航发燃烧室研制之关键 进出口动量差压力差

　　航空发动机的推力是由于发动机进口和出口的动量差和压力差产生的。航空发动机原理看似简单，但背后却存在着十分复杂的研制过程，尤其是作为核心部件的燃烧室及燃烧技术研究。航空发动机的燃烧室位于压气机和涡轮之间，发动机工作时，在燃烧室供入燃料，与高压空气混合，形成可燃混合气，进行充分的燃烧，以提高气流温度，并在涡轮和喷管中膨胀做功。本报专访了西北工业大学动力与能源学院教授索建秦，邀请他介绍燃烧室研制过程和燃烧技术发展趋势，以便让读者对航空发动机研制有充分的了解。

　　背景资料：人们常把发动机比喻为飞机的“心脏”，而燃烧室可以说是“心脏”的“心脏”。燃烧室的作用是将化学能（燃油加空气）转化为燃烧产物和剩余的未燃空气的热能（温度升高）。燃烧室接受压气机流出的高压空气，通过燃油燃烧产生热能，为涡轮提供均匀混合的热气。这样涡轮才能输出驱动压气机工作所需的功率，这就决定了燃烧室是发动机的“心脏”，也就是“心脏”的“心脏”。

　　新一代先进航空发动机燃烧技术不断发展突破，先进航空发动机燃烧室与传统燃烧室相比，设计和研发差异主要体现在哪些方面？

　　索建秦：新一代先进燃烧室以高油气比军用燃烧室和低污染燃烧室为代表。在先进燃烧室出现之前，出现过两代燃烧室，现在的先进燃烧室可以称作第三代。第一代燃烧室大致上出现于20世纪40年代末到70年代之间，其压比大约为10，采用的是空气动力学扩压器、双油路离心压力雾化喷嘴或双油路喷嘴，其燃烧区为富油燃烧区，冷却为波纹板冷却带，火焰筒上有主燃孔，主燃孔进来的空气与头部进来的空气共同形成一个大的回流区，有掺混孔，主要形式是环管燃烧室。其典型的代表有国内的WP6发动机燃烧室和美国的J79发动机燃烧室。第二代燃烧室出现于20世纪70年代至20世纪末，其典型的压比约为20，采用短突扩压器和成膜式空气雾化喷嘴，主燃区设计为接近化学恰当比，冷却设计为机械加工的冷却环带。这个年代的燃烧室为短环型燃烧室，燃烧主要是扩散燃烧，典型代表有RB211燃烧室和CFM56燃烧室。当今先进燃烧室为第三代燃烧室，其发展始于21世纪开始，其压比大于30。第三代燃烧室又分为低污染燃烧室（前两代没有）和高油气比燃烧室，在高油气比燃烧室前有常规燃烧室向高油气比过度的燃烧室，如F119燃烧室（油气比为0.038）。需要说明的是现在的燃烧室中还有不是低污染的燃烧室，也有不高油气比的燃烧室。第三代燃烧室的头部进气占了整个燃烧空气很大的百分数，燃烧空气全部由头部进来；没有主燃孔，可以有掺混孔，也可以没有掺混孔。由于燃烧空气全部由头部进气，所以燃烧区的空气动力学完全由头部进气所决定。与前两代燃烧室只有一个燃烧区不同，第三代燃烧室有副油燃烧区和主油燃烧区两个燃烧区。第三代燃烧室可以有预混、预蒸发、预混合、直接混合的燃烧设计，也可以是其中几个的组合设计。第三代燃烧室仍然有中心回流区，由副模空气形成，其大小比前两代要小。第三代燃烧室冷却采用发散小孔冷却，多层孔板和瓦块式已被淘汰。第三代燃烧室中，成膜式空气雾化喷嘴已经不占主导，取而代之的是副油路喷嘴是采用单油路的离心压力雾化喷嘴，主油路喷嘴采用横向气流直射喷嘴。第三代燃烧室扩压器仍然与第二代燃烧室相同，这方面还没有出现重大变化。

