航空發(fā)動機燃燒室設(shè)計研發(fā)過程研究綜述

伍賽特

上海汽車集團(tuán)股份有限公司

0 引言

航空發(fā)動機以其在設(shè)計、工藝、材料等領(lǐng)域的較高技術(shù)要求，被譽為“工業(yè)皇冠上的明珠”。而燃燒室作為航空發(fā)動機內(nèi)進(jìn)行實際能量轉(zhuǎn)換的部件，其重要性可謂不言而喻，隨著世界范圍內(nèi)民用航空運輸業(yè)的日益繁榮，針對航空發(fā)動機燃燒室的設(shè)計研發(fā)過程的關(guān)注程度也在隨之提升。

1 技術(shù)研發(fā)與實際機型研發(fā)的區(qū)別

技術(shù)研發(fā)不僅需要著眼于某一個問題的解決或某項技術(shù)的發(fā)展，同時也需要采用預(yù)定的循環(huán)參數(shù)針對既定設(shè)計的燃燒室開展試驗，以達(dá)到預(yù)定的技術(shù)要求，并以此驗證相關(guān)技術(shù)的實現(xiàn)效果。

航空發(fā)動機技術(shù)研發(fā)與某一實際機型燃燒室的研發(fā)過程存在顯著的不同。技術(shù)研發(fā)的目標(biāo)是技術(shù)本身，而機型研發(fā)的目標(biāo)則是具體實用的航空發(fā)動機燃燒室產(chǎn)品，因此，兩者存在一定的差異。

由于技術(shù)研發(fā)的目的是發(fā)展新技術(shù)，由此需大膽創(chuàng)新，一定程度上也應(yīng)允許失誤的存在。而針對具體機型開展的研發(fā)過程則相對保守，從理論上而言，通常不允許大規(guī)模的失誤現(xiàn)象出現(xiàn)。在型號研發(fā)上凡是尚未成熟的技術(shù)，通常不會優(yōu)先采用。由此可知，需率先進(jìn)行技術(shù)研發(fā)，待技術(shù)成熟后再將其投入機型研發(fā)，即可開展有組織完善的、系統(tǒng)的、有明確目標(biāo)的技術(shù)研發(fā)計劃，而此類技術(shù)研發(fā)過程正是我國當(dāng)前航空發(fā)動機發(fā)展的關(guān)鍵所在。如不通過技術(shù)研發(fā)提升技術(shù)水平，將會在一定程度上限制機型研發(fā)的進(jìn)展。

2 航空發(fā)動機燃燒室設(shè)計研發(fā)過程的技術(shù)特點

2.1 航空發(fā)動機燃燒室設(shè)計研發(fā)的技術(shù)特點

燃燒室的設(shè)計研發(fā)具有下列特點：

1）航空發(fā)動機燃燒室在設(shè)計后需經(jīng)過多次反復(fù)試驗、修改。

2）航空燃燒室的研發(fā)以試驗為主，與壓氣機或風(fēng)扇的設(shè)計研發(fā)不同。目前在航空發(fā)動機燃燒室的研發(fā)中，基于三元流動的計算方法尚未起到?jīng)Q定性的作用。

3）航空發(fā)動機燃燒室的設(shè)計研發(fā)涉及多門學(xué)科，具有較強的綜合性，不可僅依賴基礎(chǔ)研究。該類綜合性開發(fā)應(yīng)具有合理的研發(fā)體系，同時需進(jìn)行良好匹配。由于其技術(shù)要求受多方面因素限制，因此設(shè)計研發(fā)必然要進(jìn)行平衡折中，根據(jù)具體機型及用途的不同，可各有側(cè)重。

4）航空發(fā)動機燃燒室設(shè)計研發(fā)過程近年來取得的技術(shù)進(jìn)步是由民用航空運輸業(yè)的迅速發(fā)展所推動?；仡檾?shù)十年來的發(fā)展歷程，從單管燃燒室、環(huán)管燃燒室、環(huán)形燃燒室到短環(huán)形燃燒室，燃燒室壓力從小于10atm發(fā)展到目前的50atm，未來可有望提高到70 atm。目前已在著力發(fā)展以低污染為代表的民用航空發(fā)動機燃燒室和以高油氣比參數(shù)為代表的軍用航空發(fā)動機燃燒室[1,2]。

