燃烧室火焰筒头部性能对比试验.pdf

收稿日期：2021-07-13基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：付静（1992），女，硕士，工程师。引用格式：付静，田建光，曾以明，等.燃烧室火焰筒头部性能对比试验J.航空发动机，2023，49（4）：128-133.FU Jing，TIAN Jianguang，ZENG Yiming，et al.Comparative experiment of combustor flame tube dome performanceJ.Aeroengine，2023，49（4）：128-133.第 49 卷 第 4 期2023 年 8 月Vol.49 No.4Aug.2023航空发动机Aeroengine燃烧室火焰筒头部性能对比试验付静1，田建光1，曾以明1，赵婷杰1，郭天水1，何园源1，2（1.中国航发贵阳发动机设计研究所，贵阳 550081；2.南京航空航天大学 能源与动力学院，南京 210016）摘要：根据前期某型发动机燃烧室头部降低冒烟数性能试验结果，火焰筒头部结构存在高温烧蚀变形痕迹，为保证该结构工作可靠性和使用寿命，将原型燃烧室火焰筒头部传统的孔板+挡溅板的冷却结构改进为带有一定角度的收敛双锥形冷却结构，并在单管燃烧试验器、扇形燃烧室试验件上采用连续气源、模拟参数进行了性能对比试验，录取了改进前后2种头部的点熄火边界、燃烧效率及头部壁温。结果表明：在同工况下，改进后的火焰筒头部着火余气系数更大，点火边界更宽；贫油熄火边界相当；燃烧效率基本相当，均大于0.99，符合性能要求；改进后火焰筒头部壁温较原型的有较大降低，温度分布更均匀。关键词：燃烧室；火焰筒头部；燃烧性能；对比试验；航空发动机中图分类号：V263.1+4文献标识码：Adoi：10.13477/ki.aeroengine.2023.04.016Comparative Experiment of Combustor Flame Tube Dome PerformanceFU Jing1，TIAN Jian-guang1，ZENG Yi-ming1，ZHAO Ting-jie1，GUO Tian-shui1，HE Yuan-yuan1，2（1.AECC Guiyang Engine Design Institute，Guiyang 550081，China；2.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China）Abstract：According to the previous performance test results of the combustor dome of an aeroengine for smoke number reduction,theflame tube dome exhibited signs of structure deformation due to high temperature erosion.To ensure the reliability and service life of thestructure,the flame tube dome cooling structure was improved from the traditional perforated plate and splash-cooling plate structure to aconvergent double-cone structure with specified angle.Using continuous air source and modeling parameters,performance comparisontests were conducted for the two types of combustor dome before and after improvement on a single-tube combustor test facility with sector-type combustor test pieces.The ignition and flame extinction boundary,combustion efficiency,and dome wall temperature of the two flametube domes before and after improvement were recorded.The experimental results show that the ignition excess air coefficient of the improved