扇形段与全环燃烧室熄火性能换算研究

杨志民，赵明龙，林宇震，葛　新，刘金林（.中工业沈阳发动机设计研究所，沈阳005；.北京航空航天大学航空发动机气动热力重点实验室，北京00083）



扇形段与全环燃烧室熄火性能换算研究

杨志民1，赵明龙1，林宇震2，葛新1，刘金林1
（1.中工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015；2.北京航空航天大学航空发动机气动热力重点实验室，北京100083）

摘要：为研究不同类型燃烧室试验件熄火性能之间的关系，开展了扇形段和全环燃烧室的熄火性能试验。通过试验对比了二者熄火规律的相似性和差异性，并分析了造成差异的主要因素。以Lefebvre熄火模型为基础，结合雾化数据，拟合得到扇形段与全环燃烧室的贫油熄火经验关系式，并推算出二者熄火性能的定量换算公式。结果表明：扇形段与全环燃烧室的熄火边界变化规律类似，但在相同的工作状态条件下，全环燃烧室的贫油熄火油气比小于扇形段的相应值。

关键词：贫油熄火性能；全环燃烧室；扇形段燃烧室；旋流杯；索太尔平均直径；航空发动机

引用格式：杨志民，赵明龙，林宇震，等.扇形段与全环燃烧室熄火性能换算研究[J].航空发动机，2016,42（3）：74-77.YANG Zhimin,ZHAO Minglong,LIN Yuzhen,et al.Conversion investiagtion on blowout performance for multi-sector and full annular combustors[J].Aeroengine,2016,42(3):74-77.

0　引言

燃烧室是航空发动机的核心部件之一，试验研究目前仍是其技术研发的重要手段。国外通常采用划分技术成熟度阶段的方式来开展发动机燃烧室的技术研究工作[1]。燃烧室部件试验从低成熟度至高成熟度水平依次包括单头部、扇形段及全环形燃烧室试验。早在20世纪70年代，NASA试验研究证明了扇形段燃烧室的性能试验结果与全环燃烧室的结果存在必然的一致性[2]。扇形段燃烧室试验方法能够有效地降低经济成本，缩短研制周期，因而被各国家研究机构广泛采用。另一方面，对比研究表明，由于受到侧壁效应[3]等因素的影响，扇形段燃烧室的性能结果与全环燃烧室的结果存在着明显差异[4-6]。寻找扇形段与全环燃烧室性能之间的关联性和差异性，建立定量的换算关系，即可运用扇形件的试验结果推测估算全环燃烧室的燃烧性能，并为未来燃烧室的性能试验提供参考，具有重要的实际意义。

本文分别进行了某型燃烧室扇形段和全环试验件的熄火性能试验，得到了二者的熄火曲线变化规律，并定量研究了二者熄火性能的换算关系。

1　试验系统与方法

1.1燃烧室熄火试验

扇形段和全环燃烧室熄火试验均在沈阳发动机设计研究所主燃烧室综合试验台上进行，设备原理如图1所示。从图中可见，试验系统由进气、排气、冷却气、燃油、冷却水、测量、电气、控制等系统组成，详细的主燃烧室综合试验台配置见文献[7]。全环燃烧室试验件由外套、内套、火焰筒、带喷嘴的燃油总管和点火电嘴等组成。扇形段燃烧室为包含5个头部的90°扇形件，其侧壁采用高温合金封闭。

图1 主燃烧室综合性能试验系统

在试验过程中，调整进口压力、温度和空气流速至预定值，调节燃油流量至可靠的点火成功点。点火成功后，保持其他参数不变，逐步减少燃油流量获得该状态下的贫油熄火边界。随后改变空气流速，重复上述过程，获得熄火边界曲线。试验采用热电偶监控出口温降法进行熄火判断，降低燃料流量后30 s内，燃烧室出口与各头部对应位置的温升均低于20 K时，则认为熄火。在扇形段和全环燃烧室上均进行模拟高空熄火和慢车熄火试验，此外对全环试验件还进行了其他扩展状态的试验，具体状态参数见表1。