2.2 先進(jìn)航空發(fā)動機燃燒室的技術(shù)特點

從設(shè)計研發(fā)的角度看，近年來先進(jìn)航空發(fā)動機燃燒室用于燃燒的空氣比例已有大幅增加，因而其對燃燒組織過程的設(shè)計理念也不同。大量的燃燒空氣從燃燒室的頭部進(jìn)入，無需再通過主燃孔進(jìn)氣，于是火焰筒上無需采用主燃孔。目前從燃燒室頭部進(jìn)入的大量空氣會帶來一系列問題，先進(jìn)燃燒室的主要設(shè)計研發(fā)特點是解決由大量增加的空氣而引起對燃燒過程產(chǎn)生的各類負(fù)面影響[3]。

同時還存在不少其他問題，例如進(jìn)口馬赫（Ma）數(shù)較高所導(dǎo)致的總壓損失增大等一系列問題。但最主要的特點是燃燒室頭部空氣百分?jǐn)?shù)的顯著提升，由此導(dǎo)致燃燒過程的不同。為此應(yīng)說明，先進(jìn)航空發(fā)動機燃燒室也是從常規(guī)航空發(fā)動機燃燒室發(fā)展而來，基于常規(guī)燃燒室較為成功的措施、方法、經(jīng)驗，仍然有一定參考價值。

3 航空發(fā)動機燃燒室設(shè)計研發(fā)的相關(guān)參數(shù)

3.1 制約航空發(fā)動機燃燒室設(shè)計的相關(guān)影響因素

制約航空發(fā)動機燃燒室設(shè)計的相關(guān)影響因素通常包括以下四點：

（1）該型發(fā)動機的具體用途；

（2）對該型發(fā)動機燃燒室的技術(shù)要求；

（3）該型發(fā)動機循環(huán)參數(shù)；

（4）該型發(fā)動機所采用的燃料類型。

發(fā)動機的用途，無論是民用航空發(fā)動機、軍用航空發(fā)動機，還是船用、工業(yè)用的燃?xì)廨啓C均會影響其對燃燒室的要求，同時也包括性能指標(biāo)和整機壽命等參數(shù)[4-8]。對于工業(yè)燃?xì)廨啓C燃燒室而言，如果其壽命僅有幾千小時則明顯不符合要求；但軍用戰(zhàn)斗機燃燒室如有長達(dá)兩千小時的壽命則已大幅超出預(yù)期。

此外，航空發(fā)動機領(lǐng)域所要求的高空點火技術(shù)，工業(yè)燃?xì)廨啓C燃燒室通常無需特別考慮此項技術(shù)特點。相對于民用航空發(fā)動機而言，軍用航空發(fā)動機的高空點火要求更高。與此相類似，慢車狀態(tài)下的貧油熄火油氣比指標(biāo)，軍用航空發(fā)動機的技術(shù)要求同樣高于民用航空發(fā)動機。由此可知，航空發(fā)動機的實際用途決定了其推力水平，而實際用途及推力水平又共同決定了其壓比以及循環(huán)參數(shù)。

對燃燒室的技術(shù)要求而言，其工作性能、重量、壽命以及經(jīng)濟性等方面的指標(biāo)缺一不可。如果某一方面存在技術(shù)弊端可能會在運行過程中成為整臺航空發(fā)動機的短板。例如慢車狀態(tài)下的貧油熄火油氣比指標(biāo)距離目標(biāo)數(shù)值相差較大，或高空點火高度較低，均有可能成為研發(fā)過程中的技術(shù)瓶頸。不可否認(rèn)，為確保其完善性及可靠性，技術(shù)研發(fā)過程需進(jìn)行全面考慮。

除此之外，航空發(fā)動機燃燒室的諸多技術(shù)指標(biāo)彼此間是相互矛盾的。要實現(xiàn)恰到好處的平衡，全面顧及各方面的因素并不容易。例如NOx排放與CO排放是此消彼長的；要延長整機壽命需采用優(yōu)質(zhì)材料、優(yōu)良的制造工藝，以及更合理的結(jié)構(gòu)，由此可知，研究出優(yōu)化某一參數(shù)而又不影響其他參數(shù)的設(shè)計措施并非易事[9]。

