整机条件下主燃烧室参数测量研究

门玉宾，柴 昕，张羽鹏，尹 东

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）

0 引言

主燃烧室是航空发动机核心机的主要组成部分之一，其在整机上的表现，直接决定着发动机的性能和试车安全。所以主燃烧室部件不仅需要在部件试验时进行相关参数的测量，也需要在整机条件下对其主要参数进行测试，以便检验主燃烧室部件性能，并对其进行修改和完善。

通常航空发动机整机试车时只测量主燃烧室进口参数，其余部位参数在部件试验中测量。在整机试验过程中由于压气机出口气流的扰动，增加了在整机上准确测量的难度，而在零部件试验中得到的数据又不能完全代表其在整机上的表现[1]。因此需要在整机条件下对主燃烧室参数进行全面、准确地测量。一些先进的测试技术，如：先进激光测试技术包括激光粒子图像技术（PIV）[2-3]、激光多普勒测速技术（LDV）[4-6]、激光相位多普勒技术（PDPA）[7-9]和以激光为基础的光谱测量技术等，可以测量发动机燃烧室内的速度场、组分质量分数等，其高精度、易捕捉性是其他测量技术无法比拟的[10]，但由于受试验条件的限制暂时还无法应用到整机试验中。在现有水平下，大部分试验依旧采用比较传统的压力和温度测量方法，在压力测量方面仍采用探头布点的方式；示温漆测量是1种较为准确、快速、可靠而且非常实用的测量技术，被普遍应用于燃烧室部件温度测量[11]；热电偶测量技术精度高、应用广泛，可以测量燃烧室火焰筒壁温和机匣内外壁温等多个参数[12-13]，可以得到所测位置的稳态和瞬态数值。

本文运用现阶段测量技术，提出了1种适合整机条件下主燃烧室参数测量的方法，并结合试验结果对数据进行了详细分析。

1 测量参数

航空发动机主燃烧室部件性能主要包括总压恢复系数[14]、燃烧效率、燃烧室出口温度分布系数（FOTDF）[14]和径向温度分布系数（FRTDF）等参数。在整机测试中可以通过测量而计算出总压恢复系数、FOTDF，还可以直接测量与主燃烧室寿命相关的内、外机匣壁温和涡轮部件相关的2股腔道温度、压力等参数。

2 测点分布

在整机试验中，需要测量主燃烧室部件的参数包括进口总温T3、总压P3，出口总温T4、总压P4，以及2股腔道温度、压力等。具体的测量截面如图1[15]所示。

图1 燃烧室分布测试点位置

2.1 燃烧室前段

采用热电偶和压力探针技术测量T3、P3，为保证测量精度通常在周围分布2～3个测点。具体测量位置为图1中的1，即在整流叶片和扩压器交界处。

考虑整流叶片尾迹对探头的影响和测量误差，本文提出当Ma=0.2~0.3时，实际测量值与燃烧室进口参数之比为0.97~0.98，此外还要考虑压气机出口不均度的影响，需要对进口参数进行修正（根据经验该系数取值为0.99），最终得到燃烧室进口参数为

式中：P3c为进口参数测量值。

2.2 燃烧室中段

采用压力探针技术测量3股腔道的压力。在周围分布2～3处，其中每处均分布了3股腔道的测点，每股腔道角向位置一致，具体测量位置为图1中的2～4，分别为中、内、外环腔。根据测得的中、内、外环腔压力，并考虑3股腔流量的比例分配进行加权平均，得到扩压器出口压力为

式中：η 为流量百分比。

2.3 燃烧室后段

主要测量火焰筒的P4、T4，具体测量位置为图1中的8。

考虑整机试车条件，压力和温度测点无法在燃烧室部件上固定，因此将引线穿入高压涡轮导向叶片，使其正对燃烧室火焰筒出口腔道；考虑出口温度测点数无法与部件试验数相比，因此在局部位置根据部件试验的情况，对温度较高的出口温度区域加密布置引线测点，测量燃烧室出口的温度分布。根据对上述所测参数数据分析基本可以评估燃烧室出口温度场；在压力损失方面，以P3、P4测点角向位置对应的点为主要计算依据，并结合其他压力测试点数值分析计算，减少了周向不均匀而造成的误差。测点分布如图2所示。

