渦扇發(fā)動機加力燃燒技術發(fā)展分析

■ 夏姣輝 楊謙 王慧汝 吳云柯/中國航發(fā)研究院

加力燃燒室可以在特定的情形下，大幅提升發(fā)動機的推力，從而使飛行器獲得短暫優(yōu)勢，作用不容忽視。相較于渦噴發(fā)動機，渦扇發(fā)動機的加力燃燒室形式更為復雜多樣，其技術發(fā)展也與渦噴發(fā)動機有所區(qū)別。

加力燃燒一般在發(fā)動機低壓渦輪后、噴管前的加力燃燒室內完成。其推力形成的原理就是增加發(fā)動機外部熱量輸入，即在主燃燒室最大工況點，利用排氣中的剩余氧氣，額外噴射燃料實現(xiàn)二次燃燒，從而提高噴管排氣總溫。從推進性能角度看，加力燃燒的根本目的就是以犧牲比沖（燃油經濟性）為代價，迅速增大發(fā)動機推重比，從而使發(fā)動機獲得高速性能，進而確保戰(zhàn)斗機、導彈或高超聲速飛行器在短距起飛、近距格斗、追敵、突防、末端機動或逃逸時獲取速度上的短暫優(yōu)勢。一般而言，渦噴發(fā)動機在加力燃燒時的最大推力可達到不開加力時的1.5倍左右，而渦扇發(fā)動機則可達1.6～1.7倍，甚至更高。

20世紀60年代中期渦扇發(fā)動機加力燃燒室投入使用，至今已發(fā)展到了第三代，如圖1所示。可以說，加力燃燒室的發(fā)展過程就是一個不斷追求提高加力溫度、提高燃燒效率和燃燒穩(wěn)定性、減少流體損失、減輕質量、提高可靠性和響應能力的過程。從20世紀60年代至今，渦扇發(fā)動機加力燃燒室的容熱強度提高了1倍以上，即在壓力和加熱量相同的條件下，加力燃燒室的體積就縮小了一半，而與此同時，性能方面卻有顯著提高，見表1。

圖1 帶加力燃燒室的渦扇發(fā)動機典型結構

表1 渦扇發(fā)動機加力燃燒室性能提升（臺架狀態(tài)）

渦扇發(fā)動機加力燃燒室特點

與渦噴發(fā)動機不同，渦扇發(fā)動機一般存在內外兩個涵道，根據(jù)內涵道和外涵道兩股氣流不同的混合方式，可把渦扇發(fā)動機加力燃燒室分成4種，即外涵道加力、內涵道加力（核心流加力）、同軸流加力（平行流加力、分流加力）和混合流加力，見表2。在渦扇發(fā)動機加力燃燒的過程中，用于冷卻加力燃燒室隔熱屏的是外涵道冷空氣，冷卻效果好，所以壁溫不高。但外涵道溫度偏低也導致了燃油到達火焰穩(wěn)定器之前的蒸發(fā)度偏低（≤0.05），大量油滴在火焰穩(wěn)定器表面上沉積并蒸發(fā)，造成組織燃燒的困難，且更容易引起振蕩燃燒。因此，渦扇加力燃燒技術與渦噴加力燃燒技術的最大差別是渦扇加力燃燒須考慮外涵道氣流燃燒的組織，基于這種差別和特點，渦扇加力燃燒的關鍵技術包括了混合器設計、火焰穩(wěn)定器設計、火焰穩(wěn)定器的優(yōu)化組合、加力燃燒室一體化和加力燃燒與沖壓燃燒變循環(huán)等。