3.2 航空發(fā)動機燃燒室循環(huán)參數(shù)

發(fā)動機循環(huán)參數(shù)是燃燒室設(shè)計研發(fā)最重要的依據(jù)。以民用航空發(fā)動機為例，其可分為慢車工況（7%），30%工況，85%工況，100%工況（此處的7%，30%，85%均指其推力相對于最大工況推力的百分?jǐn)?shù)），也包含了最大巡航工況。而軍用航空發(fā)動機燃燒室通常不涉及到30%工況及85%工況，也無需考慮最大巡航工況。循環(huán)參數(shù)通常由整機性能所決定，其在一定程度上可代表整機技術(shù)水平。關(guān)于發(fā)動機燃燒室循環(huán)參數(shù)說明如下：

3.2.1 發(fā)動機的設(shè)計工況和非設(shè)計工況

通常以100%工況作為設(shè)計工況，但也存在一些特殊情況。在低污染航空發(fā)動機燃燒室設(shè)計過程中，通常會重點參考以慢車工況。而對燃燒室開展的冷卻設(shè)計，也會存在一些特殊情況。例如軍用航空發(fā)動機需考慮到低空突防工況。這時燃燒室的壓力及進(jìn)氣溫度可能會高于100%工況，但其油氣比并未顯著低于100%工況，因此燃燒室冷卻系統(tǒng)可參照該工況設(shè)計。

3.2.2 發(fā)動機壓比

發(fā)動機壓比是循環(huán)參數(shù)中最重要的一項參數(shù)，其與推力水平具有密切聯(lián)系。概括而言，大型航空發(fā)動機不會采用較低的壓比，而小型航空發(fā)動機不會采用過高的壓比。

3.2.3 過渡工況

針對航空發(fā)動機的燃燒室進(jìn)行設(shè)計研發(fā)，需著力解決其過渡工況是否穩(wěn)定及可靠。因此，僅依據(jù)國際民用航空組織（ICAO）規(guī)定的計算污染排放的數(shù)個工況（加上巡航工況）進(jìn)行設(shè)計研發(fā)將無法滿足要求。在研發(fā)過程中除進(jìn)行穩(wěn)態(tài)工況的燃燒室試驗外，也需開展基于過渡工況的燃燒試驗。

無論是全新設(shè)計的新機型的燃燒室，或是經(jīng)改裝設(shè)計的燃燒室都應(yīng)在設(shè)計過程開始前均對其幾何尺寸進(jìn)行約束限制。

通常就低污染燃燒室的設(shè)計過程而言，需明確其為某一類型發(fā)動機的特性污染指標(biāo)或是單臺發(fā)動機的污染指標(biāo)，其中發(fā)動機的污染指標(biāo)設(shè)計通常基于當(dāng)前該臺發(fā)動機的試車結(jié)果。

無論哪一種航空發(fā)動機燃燒室，或者工業(yè)燃機燃燒室，均基于某種具體燃料來開展設(shè)計研發(fā)的。該特點對航空發(fā)動機燃燒室影響并不大，但對非航空燃燒室的影響則較為顯著。

4 航空發(fā)動機燃燒室初步設(shè)計過程

數(shù)十年以來，航空發(fā)動機燃燒室的設(shè)計過程均可分為初步設(shè)計過程和詳細(xì)設(shè)計過程兩類，以下為常規(guī)燃燒室初步設(shè)計的內(nèi)容：

1）計算火焰筒的總體空氣有效流通面積；

2）確定火焰筒空氣流量分配；

3）選定火焰筒橫截面積；

4）選定火焰筒與機匣之間環(huán)形高度，確定外機匣內(nèi)徑以及內(nèi)機匣外徑，給出環(huán)形火焰筒及機匣布置簡圖；

5）選定噴嘴類型，確定噴嘴數(shù)目；

6）選定冷卻方式，確定室壁結(jié)構(gòu)、材料及尺寸，開展初步冷卻設(shè)計和冷卻計算等過程。

上述初步設(shè)計研發(fā)完成后，進(jìn)入燃燒室詳細(xì)設(shè)計研發(fā)過程，然后進(jìn)入發(fā)動機試驗過程，目前，基于航空發(fā)動機燃燒室的初步設(shè)計研發(fā)過程只限于氣動熱力設(shè)計研發(fā)，尤其是針對燃燒過程組織的設(shè)計研發(fā)。

