国外航空发动机燃烧室试验器综述

孟刚，赵聪聪，孙用军，董干，孙鑫，张瑜

（上海中航商用航空发动机制造有限责任公司试验测试中心，上海201108）

国外航空发动机燃烧室试验器综述

孟刚，赵聪聪，孙用军，董干，孙鑫，张瑜

（上海中航商用航空发动机制造有限责任公司试验测试中心，上海201108）

为适应不同用途先进航空发动机燃烧室的研制，美、英、法、德、俄等国建设了大量的燃烧室试验器。概述了国外航空发动机研发机构主要的燃烧室试验器类型，详细介绍了各类试验器的总体参数、系统组成、结构布局、加温方式、测试系统和特种测量等，分析了国内燃烧室试验器的现状及其与国外的差距，并提出相关建议。对我国新一代高性能航空发动机燃烧室试验器的规划和建设，具有一定的参考和借鉴意义。

航空发动机；燃烧室试验器；性能测试；设备建设；美国；英国；俄罗斯

1　引言

燃烧室试验器是航空发动机研制不可或缺的重要设备，历来受到世界各先进航空发动机研制国的高度重视，并不惜投入巨资发展。近几十年，燃烧室试验器的发展取得了长足进步，主要体现在：①试验设备的能力进一步提高。空气压力和流量增加，空气预热和制冷能力及承受高温和高压的能力增强［1］。②测试手段更先进，参数测量精细化程度越来越高。燃烧室流态测量由粗放的水流模拟定性观察逐步改进为速度、压力等的空间分布光学定量测量，无干扰式测量代替干扰式测量，固定式定点测量发展为旋转扫描式测量，全环燃烧室出口温度场测点密度逐渐提高等。③数据采集与处理水平不断提高。系统操作和控制的自动化程度更高；传感器体积更小，在试验件上可布置的数量更多；采集精度和速度进一步提高，每次试验获得的信息数据量更多。

进入21世纪后，随着航空发动机技术的不断进步，对燃烧室的性能要求越来越高。原有的降压降温模拟试验已不能满足新一代发动机燃烧室研制需要，现代燃烧室试验都朝着全温全压的方向发展，这就对燃烧室性能试验测试方法及试验器相关指标提出了更高的要求。为此，美、英、俄等航空强国，都建设了多套试验能力很强的燃烧室试验设备，且还在不断筹建参数水平更高的燃烧室试验器［2-4］。

本文结合近几年航空发动机燃烧室试验器发展的最新讯息，对美、英、法、德、俄等航空强国的燃烧室试验器进行了全面和细致的介绍，以期为我国航空发动机燃烧室研制提供思路和帮助。

2　国外燃烧室试验器

2.1美国

美国拥有航空发动机燃烧室试验器的主要机构，有NASA格林研究中心、GE航空发动机公司（GEAE）、普惠公司和罗·罗艾利逊发动机公司。

2.1.1NASA格林研究中心

NASA格林研究中心拥有世界领先水平的多台燃烧室试验器，能完成包括单头部、扇形、全环三种形式的各种燃烧室性能试验，承担过UEET、LEAP、JSF、RBCC等项目的试验研究任务。

2.1.1.1喷气式发动机全尺寸燃烧室试验器［5］

该试验器（图1）建于上世纪60年代末，主要用于考察喷气式发动机全尺寸燃烧室高空点火、加速、耐久性和冒烟等方面问题。试验器最高进气压力0.8 MPa，最高进气温度922 K，最大进气流量129 kg/s；可模拟先进超声速飞行器燃烧室除起飞状态外的各种飞行状态，模拟的最高飞行马赫数为3，最高飞行高度为18 240 m；可承受的燃烧室最高平均出口温度、热点温度分别为1 589 K和1 755 K，后经设备改造这两项指标均又提高了555 K。

图1　喷气式发动机全尺寸燃烧室试验器总体布局Fig.1 Tester layout for full-scale combustor of turbojet engine

试验器进气预热采用无污染间接加温方式。基地的公用加温系统可将气源站来气加温至589 K，然后由试验器辅助加温系统进一步加温至922 K。辅助加温系统使用2台管壳式换热器，分别由2台以天然气为燃料的带加力燃烧室的喷气发动机提供热源，其标准升温速率为44 K/min。换热器管程走高温燃气，进口温度达1 089 K；壳程走试验空气，进口温度589 K，出口温度最高922 K。