flame tube dome is larger and the ignition boundary wider under the same operating conditions.Lean blowout boundary is equivalent.The combustion efficiency is basically equivalent,all greater than 0.99,meeting the performance requirements.The wall temperatureof the improved flame tube dome is lower than that of the original one and the temperature distribution is more uniform.Key words：combustor;flame tube dome;combustion performance;comparison test;aeroengine0引言燃烧室是航空发动机3大部件之一，其主要功能是将燃料和空气进行混合燃烧，并使燃料的化学能转变为燃气的热能，被喻为发动机的心脏1-2。航空发动机的工作可靠性在很大程度上取决于燃烧室工作的可靠性3。其中，火焰筒作为燃烧室最主要的部件，主要负责完成油气混合以及燃烧过程4。火焰筒头部是燃油供入、油气混合、火焰稳定的主要区域，大部分燃油在主燃区内完成燃烧，同时在掺混区通过合适的冷气流掺混，调控出口温度场2-3。火焰筒头部结构设计是完成火焰筒设计和决定火焰筒整体性能好坏的关键。随着发动机性能的发展，燃烧室火焰筒在高温、剧烈振动和严重热冲击等恶劣条件下工作的问题越发突出，工作时会产生很大的热应力、蠕变应力和疲劳应力，从而导致发生裂纹、变形、掉块、烧蚀和腐蚀等故障5-6。因此，设计一种在满足燃烧室工作可靠性和耐久性基本要求下，有效降低火焰筒壁面付静等：燃烧室火焰筒头部性能对比试验第 4 期温度的冷却结构具有重要意义。目前，国内外的燃烧室火焰筒的冷却形式已由最初的气膜冷却发展到冲击、发散、气膜及层板等多种冷却的复合冷却形式7，冷却结构也由最初的单层壁发展到双层壁、浮动壁8-9等冷却结构。Gustafsson等10研究了不同进口温度、速度和孔的倾向角度对多斜孔壁面温度分布的规律；Mongia等11运用试验方法对比分析了致密微孔壁冷却和Lamilloy层板冷却性能；齐海帆12研究了燃烧室头部设计对燃烧室性能的影响；张净玉13以航空发动机燃烧室冷却为背景，对带导流环的冲击/气膜冷却结构开展了数值模拟和试验研究；刘高恩14对燃烧的壁温特性进行试验研究发现，燃烧室内部流动具有较强的涡旋，速度场分布极为复杂；李季15以某型3级旋流燃烧室火焰筒冷却方案设计参数为基础，针对多斜孔、复合角和冲击/气膜3种冷却方式开展了3维数值模拟研究。本文针对改进后火焰筒头部与原型火焰筒头部进行了性能对比试验，为下一阶段该型发动机燃烧室火焰筒头部稳定性试验提供依据。1试验设备1.1试验件试验在某单管燃烧试验器上进行，所用试验件是在现有资源全环火焰筒上进行切割得到，为扇形结构，包括3个头部，切割后的燃烧室机匣扇形件和火焰筒扇形件两侧用相应结构的侧板进行封堵，封堵火焰筒扇形件的侧板为双层结构，外层侧板带发散冷却小 孔，用 于 冷 却 内 层 侧板。扇形火焰筒结构如图1所示。其中，原型火焰筒头部冷却结构采用传统的孔板加挡溅板的形式，单个燃烧室头部孔板开均布44个 1.55 mm的冷却孔，56个1.4 mm的冷却孔，40个1 mm 的冷却孔，原型火焰筒头部结构如图 2 所示。在进行降低冒烟数燃烧室头部性能试验时，发现燃烧室头部挡溅板存在大面积高温痕迹，表面凹凸不平，变形十分严重，挡溅板高温变形情况如图3所示。通过对降低冒烟数燃烧室头部性能试验结果进行分析，得到造成该情况的原因是火焰筒头部出现了无效角涡导致火焰筒局部高温导致的，从燃烧室头部的冷却气流通过小孔冲击冷却已不满足壁面的冷却。因此，本文通过改进火焰筒头部冷却结构来消除涡流器两侧的无效高温角涡，以降低挡溅板的温度，从而改善燃烧室头部高温烧蚀。改进型火焰筒头部冷却结构主要由导流孔板和导流护罩组成，导流孔板锥形段与燃烧室中心轴线的夹角为55，在孔板上设计了30个 2 mm 的小孔，导流护罩锥段与燃烧室中心轴线的夹角为56，外表面与导流孔板内表面形成收敛的冷却间隙，导流护罩上设计了 30 个 1 mm 的小孔，用于套筒的冷却，改进型火焰筒头部结构如图 4所示。1.2试验装置试验装置主要由进气系统、排气系统、空气加温系统、试验段、燃油系统、冷却水系统、测控系统等组成，试验装置如图5所示。进气系统由进气管路、流量调节阀、流量测量装置、调节阀等组成。