組3臺并聯(lián)，為同一廠房內(nèi)另一流量較小燃燒室試驗臺加溫（兩個試驗臺不同時工作）。試驗器進氣總管呈水平狀分布在頂部，依靠固定在天花板上的吊架活動式固定。排氣總管呈水平狀分布在底部，依靠地面支架固定式支撐。每臺加溫器采用立式安裝，交錯排列，熱膨脹采用彎管解決，無膨脹節(jié)。排氣總管在下游擴徑減速，進入整流器后流入試驗件。試驗時，8臺（或3臺）加溫器同時工作，所以每臺加溫器進出口均無需安裝閥門。電加熱器布局與圖3所示的結構近似。

圖3　試驗器電加溫器布局示近似圖Fig.3 The similarity layout of tester electrical-warmer

電加溫器出口主管道耐壓需達8 MPa以上，耐溫1 113 K，因此其結構設計和選材十分關鍵。據(jù)悉，該段管道采用單層管壁結構，無隔熱內(nèi)襯和循環(huán)水冷套，外部包覆較厚的保溫材料。管道材質(zhì)是高溫合金Inconel617，可耐1 373 K以內(nèi)高溫。管道公稱通徑約250 mm，壁厚25～30 mm，流量約50 m/s。

2.1.3普惠公司

普惠公司至少擁有8臺燃燒室試驗器，其中典型的有以下4臺。

表1　NASA燃燒室試驗器性能參數(shù)Table 1 Performance parameters of NASA combustor testers

（1）高壓全環(huán)燃燒室試驗器（X-960，圖4）。主要用于全環(huán)燃燒室氣動熱力試驗和排放試驗，其技術參數(shù)為：最高進氣壓力4.5 MPa，最大進氣流量45 kg/s，進氣溫度358～921 K，最高燃氣溫度2 088 K，最高供油壓力10 MPa，最大燃油流量7 900 kg/h。試驗段設有高壓試驗艙，艙內(nèi)徑約1.9 m。試驗段進氣采用燃燒加熱和間接換熱方式加溫。試驗器具備全套的壓力、溫度和燃氣取樣探頭及測量儀器，能錄取各種性能數(shù)據(jù)和排放數(shù)據(jù)。

圖4　X-960試驗器布局示意圖Fig.4 Arrangement of X-960 tester

（2）高壓扇形燃燒室試驗器（X-903）。主要用于單頭部和扇形燃燒室試驗，其技術參數(shù)為：最高進氣壓力4.3 MPa，最大進氣流量11 kg/s，最高進氣溫度921 K，最高供油壓力10 MPa，最大燃油流量2 160 kg/h。試驗器有3套測試系統(tǒng)，用于測量和錄取壓力、溫度、流量、燃燒性能和污染排放等數(shù)據(jù)。

（3）高空點火試驗器（X-306）。主要用于模擬燃燒室從海平面到高空狀態(tài)的點火試驗，其技術參數(shù)為：最大冷卻能力226 K（空氣流量4 kg/s），最大抽氣量3 657 m3/min（5臺真空泵），最低排氣壓力7 kPa。

（4）全尺寸環(huán)形燃燒室流動試驗器。主要用于擴壓器/燃燒室的流道和氣動特性模擬試驗，其技術參數(shù)為：空氣壓力28 kPa，空氣流量4.5 kg/s，進口溫度294～333 K。試驗器有測量流量和壓力的儀器。

2.2英國

英國從事航空發(fā)動機研制主要為羅·羅公司。羅·羅公司在英國達比、哈特菲爾德、布列斯托爾和考文垂4個地區(qū)以及美國均有燃燒室試驗器。

2.2.1達比

達比現(xiàn)有燃燒室試驗器大體可分為三類：

（1）小流量試驗器。包括一臺小型環(huán)形燃燒室試驗器和兩臺環(huán)管燃燒室試驗器。由三臺壓氣機供氣，每臺可供氣3.2 kg/s，壓力6.5 MPa。三臺壓氣機可先并聯(lián)再經(jīng)一臺活塞式壓氣機增壓至34 MPa。此外，該三臺試驗器還可利用附近高空試驗臺的氣流，其壓力可達12 MPa，預熱溫度773 K。