表1 试验状态参数

1.2喷嘴雾化性能试验

燃烧室供油喷嘴的雾化特性是影响燃烧室熄火性能的重要因素之一，需要在熄火特性研究中重点考虑。因此，本文还进行了喷嘴雾化性能试验。

燃烧室所采用的喷嘴为双旋流器空气雾化喷嘴（简称旋流杯），其具体结构见文献[8-9]。喷嘴雾化试验系统主要由1维相移多普勒激光粒度仪（PDPA）[10]、进/排气系统、供/回油系统和数控系统等组成，其系统原理如图2所示。试验所选用的燃料为RP-3航空煤油。试验中测量索太尔平均直径（SauterMean Diameter，SMD）作为衡量雾化性能的参数。

图2 喷嘴雾化性能试验系统原理

在试验中，运用PDPA设备测量喷嘴后燃烧室主燃孔所在截面上的雾化情况。在测量截面上，选择雾锥中心的2条十字交叉线逐点测量，测点间距为2～5 mm。统计各点的油雾颗粒分布，最终得到整个截面的DSM平均值。喷嘴雾化性能试验在常温常压下进行（P3=0.106 MPa，T3=286.15 K），保持空气流量不变（q'ma=0.0194 kg/s），通过改变燃油流量，进行多组试验以获得不同油气比下的DSM值。

2　结果分析与定量换算

2.1熄火试验结果对比

通过熄火性能试验分别获得扇形段和全环燃烧室在不同状态下的贫油熄火结果曲线，如图3所示。

对比图中贫油熄火结果可得：

（1）在相同温度和压力条件下，扇形段与全环燃烧室的贫油熄火油气比与进气速度之间具有相似的变化规律。在低压与较低进气速度的状态下，二者的熄火油气比均随着进气速度的增大而逐渐减小；在高压与较高进气速度的条件下，二者随进气速度的增大而略微增加。研究指出，进气速度增大能够改善燃油雾化和蒸发，对稳定燃烧室火焰有利。但与此同时，进气速度增大使得混气在回流区停留时间缩短，且会造成主燃区局部油气比减小，对于稳定火焰不利[11]。因此，进气速度对燃烧室贫油熄火的影响是多方面因素的综合结果；

（2）扇形段与全环燃烧室的贫油熄火油气比均随着压力的增大而减小；

（3）在相同的温度、压力和进气速度条件下，全环燃烧室的贫油熄火油气比小于扇形段燃烧室的相应值。造成这种差别的原因可能是扇形段燃烧室的侧壁使得燃烧室内气动热力、燃油分布与燃油喷射情况与全环燃烧室的有一定差异。

根据大量燃烧室贫油熄火试验数据，Lefebvre得到熄火经验关系式[12-13]

式中：第1项由燃烧室几何尺寸、油气混合状况和主燃区气量分配决定；第2项为燃烧室工作状态项；第3项与喷嘴燃料及其雾化性能相关。qLBO为熄火油气比；fpz为主燃区气流分配量；A为拟合参数；Vpz为主燃区体积；qma为燃烧室空气流量；λe为有效蒸发常数；Hu为燃油低热值。将关系式中拟合参数A、几何尺寸参数、燃油低热值及有效蒸发常数看作统一的待定常数，定义包含燃烧室工作状态和雾化性能的综合参数θ

分别对扇形段和全环燃烧室的试验结果进行拟合，得到2个燃烧室的熄火油气比与综合参数θ的关系。在此之前，需确定适用于本研究中喷嘴雾化特性的SMD计算模型。

2.2雾化试验结果及SM D模型

喷嘴雾化试验测量结果见表2。针对本文采用的双旋流空气雾化喷嘴，选用El-Shanawany和Lefebvre[14]提出的DSM计算经验公式

式中：第1项为W eber数项，表示作用在油滴表面的气动力和张力之比；第2项为Oh数项，反映液体表面张力和黏性力的作用。q'ma为喷嘴空气流量；qmf为喷嘴燃油流量；ρf=780 kg/m3，为燃油密度；ρa=P3/（R· T3），为空气密度；ua为空气流速；σf=0.026 N/m，为燃油表面张力；ηf=0.0008 N·s/m2，为黏性系数；Dh=0.014m，为文氏管空气出口管径；Dp=0.0216 m，为文氏管出口外径。