通过流量喷嘴测量空气流量，测量精度为1.5%；通过进气调节阀和排气蝶阀调节试图1扇形火焰筒结构图2原型火焰筒头部结构挡溅板孔板涡流器进气图3挡溅板高温变形情况挡溅板图4改进型火焰筒头部结构孔板导流护罩涡流器进气图5试验装置2：前转接段3：前测量段4：试验件5：后测量段6：后转接段BBAA129航空发动机第 49 卷验件进口压力；加温系统可选用换热器和直接加温器或两者组合的方式，直接加温方式应保证试验件进口气流的余气系数大于 7；试验段包括进口转接测量段、燃烧室试验件、出口转接测量段。进口转接测量段采用渐进的收敛流道，流道外壁根据燃烧室进口尺寸按等外径设计，通道内壁按维托辛斯基收敛规律造型。出口转接测量段采用水套冷却的方式；采用回油调节的方式，柱塞泵量程为 1800 L/h，质量流量计量程为 01200 L/h，精度为0.2%；测控系统采用FCS2000 系 统，精 度 为0.05%。试验装置台架状态如图6所示。2试验内容航空发动机燃烧室的试验方法根据试验条件一般可以分为原型试验法和物理模型试验法。原型试验法是在实际燃烧室上进行各参数的测量，即在实际燃烧室上进行全压试验；物理模型试验法则采用原型尺寸的燃烧室，但在简化或缩小的工况参数下进行试验16。从国内外燃烧室的发展来看，现有燃烧室试验条件，满足不了现役及新型发动机全尺寸燃烧室在地面起飞等大状态下的全参数试验17，同时，在全压（或全参数）条件下对燃烧室进行设计和调试，虽然所得的结果可靠，但实际试验有很大的局限性，如对试验的气源要求非常高、设备复杂、周期长、费用大等18-20。在扇形段试验器上，用较低压力和进口流量所得到的燃烧室主要性能指标和实际工况下对应指标的关系既是模拟准则所要解决的主要问题。本文采用等速度准则作为模化试验的方法，模化时进口流速与实际流速相等，供油情况、进口温度相同，燃烧室几何相似。PMPF=()GMGF2（1）式中：PM为模化后压力；PF为实际压力；GM为模化后流量；GF为实际流量。试验状态的余气系数和进、出口温度相同，模化后的试验参数及其他状态试验参数见表1。3试验结果3.1壁温分布试验燃烧室的火焰筒要在高温、剧烈振动和严重热冲击等恶劣条件下工作，因而会产生很大的热应力、蠕变应力和疲劳应力，容易导致火焰筒发生变形、开裂、掉快、烧蚀和脱焊等故障。火焰筒壁温与其内部燃烧组织及冷却安排直接有关，它的高低是影响火焰筒寿命的关键。当前，对火焰筒壁温分布测量方法中，热电偶测量因其精度高，测量火焰筒壁面上少数点的温度比较方便，成为了最早和应用最广泛的一种测量方式21。在现实工作中，由于材料的差异，制造出的热电偶具有不同的使用特性，适用于不同温度范围和工作环境。结合本文试验实际，对原型火焰筒头部和改进型火焰筒头部按照表1中的状态1参数，采用敷设K型镍铬镍硅热电偶方式对2个方案火焰筒的头部壁温进行测量，测量精度为0.75。原型火焰筒头部测点位置在挡溅板上，每个头部各布置4个点，总共3个头部、12个测点，在挡溅板上根据热电偶位置加工4个1.2 mm的小孔将引线引出，再在孔板上相应位置开4个1.2 mm的小孔将引线引出，沿着火焰筒外壁面固定，最后从机匣上的测试引线管引出，12个测点分别用T1T12命名，其半径方向高度为L=27.5 mm，R=22 mm，原型火焰筒头部测点位置如图7所示。改进型火焰筒头部测点位置在孔板上，布置方式与原型火焰筒头部相同，其半径方向高度为 L=30.5 mm，R=27 mm，改进型火焰筒头部测点位置如图6试验装置台架状态状态123试验内容壁温、燃烧效率（模化后的试验参数）地面点火边界地面慢车熄火边界进口总压/kPa700常压383.8进口总温/K762.4常温421.6空气质量流量/（kg/s）1.79余气系数2.8变参数/%压比27压比29表1模化后的试验参数及其他状态试验参数图7原型火焰筒头部测点位置涡流器孔板挡溅板热电偶热电偶90T1T2T4T3LR顺航向单个头部热电偶周向分布（4处）130付静等：燃烧室火焰筒头部性能对比试验第 4 期图8所示。得到改进前后2头部壁温试验后状态，原型火焰筒头部壁温测量后状态和改进型火焰筒头部壁温测量后状态分别如图9、10所示。2头部热电偶壁温测量曲线如图11所示。3.2燃烧效率试验对原型和改进型火焰筒头部依次按照表1中的状态1进行性能试验，通过精度为1%FS燃气分析仪测量得到燃气中CO、CO2、氮氧化物和未燃碳氢UHC的质量分数，分别为CO、CO2、NOx、VHC，见表2。然后利用燃气成分计算燃烧效率。=1-HuCOEICO/1000Hufuel-HuUHCEIUHC/1000Hufuel（2）式中：Hu为燃油燃烧净热值；EIi为排放指数，即1 kg燃油实际燃烧排放了i组分气体。燃烧效率测量结果表3。3.3地面点火试验对原型和改进型火焰筒头部依次按照表1中的状态 2 进行地面点火试验，录取燃烧室贫油点火边界，本次地面点火试验共计选取6个试验点，压比取值 2%、3%、4%、5%、6%、7%。