（2）全壓全流量環(huán)形燃燒室試驗器?？蛇M行全尺寸、全壓、全流量燃燒室試驗。進氣參數(shù)為：壓力2.5 MPa，流量113 kg/s，進口溫度900 K。進氣采用2臺煤油爐間接加溫。

（3）全溫環(huán)形燃燒室試驗器。可進行全尺寸、全壓、全溫燃燒室試驗，但羅·羅公司主要利用其進行燃燒室火焰觀察，因此其進氣壓力基本為大氣壓狀態(tài)，由低壓鼓風機送氣。

2.2.2哈特菲爾德

哈特菲爾德現(xiàn)有一臺環(huán)形燃燒室試驗器，可開展兩種低壓進氣狀態(tài)下的燃燒室試驗，進氣壓力0.49 MPa時進氣流量61 kg/s，進氣壓力0.9 MPa時進氣流量14 kg/s。

2.2.3布列斯托爾

布列斯托爾有三臺燃燒室試驗器。

（1）全環(huán)、全尺寸、全溫環(huán)形燃燒室試驗器。進氣壓力為常壓～4 MPa，進氣溫度按需由煤油爐間接加溫控制。進氣壓力0.5 MPa時進氣流量60 kg/s。

（2）單管燃燒試驗臺。進氣壓力2.2 MPa，進氣流量8 kg/s。

（3）全尺寸、全壓、全溫扇形燃燒室試驗器。有兩種進氣方式，進氣壓力2.0 MPa時進氣流量18 kg/s，進氣壓力2.2 MPa時進氣流量8 kg/s。進氣由間接加溫器加溫，最高溫度923 K。

2.2.4考文垂

考文垂現(xiàn)有兩臺燃燒室試驗器。一臺試驗器進氣參數(shù)為壓力0.9 MPa、流量5 kg/s，共4個試驗臺位，可開展單管或扇形燃燒室試驗，還可通過空氣引射器模擬高空狀態(tài)，最低壓力為21 kPa。另一臺試驗器為常壓、全尺寸環(huán)形燃燒試驗器，壓力0.11 MPa，流量16 kg/s。

2.2.5羅·羅艾利遜發(fā)動機公司

羅·羅艾利遜發(fā)動機公司擁有大量試驗設備，用于燃燒室試驗的至少有4臺，其中較典型的有以下2臺。

（1）小型燃燒室試驗器。主要用于模擬高空小燃燒室試驗，其技術參數(shù)為：進氣壓力0.7 MPa時進氣流量4.5 kg/s，進氣壓力2.1 MPa時進氣流量2.3 kg/s；進氣溫度1 089 K；燃料為JP-4、JP-5和DF-2等。配備的測試系統(tǒng)有：K型熱電偶144個通道，J型熱電偶12個通道，Pt型熱電偶36個通道，壓力傳感器80個通道。另配有燃氣分析系統(tǒng)，可滿足污染排放測量需要。

（2）大型燃燒室試驗器。主要用于燃燒室性能試驗，其技術參數(shù)為：進氣流量54 kg/s，進氣壓力2.0 MPa，進氣溫度1 089 K；制冷空氣流量40 kg/s，溫度205 K；抽氣流量27 kg/s，壓力35 kPa；燃料可采用JP-4、JP-5、DF-2、天然氣、丙烷等。配備的測試系統(tǒng)有：K型熱電偶126個通道，B型熱電偶20個通道，IIR型熱電偶14個通道，壓力180個通道。另配有燃氣分析系統(tǒng)，可滿足污染排放測量需要。

2.3德國

德國從事航空發(fā)動機研究的機構主要是德國航宇中心（DLR）。DLR至少擁有6臺燃燒室試驗器，其中具有代表性的有4臺，代號分別為HBK1、HBK2、HBK3和HBK4，具體參數(shù)見表2。