5 航空發(fā)動機燃燒室氣動熱力設(shè)計

通常的燃燒室設(shè)計是指燃燒室的氣動熱力設(shè)計，實際上針對具體型號航空發(fā)動機的燃燒室設(shè)計研發(fā)，不僅是氣動熱力設(shè)計研發(fā)，同時還需包括機械設(shè)計研發(fā)、強度計算、應(yīng)力分析、壽命預(yù)估（需進(jìn)行冷卻計算或燃燒試驗）、結(jié)構(gòu)設(shè)計、密封設(shè)計、定位、熱膨脹設(shè)計、振動分析、裝配設(shè)計等諸多步驟，最后通過計算機方式設(shè)計出全套圖紙。其中，包括工藝設(shè)計以及工程性設(shè)計，如燃油總管布置、空間協(xié)調(diào)、反復(fù)驗證測算等步驟。對于獨立自行設(shè)計研發(fā)的機型而言，仍需考慮到多種氣動熱力設(shè)計的計算方法以及完整的研發(fā)設(shè)計。就目前的航空發(fā)動機燃燒室氣動熱力設(shè)計而言，通常包括如下幾個方面：

5.1 燃燒過程組織設(shè)計

燃燒過程組織設(shè)計是最基本且最重要的步驟，通常包括三個方面：（1）空氣方面：包括空氣流量分配及燃燒區(qū)空氣動力學(xué)；（2）燃油方面：包括燃油的噴射、噴嘴的選擇、噴嘴流量數(shù)的選擇以及噴嘴壓力降的設(shè)計、主副油路的關(guān)系（分流閥門打開壓力的設(shè)計或主油分級的設(shè)計）；（3）燃油與空氣的運動及分布關(guān)系：包括油霧的穿透、油氣的分布及混合過程。以上這些無疑是燃燒室設(shè)計研發(fā)過程的核心。

5.2 冷卻系統(tǒng)的設(shè)計研發(fā)

包括冷卻方式的選擇、冷卻空氣總量的選擇、內(nèi)部及外部火焰筒冷卻空氣的分配、軸向方向冷卻空氣的分配、冷卻空氣孔徑的設(shè)計、冷卻空氣孔排列的選擇、隔熱涂料的選用、冷卻計算的反復(fù)修正、最高壁溫的調(diào)整和過高壁溫梯度的調(diào)整。

5.3 出口溫度分布及摻混區(qū)的空氣動力學(xué)設(shè)計

目前先進(jìn)燃燒室的設(shè)計研發(fā)，一部分采用摻混空氣方式，而另一部分則不采取摻混空氣方式。在條件允許的前提下，以采用摻混空氣方式效果更佳。如完全不采用摻混空氣，則無法有效調(diào)整燃燒室出口的溫度分布[10]。

5.4 擴壓器氣動設(shè)計

先進(jìn)燃燒室擴壓器設(shè)計遇到的主要問題：由于進(jìn)口Ma數(shù)有所提高，如果仍然采用短突擴形式的擴壓器，則難以降低其總壓損失。因為擴壓器的總壓損失與進(jìn)口Ma數(shù)的平方成正比，而擴壓器的靜壓恢復(fù)均發(fā)生在前置擴壓器部分，總壓損失則發(fā)生在前置擴壓器出口之后的突擴區(qū)。目前針對燃燒室擴壓器的設(shè)計方案尚無最佳良策，即使采用分叉多通道式的擴壓器也無法有效解決此類問題，因為多通道增大了氣體摩擦損失，且在不同工況下，壓氣機出口流場并非處于恒定而不變的狀態(tài)，以此也會帶來分離損失。