最后在燃烧室机匣上，通过喷涂示温漆和安装热电偶的方法也可以得到机匣温度分布数据，位置为图1中的5。

图2 P4和T4测试点分布

3 试车数据结果与分析

通过整台发动机试车，得到了主燃烧室部件在不同状态下的压力和温度数据，绘制成曲线分别如图3、4所示。

图3 压力损失与发动机转速变化曲线（α 为无量纲常数）

图4 FOTDF与发动机转速变化曲线（β 为无量纲常数）

从图3中可见，总压损失随着发动机转速的提高而逐渐增加，其中扩压器损失随着发动机转速的提高所占的损失比例减小，火焰筒损失所占的比例逐渐增大。这是由于发动机转速越高，火焰筒内燃烧室热负荷越大，随之产生的热阻损失就越大，进而导致扩压器损失所占的比例减小。

从图4中可见，随着发动机转速的提高，燃烧室出口温度场分布系数（FOTDF）比例逐渐减小，说明出口温度随着发动机转速的提高而趋于均匀。

此外，在部件试验中测得的FOTDF和整机测试结果相当，并没有由于在地面进行整机试验而变大。结果表明：在燃烧室结构一致，进出口参数相当时，类似结构的燃烧室可以用部件试验中获得的FOTDF来代替地面整机参数。

主燃烧室内、外环腔中的压力随发动机转速的变化曲线如图5所示。从图中可见，内、外环腔的压力恢复都随着发动机转速的提高而增大，分析认为这是由于扩压器后2股腔道内的损失只有沿程损失，而其随温度和压力的变化相对较小所致。

图5 内、外环腔压力与发动机转速变化曲线（γ 为无量纲常数）

主燃烧室内、外环腔的温度随发动机转速的变化曲线如图6所示。从图中可见，内、外环腔的温度比例系数都随发动机转速的提高而增大，这是因为随着发动机转速的提高，火焰筒内的温度升高，其对外的辐射也增大，造成内、外环腔的温度略高于进口温度所致。

图6 内、外环腔温度与发动机转速变化曲线（μ 为无量纲常数）

从图5、6中比较可见，外环腔的压力恢复系数和温度比例系数均高于内环腔的，即外环腔的压力和温度均高于内环腔的，经分析得出这与实际发动机燃烧室的结构形式有关。该发动机主燃烧室为环形燃烧室，外环腔道比较流畅，腔道面大；而内环腔道由于结构转接和引气方面的需要其结构形式相对复杂，腔道面积小，从而增加了流动损失，影响了气体对流换热和受到火焰筒壁辐射的效果，导致内环腔的压力和温度都比外环腔的低。

燃烧室外机匣通过示温漆判读的局部如图7所示，在不同转速下燃烧室外机匣壁温沿程变化曲线如图8所示。在较高转速时，热电偶和示温漆测量结果基本一致，说明试验中测量的数据基本可靠，没有发生发动机漏气等现象，对测量精度没有造成不良影响。

图7 燃烧室示温漆局部

图8 燃烧室温度沿程变化曲线（λ 为无量纲常数）

从图8中可见，在3种状态下燃烧室外机匣壁温变化规律基本一致，都是在机匣的中前段存在1个最高点，分析认为此处为火焰筒对机匣辐射最大的位置，由于整个机匣受到的对流换热影响相当，而机匣前后部分受到的辐射强度不一致，影响了机匣温度梯度规律。

4 结论

（1）本文通过研究适用于整机的燃烧室测量，得到了1种比较完整并能够在整台发动机上对主燃烧室进行测量的方法，可操作性很强。通过整机试车数据分析验证，测量结果能够基本准确地反映主燃烧室的状态。

（2）通过试车试验，得到了此结构形式的主燃烧室主要参数包括压力损失和FOTDF的曲线。该总压力损失随着整机转速的提高而增大，而扩压器的压力损失所占比例随着整机转速的提高而减小，而火焰筒损失所占比例则相应增大。

（3）测得了此结构形式的主燃烧室内、外环腔温度和压力数据。内、外环腔的温度、压力都随着整机转速的提高而增大，而且内、外环腔道的温度均略大于主燃烧室进口温度。

（4）通过测得此结构形式的主燃烧室机匣壁温，得到了不同转速下机匣的温度梯度规律，表明在机匣的中前段存在1个最高温度点。

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