表2　HBK1、HBK2、HBK3和HBK4試驗器參數(shù)Table 2 Parameters of HBK1,HBK2,HBK3 and HBK4 testers

HBK1［12］為單頭部燃燒室試驗器，其最高進氣壓力2 MPa，最高進氣溫度900 K，最大進氣流量2.2 kg/s，燃燒室最高出口溫度2 400 K。該試驗器壓力和流量等參數(shù)雖然不高，但測試手段十分全面和先進，除配置燃氣分析儀外，還配置了PIV、PDA、LDA和PLIF等多種光學測試儀器，可利用激光診斷技術對燃燒室進行研究。圖5為試驗器主體實物圖。

圖5　HBK1試驗器主體設備圖Fig.5 Main part of HBK1 tester

HBK2［13］主要用于分級燃燒、全尺寸環(huán)形燃燒室及小型罐式燃燒系統(tǒng)的研究。該試驗臺可提供所需的各種試驗條件來模擬發(fā)動機真實工況，同時具備先進的燃氣排放及溫度、壓力測量系統(tǒng)。

HBK3［14］最早用于測試航天氫氧燃料推進發(fā)動機部件，1995年改造為航空發(fā)動機燃燒室試驗臺。目前，該試驗器作為一個中型試驗臺，為航空發(fā)動機燃燒室及小型重負荷燃燒系統(tǒng)提供經(jīng)濟的試驗環(huán)境。

HBK4［15］主要用于重型燃氣輪機燃燒室的全狀態(tài)試驗，世界上最大的燃氣輪機燃燒室曾在該試驗器上進行過試驗。其參數(shù)水平在4臺試驗器中最高，可以代表國際一流水平。其最高進氣壓力4 MPa，最高進氣溫度973 K，最大進氣流量45 kg/s。進氣加溫采用天然氣燃燒換熱方式。為滿足不同用途發(fā)動機燃燒室試驗需求，試驗器配置了種類豐富的燃燒系統(tǒng)，除燃油外，還有天然氣、合成氣、丙烷等多種選擇。圖6為HBK4試驗器排氣設備圖。

圖6　HBK4試驗器排氣設備圖Fig.6 HBK4 tester exhaust facility

為滿足長期合作伙伴Alstom和羅·羅公司低污染燃氣輪機項目研究的需要，DLR又新建了一臺高壓燃燒室試驗器HBK5［16］。

2.4法國

法國參與航空發(fā)動機研制的主要機構有DGA飛行試驗中心（CEPr）。CEPr有4臺燃燒室試驗器，代號分別為A06、K8、K9和K11。A06為負壓試驗器，用于燃燒室高空點火和穩(wěn)定邊界試驗；K9為常壓試驗器，用于基礎的燃燒室研究試驗；K8和K11均為高溫高壓試驗器，可模擬燃燒室真實運行工況。

4臺試驗器中，K11的參數(shù)水平最高，堪稱世界一流水平。試驗器最高進氣壓力6 MPa，最大進氣流量100 kg/s，最高進氣溫度1 073 K［17］。試驗段冷卻空氣最高壓力6.3 MPa，溫度323 K，最大流量5 kg/s。燃油最高壓力16 MPa，最大流量40.2 m3/h。燃燒室出口測量段循環(huán)冷卻水最高壓力7 MPa，最大流量70 m3/h。為防止噴嘴燃油結焦，試驗器還配有吹氮系統(tǒng)。K11試驗器概貌如圖7所示。