试验件进气温度采用两种方式调节：一种为通过辅助加温系统调温，即通过调节发动机供油量控制出口燃气温度来调节空气温度；另一种为掺混调温，即将流经辅助加温系统的主气和不经过辅助加温系统的较冷空气进行掺混，并调节各自流量来达到调温的目的。前者调温速率较慢，适合大幅度调温时使用；后者调温速率较快，适合小范围调试时使用。

燃烧室在试验器上除可模拟进口状态外，还可模拟在发动机上的进出口环境。为模拟发动机压气机出口气流速度分布，在燃烧室环形进口通道的上下两侧装有筛网。通过筛网的目数和径向尺寸两个参数很好地匹配，就能形成预期的压气机出口径向流动分布。筛网可固定在燃烧室机匣壁面上，或夹在燃烧室进口法兰之间。在燃烧室出口旋转测温耙之后和喷淋降温之前的中间位置，装有环形节流喷管，用于模拟涡轮第一级导叶的节流效应。

燃烧室出口总压和总温由安装在旋转鼓筒上的3支水冷探针测量。旋转鼓筒也带有水冷套，在步进电机驱动下可正反向旋转120°。出口探针位置最典型的是布置在发动机涡轮一级导叶截面上，每支探针装5个总压测点和5个总温测点，测点位置按径向等面积原则确定。移位探针系统用于及时测量燃烧室出口燃气温度分布，共有3支均布的测量耙，每支可在120°范围内旋转，每次旋转3°，约7 min就可完成360°周向扫描。该装置可测量的最高燃气平均温度为1 500 K，热点温度为1 800 K。

试验件排气管道采用循环冷却水套+直接喷水相结合的方式降温。燃气降温后流经排气阀经消声处理后排向大气。排气阀为调节阀，可调节试验件入口压力。

试验器测试系统通道配置很丰富。采用一个64通道的应变测试系统测量差压、非气动压力和燃烧室出口探针的角向和线性位置，其中48个通道用于数据采集，16个通道用于监视设备运行状况。气动压力测量系统共有290个压力测试通道，测量范围0.002～1.300 MPa，测试精度达±0.1%FS。6通道高频压力测试系统用于测量动态压力，频率范围从稳态到5 kHz。温度测试系统采用3种不同类型热电偶以适应不同测温范围（常温～1 921 K）。高温（1 921 K）测量有48点，精度为读数的±0.3%；中温（355～1 478 K）测量有304点，精度为读数的±0.4%。此外还有12个液体流量测试通道，48个振动测试通道和40个温度分布监视通道。通道共计812个。

为适应不同发动机燃烧室，试验器可提供3种温度可调的燃料：天然气（最高温度922 K）、丙烷（最高温度394 K）和ASTM-A1型燃油（最高温度672 K）。

2.1.1.2先进亚声速燃烧室试验器（ASCR）

ASCR试验器是一个高温高压燃烧室试验器，主要用于研究高压条件对燃烧室排放、耐久性和可操作性等方面的定量影响，能模拟最大发动机压比60、最高进气压力6 MPa、最高排气温度2 144 K、最大进气流量23 kg/s的燃烧室性能试验［6］。开展过多种类型的燃烧室试验，如常规富油燃烧室、多点贫油喷射（LDI）燃烧室和富油-RQL燃烧室等。

图2示出了ASCR试验器总体布局。其空气流路大致为：流量23 kg/s、压力3.1 MPa的空气从中央气源系统分两路进入试验器，一路经高压压气机增压到8.6 MPa用于高压试验，另一路经压气机旁路（不增压）用于进气压力小于3.1 MPa的试验。空气进入试验器后，由ASME标准孔板计量流量，再由管壳式换热器加热到要求的试验件进口温度，之后供入燃烧室试验件。试验件安装在试验舱内。试验舱内径约0.8 m，长度约4 m，不锈钢材质［7］，内表面带有陶瓷隔热涂层，可耐6 MPa的高压和975 K的高温。试验件出口高温燃气先、后经一级喷水和二级喷水冷却降温后排入大气排气塔。