表2 渦扇加力燃燒室典型形式

混合器設計

目前發(fā)展的各型號渦扇發(fā)動機，使用最多的是混合流加力燃燒室，其組織外涵道冷氣流燃燒的方法大體分成混合后再燃燒和邊混合邊燃燒。

混合后再燃燒是在混合器先把內外涵道氣流進行較充分的混合?；旌虾髢韧夂罋饬鞯臏囟榷冀咏旌蠝囟龋虼巳加驮诨鹧娣€(wěn)定器前的蒸發(fā)度可達55%，可以沿用渦噴發(fā)動機加力燃燒室設計經驗組織燃燒。此方法的優(yōu)點是混合效率高，缺點是加力燃燒室增加了較大的長度（這種混合器長度約等于加力燃燒室直徑）和質量，而且混合損失也大?；旌虾笤偃紵牧硪环N方案是將混合器與擴壓器合二為一，成為環(huán)形混合器。內、外涵道氣流從分流環(huán)的末端開始就在擴壓器內邊混合邊擴散，火焰穩(wěn)定器就布置在擴壓器出口處，兩股氣流在混合還不充分時就在火焰穩(wěn)定器下游開始燃燒，因此混合損失比充分混合的混合器小，而且減小了混合器的長度和質量。

組織外涵道冷氣流燃燒的另一種方法是“邊混合邊燃燒”，也就是從混合截面開始，內、外涵道兩股氣流就開始燃燒，只是由于兩股氣流的湍流擴散才產生了內、外涵道兩股氣流的混合。這種方法一般采用指形混合器和菊花形混合器，其優(yōu)點是加力燃燒室長度短、質量輕。

同時，兩種混合方法均須與內錐、外涵道機匣設計相匹配，滿足氣流擴壓減速，并改善加力燃燒室進口流場的功能需求。

目前，第三代、第四代渦扇發(fā)動機主要選用環(huán)形、菊花形和指形混合器，結構與特點見表3。指形混合器與菊花形混合器無根本差異，可歸為一類。環(huán)形和菊花形（指形）混合器沒有絕對的優(yōu)劣或代際之分，一般根據(jù)混合器出口截面馬赫數(shù)（Ma）、加力燃燒室進口氣流余旋（進氣扭角）、發(fā)動機涵道比、渦輪后馬赫數(shù)以及尾噴管紅外特性、雷達截面積等發(fā)動機總體性能、氣動性能、隱身性能與結構設計參數(shù)來選型和設計。

表3 主要軍用渦扇發(fā)動機加力燃燒室混合器特征

圖2 渦扇發(fā)動機典型火焰穩(wěn)定器結構

火焰穩(wěn)定器設計

早期的渦扇發(fā)動機，由于內涵道和外涵道兩股氣流經過混合效率不同的混合器混合后，在加力燃燒室進口所形成的溫度場差別很大，所以渦扇發(fā)動機加力燃燒室的火焰穩(wěn)定器主要是根據(jù)火焰穩(wěn)定器前緣截面的溫度場來設計。第四代和第五代渦扇發(fā)動機的混合器混合效率較高，內涵道和外涵道氣流混合后在加力燃燒室進口氣流的溫度已經混合得比較均勻，接近早期渦噴發(fā)動機氣流在加力燃燒室進口的水平。因此，結構簡單的V形槽火焰穩(wěn)定器又得到了普遍使用，例如，美國空軍對其列裝的發(fā)動機加力燃燒室火焰穩(wěn)定器做了標準化管理，其穩(wěn)定器單體截面設計尺寸如圖2（a）所示，針對具體型號發(fā)動機，只需做對應的縮放和適應性改進，即可快速應用與更換。

另外，由于渦扇發(fā)動機加力燃燒室與風扇級通過發(fā)動機外涵道直接連接，加力燃燒室點火時的壓力突升能前傳到風扇，使風扇的喘振裕度減小，甚至造成喘振，所以必須采取“軟點火”的方式，即在加力燃燒室內布置一圈環(huán)形值班火焰型的火焰穩(wěn)定器。AL-31、RD-33、F100系 列、RB199/211系 列、F101系列、EJ200、M88等的加力燃燒室都采用了值班火焰的吸入式或蒸發(fā)式火焰穩(wěn)定器如圖2（b）所示，為了提高這圈火焰穩(wěn)定器的傳焰能力，有時還要增加其燃料負荷。