圖7　K11試驗器遠視圖Fig.7 Distant vision of K11 tester

K11試驗器可滿足并主要用于直徑0.3～1.0 m的全環(huán)燃燒室全工況試驗。試驗段長約1.1 m，燃燒室內(nèi)外環(huán)最大引氣量為20 kg/s。可開展的試驗項目包括燃燒室氣動性能測試、點火和火焰穩(wěn)定性測試、貧油熄火測試，以及燃氣分析和冒煙測量。燃燒室出口配有旋轉移位測量裝置（圖8），采用4支測量耙，既可連續(xù)式掃描又可間歇式掃描，能滿足出口壓力、溫度和燃氣分析的360°掃描測量。出口溫度測量最高達2 073 K，燃氣分析最高溫度達2 573 K。4支測試耙使用的冷卻水最大流量為37.7 m3/h［18］。

圖8　K11試驗器旋轉移位測試裝置Fig.8 Rotating displacement measurement facility of K11 tester

2.5俄羅斯

俄羅斯中央航空發(fā)動機研究院（CIAM）是俄羅斯航空發(fā)動機主要研制單位，擁有較為全面的燃燒室試驗器（從單頭部、扇形到全環(huán)，從負壓、常壓到高壓）。其中，低、中壓試驗氣源供氣流量達250 kg/s，壓力達1.2 MPa，空氣預熱溫度達900 K；高壓全環(huán)燃燒室試驗器的燃燒室進口溫度達1 100 K，出口溫度達2 300 K，試驗壓力超過2 MPa。還計劃建立壓力5 MPa、流量120 kg/s的燃燒室試驗器［19］。

CIAM具有代表性燃燒室試驗器有Ц5-1、Ц5-2和Ц5-4［20］，可模擬地面和高空狀態(tài)進行燃燒室或其試驗模型的研究試驗。根據(jù)其功能和試驗能力，Ц 5-1用于單/雙涵道大尺寸渦輪發(fā)動機的主燃燒室、加力燃燒室和沖壓發(fā)動機燃燒室試驗；Ц5-2主要用于高溫高壓條件下的渦輪發(fā)動機燃燒室試驗和沖壓發(fā)動機燃燒室試驗；Ц5-4用于穩(wěn)定器模型、火焰筒冷卻和其他燃燒室部件試驗，1988年被改造為小型發(fā)動機燃燒室試驗器。3臺試驗器均采用無污染進氣加溫系統(tǒng)，最高進氣溫度可達到1 100 K；具備快速的燃氣采樣和分析系統(tǒng)，并配有自動數(shù)據(jù)采集與處理系統(tǒng)；進行高空模擬試驗時，燃燒室出口最低排氣壓力可達5 kPa；帶有制冷和制熱的燃油供給系統(tǒng)，可將燃油溫度控制在200～500 K；具備蒸氣供給系統(tǒng)，可在不同空氣濕度下進行試驗。另外，CIAM還擁有研究工業(yè)燃氣輪機燃燒室的高壓試驗器，最高進氣壓力達5 MPa。可用于開展輻射特性、燃燒室熱力狀態(tài)、振蕩燃燒特性、點火特性和動態(tài)應力等研究。燃料供應種類豐富，有煤油、柴油、天然氣和氫氣。試驗器參數(shù)見表3。

表3　CIAM主要燃燒室試驗器參數(shù)表Table 3 Parameters of CIAM main combustor testers

3　國內(nèi)外現(xiàn)狀對比

在我國，經(jīng)過幾代人幾十年不懈的努力，航空發(fā)動機相關科研單位也建起了一批燃燒室試驗設備，為我國軍民用航空發(fā)動機燃燒室研制打下一定基礎。進入21世紀后，國內(nèi)的燃燒室試驗器雖然也在根據(jù)新型發(fā)動機研制需要不斷更新?lián)Q代，但與國外發(fā)達國家相比仍存在不小差距，主要體現(xiàn)在：

（1）試驗器進氣壓力。受國內(nèi)離心式空壓機水平限制，國內(nèi)目前最先進的試驗器氣源系統(tǒng)壓力停留在5 MPa的水平，試驗段進口最高壓力也只剛超過4 MPa；而國外的氣源壓力已有達到8 MPa以上的先例，試驗段進口壓力也達到了6 MPa以上。