5.5 火焰筒前流場設(shè)計

是否添加導(dǎo)流片（又稱進(jìn)氣嘴或進(jìn)氣鼻），其意義在于控制從燃燒室頭部進(jìn)入的空氣量，但當(dāng)前先進(jìn)航空發(fā)動機燃燒室的技術(shù)發(fā)展趨勢即為逐步加大從頭部進(jìn)入的空氣量，即無需再控制（減少）進(jìn)入頭部的空氣量。導(dǎo)流片對從前置擴壓器流出進(jìn)入內(nèi)、外環(huán)形通道的空氣流動具有一定的技術(shù)改良效果，但導(dǎo)流片也會為噴嘴的安裝帶來一定難度?；鹧嫱睬傲鲌鲈O(shè)計的重點之一是確定從前置擴壓器出口到頭部噴嘴旋流器進(jìn)口截面的距離，該距離會影響突擴區(qū)總壓損失以及轉(zhuǎn)彎流路的損失，尤其會影響到轉(zhuǎn)彎流路流動的均勻性和穩(wěn)定性。

6 航空發(fā)動機燃燒室設(shè)計研發(fā)的后續(xù)步驟

前文闡述了航空發(fā)動機燃燒室的初步設(shè)計研發(fā)過程。在燃燒室研發(fā)步驟完成后，即進(jìn)入針對燃燒室的詳細(xì)設(shè)計研發(fā)，需著重觀察燃燒室出口的溫度分布，包括熱點指標(biāo)及徑向溫度分布。對低污染航空發(fā)動機的燃燒室而言，則需考察高負(fù)荷工況下的排放，視其與設(shè)計結(jié)果是否存在差異[11,12]。如果是針對某些技術(shù)開展的研發(fā)，則相關(guān)研發(fā)過程可到此為止，以此成為定型技術(shù)。而如果是針對驗證機開展的研發(fā)過程，仍需將燃燒室配裝至實際發(fā)動機以開展試驗。

后續(xù)階段即為針對具體型號發(fā)動機而開展的研發(fā)過程。通過選擇設(shè)計總體方案，并由技術(shù)研發(fā)階段得出的技術(shù)定型結(jié)果。通過售后服務(wù)、使用過程中相關(guān)問題的信息反饋和總體性能方面的要求（包括使用效果、維修性、壽命、成本、重量等要求）和循環(huán)參數(shù)，開始具體機型的研發(fā)過程。如前文提到針對具體機型開展的研發(fā)過程是實用的、可供銷售的航空發(fā)動機產(chǎn)品，原則上不允許失敗。由此，不應(yīng)只考慮到燃燒組織、油氣匹配等重要技術(shù)問題而忽略重要的細(xì)節(jié)性問題。

在航空發(fā)動機定型并試車后，即需對其開展相關(guān)試驗，雖然會配備有高空臺等相關(guān)試驗設(shè)施，但飛行試驗過程依然必不可少，對航空發(fā)動機燃燒室而言，最關(guān)鍵的是確定其高空點火的技術(shù)水平。

在某款機型投產(chǎn)之后即進(jìn)入售后服務(wù)階段，在該階段，基于燃燒室的設(shè)計仍需不斷改進(jìn)，特別是使用中出現(xiàn)的問題應(yīng)得以及時反饋，以此可顯著提升燃燒室的技術(shù)水平。

基于新款航空發(fā)動機燃燒室的預(yù)先研究無需等到前一研究過程完全終止后方可開始，此類研究通常需要較長時間，在先期開展了一段時間的研究后，即可在先進(jìn)燃燒室技術(shù)研發(fā)過程中，實現(xiàn)進(jìn)一步的技術(shù)改良。

7 結(jié)論及展望

燃燒室作為航空發(fā)動機的能量轉(zhuǎn)換部件之一，其技術(shù)重要性自然是不言而喻。雖然我國目前的航空發(fā)動機技術(shù)與世界先進(jìn)水平相比仍有一定差距，但隨著相關(guān)技術(shù)的不斷優(yōu)化與完善，終將達(dá)到世界領(lǐng)先水平，并為我國的民用航空運輸業(yè)起到重要的推進(jìn)作用。