通过判断燃烧室出口每支热电偶的温升都大于80 来确认点火成功。本次试验通过在某余气系数下点3次，2次以上点燃则认为在该余气系数下点火成功，取3次点火余气系数平均值，作为着火点余气系数。地面点火边界对比曲线如图12所示，横坐标余气系数采用无量纲形式给出，仅作参考。3.4贫油熄火试验对原型和改进型火焰筒头部依次按照表1中的状态3进行贫油熄火试验，录取燃烧室的贫油熄火边界，选取6个试验点，压比取值2%、3%、5%、6%、8%、9%。本次试验通过逐渐减少供油量的方法来调节余气系数，逐渐逼近熄火点，通过摄像头拍摄观察窗观测火焰来判断燃烧室熄火与否，从而得到不同压比状态的熄火余气系数。地面慢车熄火边界对比曲线如图13所示，油气比不高于0.005，横坐标余气系数采图8改进型火焰筒头部测点位置图9原型火焰筒头部壁温测量后状态图10改进型火焰筒头部壁温测量后状态图11壁温测量曲线试验件原型改进型UHC/10-6347.4569.67CO2/%5.285.36CO/10-612.8729.00NOx/10-6105.00126.23表2燃气成分质量分数试验件原型改进型试验件原型改进型T3*/K763.17759.27Wf2/（g/s）10.169.73P3*/kPa698.63701.23Pf2/MPa2.842.74W3/（kg/s）1.8071.798Wf1/（g/s）31.8230.82Wf/（g/s）41.9840.55Pf1/MPa0.800.792.762.830.99530.9991表3燃烧效率测量结果图12地面点火边界对比曲线P/P*87654321a121086420改进原型（7.24，7.0%）（7.06，5.9%）（5.78，4.9%）（5.74，4.0%）（4.82，2.9%）（4.28，2.1%）（4.51，2.0%）（4.77，3.0%）（6.52，4.0%）（7.080，5.0%）（8.94，5.9%）（8.95，7.0%）涡流器孔板导流护罩热电偶热电偶90T1T2T4T3LR顺航向单个头部热电偶周向分布（4处）温度/120010008006004002000T12T11T10T9T8T7T6T5T4T3T2T1原型改进1021944953927843 847882911991900996975610893552809527668526723503631507612131航空发动机第 49 卷用无量纲形式给出，仅作参考。4试验分析试验件头部零件材料采用 GH3044 合金，可在900 以下长期工作22，由壁温测量结果可知，原型燃烧室头部结构可靠性及耐久性不能满足燃烧室长期工作要求。改进型火焰筒头部壁温较原型火焰筒头部显著降低，冷却效果有了较大改进，试验完成后火焰筒表面状态良好，未见明显高温区，头部挡溅板不存在高温烧蚀痕迹，也无变形。主要是因为原型火焰筒头部冷却结构采用传统的孔板加挡溅板的形式，而优化后的火焰筒头部冷却气流通过导流孔板上沿周向均布的冷却小孔冲击导流护罩，增强了与导流护罩的对流换热，沿导流孔板与导流护罩形成的夹层通道生成狭缝气膜，对导流护罩下游起到了很好的保护，进而降低了燃烧室头部的高温，增强燃烧室头部的冷却。燃烧效率是评价燃烧室各项性能的重要指标之一，通过燃烧效率测量可知，2种火焰筒头部在同一试验工况下燃烧效率均大于0.99，一致性较好，说明试验结果真实可靠。改进型火焰筒在冷却效果有了较大提升的基础上，燃烧效率并未受到影响，燃烧效率相差0.38%的原因是由于2头部在几何结构进气量的分配上存在微小差异造成的。通过点火边界曲线对比得出，在压比 2%和 3%的状态下，2头部着火余气系数相近，在压比4%7%的状态下，改进型着火余气系数更大，点火边界更宽。2个方案采用相同的涡流器，流场形态相似，改进型火焰筒头部的点火性能略优于原型火焰筒头部，这是由于改进头部相比与原型头部，其进气量略有减少，火焰筒头部和燃烧区当量比升高，有利于燃烧室的点火。从结果可以表明，燃烧室头部冷却结构的改变对燃烧室的点火没有造成负面影响。通过熄火边界曲线对比可知，原型和改进型火焰筒头部熄火边界相当。表明燃烧室头部冷却结构的优化对燃烧室头部流场结构影响较小，燃烧室流量分配基本没变化，因而对燃烧室地面慢车贫油熄火边界影响较小，这对后期燃烧室头部冷却结构的优化设计具有一定的指导意义。5结论（1）2种火焰筒头部在同工况下壁温分布存在较大差异，改进型火焰筒头部壁温温度较原型的有较大降低，且温度分布更均匀。（2）2种火焰筒头部在同工况下燃烧效率均大于0.99，相差0.38%。（3）在同工况下改进型火焰筒头部着火余气系数略大，点火边界略宽，其性能优于原型的。（4）2种火焰筒头部在同工况下的贫油熄火边界相当。