采用式（3）得到相应状态下的DSM计算值。对比实测与计算数据可得，式（3）计算DSM参数的误差范围基本在10%以内（见表2），具有较好的适用性。

表2 DSM实测数据与计算数据的对比

2.3贫油熄火模型的拟合

结合式（2）、（3），计算不同试验状态下的θ值，获得2种燃烧室贫油熄火油气比qLBO与θ之间的关系，如图4所示。从图中可见，扇形段与全环燃烧室数据具有类似的变化趋势，熄火油气比均随着综合参数θ的增大而增大。此外，在θ相等的条件下，全环燃烧室的熄火油气比小于扇形段燃烧室的相应值。

图4 扇形段与全环燃烧室贫油熄火边界曲线

对图4中数据进行拟合，以得出2种燃烧室熄火油气比与综合参数θ的关系方程。Lefebvre提出qLBO与θ之间存在着正比例关系[12，15]。分别运用正比例函数、线性函数、多项式函数、幂函数模型进行拟合，最终得到幂函数模型具有最好的拟合结果。该模型对扇形段和全环燃烧室结果的拟合相关系数R2分别为0.934与0.944。

根据幂函数拟合结果，扇形段与全环燃烧室的贫油熄火经验关系可以分别表示为

分别计算扇形段与全环燃烧室在不同试验状态下的熄火油气比，并将计算结果与实测数据进行对比（如图5所示）。从图中可见，精度为±20%，92.3%的扇形段燃烧室数据在该精度范围内，85.7%的全环燃烧室数据在该精度范围内。

图5 实测与计算贫油熄火油气比的对比

2.4熄火性能换算

根据式（4）、（5），可以得到二者之间的定量换算关系

该式适用于扇形段与全环燃烧室在慢车状态和高空状态下的贫油熄火极限换算。

3　结论

通过扇形段和全环燃烧室的熄火性能试验，对比研究了二者熄火性能的相关性和差异性，并进一步得到了二者之间熄火性能的定量换算关系。得到以下主要结论：

（1）扇形段与全环燃烧室的熄火边界曲线具有相似的变化规律。在相同的工作状态下，全环燃烧室的贫油熄火油气比小于扇形段燃烧室的相应值。造成这种差别的原因可能是扇形段燃烧室的侧壁使得燃烧室内气动热力、燃油分布与燃油喷射情况与全环燃烧室的有一定差异；

（2）全环和扇形段燃烧室之间贫油熄火油气比的换算关系可近似表示为。

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（编辑：张宝玲）

Conversion Investigation on Blowout Performance for Multi-Sector and Full Annular Combustors

YANG Zhi-min1,ZHAO M ing-long1,LIN Yu-zhen2,GE Xin1,LIU Jin-lin1
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute Shenyang110015,China;2.National Key Laboratory on Aero-Engines, Beihang University,Beijing100083,China）

Abstract:An experimental research was conducted to study the relationship between blowout performances of multi-sector and full annular combustors,comparing similarities and differences between lean blowout performances of the two combustors and the major factors leading to the differences were analyzed.Based on the atomization data and the Lefebvre's blowout model,empirical lean blowout limit correlation of both combustors were summarized.The conversion formulas of blowout performances for multi-sector and fullannular combustors were derived. The results show that the multi-sector and full annular combustors share similar lean blowout limit changing pattern while the lean blowout data of full annular combustor is lower than that of the multi-sector combustor in the same condition.

Key words:lean blowout performance;full annular combustor;multi-sector combustor;swirl cup;Sauter Mean Diameter;aeroengine

中图分类号：V231.2

文献标识码：A

doi：10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.03.014

收稿日期：2015-12-16基金项目：航空动力基础研究项目资助

作者简介：杨志民（1968），男，博士，自然科学研究员，主要从事航空发动机燃烧室试验工作；E-mail：zm-yang@sohu.com。