火焰穩(wěn)定器的優(yōu)化組合技術

火焰穩(wěn)定器結構普遍較為簡單，只需掌握一類火焰穩(wěn)定器的設計規(guī)律并提升其性能，即可將其原理應用于多型航空發(fā)動機的改進，代價不高但往往效果很好。例如，YF120發(fā)動機在進行原型機研制時，利用三維流設計，克服了加力燃燒室大量采用徑向穩(wěn)定器易導致振蕩燃燒的問題，提出了一種以徑向火焰穩(wěn)定器為主的、由中心環(huán)狀V形槽穩(wěn)定器與12根徑向V形槽穩(wěn)定器組合而成的加力燃燒室穩(wěn)燃方案（結構如圖3所示）。每根徑向穩(wěn)定器均帶有隔熱罩，其內通有由風扇后引來的空氣進行冷卻，以減小其中的溫度梯度，提高耐久性。中心環(huán)形穩(wěn)定器為非冷卻結構，沿圓周做成12段，以允許工作時自由膨脹。采用中心環(huán)形穩(wěn)定器可保證小加力比時獲得穩(wěn)定的燃燒。

YF120最終雖未能量產，但在其技術平臺上形成的這一火焰穩(wěn)定器結構設計方案只經簡單改動，即先后用于了F404發(fā)動機的升級型號F414、F110-GE-129發(fā)動機的升級型號F110-GE-129 EFE和F136的研發(fā)。如圖4（a）所示的F414發(fā)動機的火焰穩(wěn)定器的結構與YF120相比幾乎毫無改動。如圖4（b）所示的F110-GE-129 EFE發(fā)動機的火焰穩(wěn)定器在YF120火焰穩(wěn)定器基礎上進一步優(yōu)化設計，采用了8個長的和8個短的V形徑向火焰穩(wěn)定器。其中，長的徑向火焰穩(wěn)定器外端緊靠加力筒體，內端緊鄰中心內錐體；短的外端仍緊靠加力筒體，內端距中心內錐體較遠，如圖4（c）所示。這樣既可滿足穩(wěn)燃要求，又不會在中心處形成較大堵塞，影響中間狀態(tài)性能，并直接提升了發(fā)動機性能，使之一方面新的火焰穩(wěn)定器結構擁有更高的燃燒效率、更快的點火時間和更好的火焰穩(wěn)定性，另一方面加力接通時的噪聲大幅降低。

圖3 YF120的火焰穩(wěn)定器結構

圖4 基于同一類火焰穩(wěn)定器設計方案的發(fā)動機改進

加力燃燒室一體化技術

加力燃燒室一體化設計并不是一個新提出的概念，而是航空發(fā)動機減少零件數(shù)、減輕質量、降低內外涵通道流動損失、改善飛行器尾部隱身性能的必然發(fā)展方向。GE航空集團研制的YF120、F110 EFE發(fā)動機即初步實現(xiàn)了支板—混合器—穩(wěn)定器—噴油桿的一體化設計，其中主要包括支板與噴油支桿一體化和菊花形混合器與徑向/環(huán)形穩(wěn)定器一體化。此外，普惠公司則采用了渦輪后框架一體化的設計方案，是目前一體化程度最高的加力燃燒方案。

GE航空集團技術方案

近年來，隨著凹腔駐渦穩(wěn)燃技術的逐漸成熟，GE航空集團提出了基于凹腔駐渦穩(wěn)燃一體化加力燃燒室的設計方案（如圖5所示）。凹腔燃燒室中的外涵道氣流不需要完全與內涵道氣流摻混，僅通過可調隔熱屏與外涵道機匣之間的流道直接流至尾噴管處，用于降低尾噴管處的紅外特征，因此凹腔駐渦加力被認為較容易與單邊擴張斜坡二維矢量噴管（single expansion ramp nozzle，SERN）匹配，從而實現(xiàn)發(fā)動機噴管的低紅外可見性。