参考文献：1 Tony G.Gas turbine handbook princip LES and practicesM.Philadelphia：Taylor and Fran cis，2005：11-15.2 航空发动机设计手册总编委会.航空发动机设计手册：主燃烧室M.北京：航空工业出版社，2000：23-28.General Editorial Board of Aeroengine Design Manual.Aeroenginedesign handbook：main combustion chamberM.Beijing：China Aviation Industry Press，2000：23-28.（in Chinese）3 侯晓春，季鹤鸣.高性能航空燃气轮机燃烧技术M.北京：国防工业出版社，2002：17-19.HOU Xiaochun，JI Heming.High performance aviation gas turbinecombustion technologyM.Beijing：National Defense Industry Press，2002：17-19.（in Chinese）4 高超.一种新型燃烧室的设计与性能验证研究D.南京：南京航空航天大学，2013.GAO Chao.Research on a new type of combustor is design and performance verificationD.Nanjing：Nanjing University of Aeronauticsand Astronautics，2013.（in Chinese）5 何小民，张净玉，李建中.航空发动机燃烧室原理M.北京：北京航空航天大学出版社，2015：104-120.HE Xiaoming，ZHANG Jingyu，LI Jianzhong.Principles of aero-engine combustion chamberM.Beijing：Beijing University of Aeronautics and Astronautics Press，2015：104-120.（in Chinese）6 王璐.某型驻涡燃烧室冷却技术研究D.南京：南京航空航天大学，2011.WANG Lu.Research on cooling technology of a trapped vortex combustorD.Nanjing：Nanjing University of Aeronautics and Astronau图13地面慢车熄火边界对比曲线P/P*1086420a252015105（14.18，6.0%）（15.02，5.0%）（17.17，3.1%）（18.63，1.9%）（18.71，1.9%）（18.34，3.0%）（15.22，5.1%）原型改进（11.97，8.1%）（11.07，9.0%）（12.65，9.1%）（12.72，8.0%）（13.67，5.9%）132付静等：燃烧室火焰筒头部性能对比试验第 4 期tics，2011.（in Chinese）7 林宇震，许全宏，刘高恩.燃气轮机燃烧室M.北京.国防工业出版社，2008：133-140.LIN Yuzhen，XU Quanhong，LIU Gaoen.Gas turbine combustorM.Beijing：National Defense Industry Press，2008：133-140.（in Chinese）8 许全宏，林宇震，刘高恩.主燃烧室冲击/发散双层壁冷却方式壁温验证试验研究J.航空动力学报，2005，20（2）：197-201.XU Quanhong，LIN Yuzhen，LIU Gaoen.Rig test of impingement/effusion double wall cooling methods for the main combustorJ.Journal of Aerospace Power，2005，20（2）：197-201.（in Chinese）9 李彬，吉洪湖，江义军.冲击-发散冷却火焰筒浮动瓦片三维壁温计算分析J.航空动力学报，2007（3）：370-374.LI Bin，JI Honghu，JIANG Yijun.Numerical analysis of 3D temperature field of an impingement effusion cooled flame tube floating tileJ.Journal of Aerospace Power，2007（3）：370-374.（in Chinese）10 Gustafsson K M，Johansson T G.An 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