　　先进燃烧室的设计研发是从以前的常规燃烧室演变过来，主要的变化由一个因素引起，即无论是低污染燃烧室还是高油气比燃烧室都需要大大地增大燃烧空气百分数，尽管两者的目的和意义并不一样。对于低污染燃烧室来说增大燃烧空气百分数是降低大工况下燃烧区的温度来降低NOx，而对于高油气比燃烧室来说增大燃烧空气百分数是不希望在100%工况下出现富燃和冒烟的状况。这一因素带来的燃烧室设计上的一系列变化，也带来试验研发上的变化。

　　先进燃烧室在设计方面的变化导致其在试验研发上也有很大不同。由于先进燃烧室的燃烧空气全部由头部进入，没有主燃孔，燃烧区的空气动力学完全由头部的空气模确定。这样在试验和研发时，单管燃烧室试验的重要性就大大提高了，燃烧室的基本性能问题都可以在单管燃烧室上研究并得以解决。这样就涉及初步设计的定义和初步设计研发的内容有所改变，在初步设计阶段，在单管燃烧室上基本的燃烧问题都得以解决，然后才进入详细设计阶段和全环燃烧室设计阶段。这是燃烧室试验研发上一个非常大的变化，就是说单管燃烧室重要性大大增加。总之先进燃烧室的设计与研发完全进入了一个新的阶段，设计研发者和管理者需要有一个新的理念、思路和规划。

　　先进航空发动机燃烧技术中，低污染燃烧技术的关键和难点在哪？目前的发展应用情况如何？

　　索建秦：第一，对军用高油气比燃烧室而言， EJ200和F119这两种军用燃烧室的油气比0.038，而F135（用于F-35战斗机）的燃烧室油气比0.046。F135已经服役，其油气比水平是目前最高的。美国在研发F135发动机燃烧室时遇到诸多的困难，在一开始设计时，仍然沿用传统的燃烧室设计思路，采用的是成膜式空气雾化喷嘴，没有增大头部进气量，仍然有主燃孔。导致其研发周期过长，耗费巨大，后来采用新的非常规燃烧室设计方法后才基本解决了问题。俄罗斯的T-50战斗机发动机燃烧室现在也未解决燃烧室的问题，不久前的报道中说还在对燃油喷嘴进行调试。高油气比燃烧室的困难不仅限于燃烧室，对涡轮来说也是难题，因为涡轮需要发展更好的冷却技术。

　　第二，对民航发动机低污染燃烧室而言，目前其油气比范围在0.03到0.033，压比约为30，可以采用贫油预蒸发预混合（LPP）燃烧室技术，其NOx排放较CAEP 6 可以减少约60%，目前只有GE公司的TAPS燃烧室实现了这一目标。低污染燃烧室在油气比超过0.036以后，相应的压比也会更高（NASA的2020年N+2计划中压比为50，GE9X发动机压比超过60）。压比超过50，自燃问题就会变得严重，这是因为进气温度和进气压力提高会导致自燃延迟时间缩短，在设计很好的情况下允许预混的时间很短。所以更高压比和更高进气温度下，油气比的进一步提高，贫油预蒸发预混合方案（LPP）对低污染燃烧而言困难加大了。这种情况下贫油直混燃烧有很多优点，目前直混燃烧还在发展阶段。

　　第三，对航空衍生的工业燃气轮机低污染燃烧室，目前采用天然气燃料的技术比较成熟，已有许多实际的应用实例。采用液体燃料（DF2）的技术正在发展。对工业燃气轮机低污染燃烧室，还需要突破双燃料（气体和液体燃料）低污染燃烧技术。这是因为天然气供应一方面需要定期维护，另一方面供应量不能满足，这样就需要同时有液体燃料，保证工业燃气轮机的正常运转。双燃料室的难度更大，需要在一个空气模里同时供应两种燃料，而且在一个范围内工作。

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