普惠公司技術方案

普惠公司在F119和F135發(fā)動機上，采用了渦輪后框架一體化方案，如圖6所示。與GE航空集團的方案不同，普惠公司方案采用后臺階突擴類鈍體流動提供值班火焰的方案。后臺階鈍體根據(jù)來流條件安裝于近外涵一側或近內錐一側，并將渦輪后框架支板與燃油桿做一體化處理，支板設計成對稱流線形（或稱葉片形），也起到一定的鈍體作用，能夠在后臺階周圍，形成繞流尾跡渦，確?；鹧娴姆€(wěn)定燃燒和周向與徑向的擴散傳播。

圖5 GE航空集團一體化加力燃燒室的設計方案

值得注意的是，普惠公司的渦輪后框架一體化方案還充分考慮了飛行器尾部隱身性能的需求。其渦輪后支板通過彎扭、傾斜等三維氣動優(yōu)化設計，在不造成過大氣動損失的前提下，軸向投影可完全覆蓋渦輪葉片。即從尾噴管處射入發(fā)動機尾部加力燃燒室段的雷達波，將不會直接照射到雷達截面積較大的渦輪葉片，從而大幅減小了發(fā)動機尾部的雷達特征。

從結構上看，這類渦輪后框架一體化方案是目前一體化程度最高的加力燃燒室方案。相比各單元分體的加力燃燒室具有顯著的減重優(yōu)勢，且外涵道氣流主要用于后臺階和隔熱屏的冷卻，能對F119、F135等隱身飛行器發(fā)動機的噴管起到較大的紅外特性抑制作用，支板對渦輪葉片的遮蔽也能改善雷達回波特征。但將渦輪后框架尤其支板結構件應用于加力燃燒室熱端，對材料性能和冷卻結構設計提出了新的要求。從氣動角度看，由于后臺階渦系與支板繞流渦系的相互作用機理較為復雜，將導致加力燃燒火焰的傳播擴散機理趨于復雜，這對于加力燃燒室的整體設計具有較大挑戰(zhàn)性。

圖7 GE航空集團的加力燃燒與沖壓燃燒變循環(huán)技術方案

加力燃燒與沖壓燃燒變循環(huán)技術

在先進空間運輸計劃（ASTP）的實施過程中，GE航空集團基于F110與J58發(fā)動機加力燃燒室設計方案，驗證了一種可用于變循環(huán)渦扇發(fā)動機的支板—環(huán)形混合器一體化結構，如圖7所示。該方案通過調節(jié)環(huán)形混合器張角，可實現(xiàn)內、外涵道氣路的調節(jié)旁通，這種設計結構可使發(fā)動機在極限高速情況下工作于僅靠外涵進氣、加力燃燒室沖壓燃燒的模態(tài)，從而實現(xiàn)發(fā)動機的變循環(huán)工作。

圖6 普惠公司渦輪后框架一體化加力燃燒室方案

結束語

經過50多年的發(fā)展，渦扇發(fā)動機加力燃燒室混合器目前的設計理論完備，渦扇鈍體類火焰穩(wěn)定器也已形成較完整設計理論與方法，其應用的關鍵在于合理優(yōu)化穩(wěn)定器的組合排布形式。另外，渦輪后框架一體化加力燃燒室則是渦扇發(fā)動機加力燃燒室的發(fā)展方向，通過利用V形槽穩(wěn)燃、凹腔駐渦穩(wěn)燃、后臺階穩(wěn)燃、支板穩(wěn)燃等技術方案，與環(huán)形混合器/穩(wěn)定器一體化結構、供油/冷卻一體化結構等設計形式互相組合，既可在現(xiàn)有理論與工程技術邊界內設計得到性能較高的一體化加力燃燒室方案，也可通過掌握并利用部分新概念新技術，獲得滿足發(fā)動機隱身設計、巡航模式低阻設計和變循環(huán)設計的加力燃燒室方案，應予以重視。