（2）試驗器加溫系統(tǒng)。在電加溫器方面，國內(nèi)技術尚不成熟，應用也不普及。尤其是高溫高壓電加溫器在使用過程中溫升速率較慢，且故障率較高；而國外的高溫高壓電加溫器溫升相對較快，應用廣泛，技術成熟度較高。在天然氣爐方面，目前國內(nèi)投入使用的天然氣爐最高壓力只能達到3 MPa，而國外8 MPa的天然氣爐已有應用。這就導致國內(nèi)目前能開展全溫全壓的試驗器較少，大部分試驗器都處在800 K、2.5 MPa的中溫中壓水平，多數(shù)試驗只能進行降溫降壓試驗。

（3）燃燒室污染物排放測量。目前國內(nèi)污染物排放測量普遍采用的規(guī)范，都是上世紀80年代末國內(nèi)出版的較早行業(yè)標準，對國際規(guī)范關注較少；而國外普遍采用國際公認的ICAO和SAE近幾年流行的最新標準。

4　結束語

目前，隨著國際形勢的復雜多變及國內(nèi)自身安全的需要，國家已把高性能航空發(fā)動機的研制列為十三五重大專項計劃之首。縱觀國外航空發(fā)動機燃燒室試驗器的發(fā)展概況，結合國內(nèi)燃燒室試驗器現(xiàn)狀，提出以下兩點建議供業(yè)內(nèi)人士參考：

（1）建設高溫高壓試驗器時，由于國內(nèi)部分產(chǎn)品技術（如耐高溫高壓的閥門、膨脹節(jié)和電加溫器等）還不成熟可靠，而國外這些產(chǎn)品技術相對成熟且應用廣泛，因此建議直接采用國外成熟產(chǎn)品來搭建試驗器的加溫系統(tǒng)及其出口管路，從而提升整個試驗器的運行可靠性，提高試驗效率；

（2）緊跟國際發(fā)展趨勢，提早計劃和啟動與國際接軌并滿足我國未來發(fā)動機更高參數(shù)燃燒室研制要求的高溫高壓燃燒室試驗器的規(guī)劃論證和建設工作，充分保障我國下一代先進軍民用航空發(fā)動機燃燒室的研制需要。

［1］侯曉春，季鶴鳴，劉慶國，等.高性能航空燃氣輪機燃燒技術［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2002.

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［14］High pressure combustor test rig 3（HBK-3）［EB/OL］.（2013-09-25）.http://www.dlr.de/at/en/desktopdefault. aspx/tabid-1530/2445_read-3812/.

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［19］張寶誠.航空發(fā)動機試驗和測試技術［M］.北京：北京航空航天大學出版社，2005.

［20］賈平芳.國外航空發(fā)動機試驗設備圖冊［M］.沈陽：沈陽發(fā)動機設計研究所，2000.

Foreign advanced combustion test facilities for aero-engine

MENG Gang，ZHAO Cong-cong，SUN Yong-jun，DONG Gan，SUN Xin，ZHANG Yu
（Center for Instrumentation&Rig Testing，Shanghai AVIC Commercial Aircraft Engine Manufacturing Co.，Ltd，Shanghai 201108，China）

Lots of combustor test facilities were built for different purposes by U.S,Great Britain,France, Germany and Russia to meet the requirements of advanced combustor development.The main types of tester of foreign research organizations were introduced,and the key information such as overall parameters, layout,heating type,instrumentation and emission measurement of these test facilities were presented in detail.At last,the present situation in our country and the gap between abroad and domestic were summarized.Additionally,some suggestions were also given.It could be referential in the process of planning and designing the next generation combustor test facilities of our country.

aero-engine；combustor tester；performance test；test facility construction；U.S；Great Britain；Russia

V241.06

A

1672-2620（2016）03-0055-08

2015-05-21；

2015-09-20

孟剛（1981-），男，陜西漢中人，工程師/主管設計師，主要研究方向為航空發(fā)動機燃燒室試驗。