图2　ASCR试验器总体布局Fig.2 Layout of ASCR tester

除试验器主体部分外，还配有一系列供气、供油、供水设施。供气设施可分别为试验器提供主流和次流两路压缩空气。主流为试验件供气，进口压力0.3～6.2 MPa，流量1.4～23 kg/s，温度505～950 K；次流为试验件局部提供冷却用气，最高压力8.6 MPa，流量为主流的5%，温度450～505 K。测试试验时，空气流量均采用孔板流量计测量，其测量不确定度为2%。供油设施共有10条独立的供油管路，可为试验件提供最高供油压力14 MPa、最大供油流量3 570 kg/h的Jet-A型燃油。燃油流量采用涡轮流量计测量，测量不确定度为1%。供水设施共有10条供水管路，可提供两种压力的冷却水：高压喷淋水用于冷却测试试验件出口污染排放的探针和排气喷水降温，其压力约9.9 MPa，共6条管路，总流量约900 L/min；低压循环水用于冷却试验件本身，其压力约1.7 MPa，共2条管路，总流量约380 L/min。

ASCR试验器的测试系统配置十分先进且全面，除配置常规的温度、压力、流量测量仪器外，还配有燃气分析系统和多种光学测试仪器。试验件温度采用10支B型热电偶和52只K型热电偶测量，基本满足各温度段的测试要求。试验件压力测试参数为：总静压测点52个，动态压力2个，差压4个。其中动态压力传感器最大量程690 kPa，分辨率高达0.014 kPa。

ASCR试验器的燃气分析系统功能全面，可测量CO、CO2、NOx、THC、O2和冒烟几种成分的含量。其试验段共设有20根导管连接燃气采样探针，探针的设计和制造由用户决定。燃气采样导管在试验腔里采用蒸汽加热，在试验腔外采用电加热，使燃气采样保持在450 K，以满足SAE燃气排放测量标准。采样燃气的压力通过两组调节阀保持在200 kPa。

试验器配置了PLIF、PMS等4种光学测量仪，通过在试验腔周向均布和在试验件相应位置开设的石英观察窗测得试验所需参数。具体为：采用PLIF测试燃油、OH、CH，采用PMS测试油滴，采用化学发光法测试C2，采用拉曼光谱测试火焰温度。

2.1.1.3CE-5B、CE-9B试验器

NASA发动机科研大楼（ERB）［8］现有60多台发动机部件试验器，其中用于燃烧室试验的有CE-5B和CE-9B，每台试验器都拥有单头部和扇形两个试验台位。这两台试验器可实现的最大参数为：进气压力3.2 MPa，进气流量13.6 kg/s，进气温度1 005 K。

2.1.1.4ECRL-1B试验器

ECRL-1B试验器主要用于真实环境下测试和评定发动机加力燃烧室性能。其进气压力有0.3、0.9、1.0 MPa三档，最大进气流量45.4 kg/s，并可通过无污染加热器升温到603 K。试验器不仅支持典型的JP-4、JP-5和Jet-A燃油，也支持其他类型燃料。

试验段长约1.2～1.5 m，进气流被分成内涵和外涵两股，内外涵流量之比通常为1.2，但也可通过更换孔板调节。内涵气流可被J-58燃烧室进一步加热到1 366 K。试验器可常压排气也可负压排气，负压排气时最大真空度能达到14 kPa（相当于模拟15 240 m的高空）。

表1列出了NASA格林研究中心ASCR、ERB和ERCL燃烧室试验器的具体参数。

2.1.2GEAE

GEAE的燃烧室试验器数量较多，其中两台为其典型设备。一台全环燃烧室试验器［9］，最高进气压力约2.4 MPa，最大进气流量约49 kg/s，最高进气温度约773 K，最高出口温度约1 703 K，可用于H型燃气轮机全状态燃烧室试验。另一台高压扇形燃烧室试验器，其最高进气压力3.8 MPa，最大进气流量23 kg/s，最高进气温度866 K。为适应型号研制需求，几年前GEAE对此试验器进行了升级改造，不仅提升了进气参数和供水供油能力，还增加了高空负压引射系统。升级后的进气参数更新为：最高压力4.1 MPa，最大流量54 kg/s，最高温度977 K，最低排气负压20 kPa。

为适应高性能航空发动机燃烧室研制，GE公司于2014年投入1亿美元在俄亥俄州伊文代尔建设了一个占地面积1 800 m2的燃烧室试验台［10］。该试验台于2015年完工，设有一个高约61 m的不锈钢排气管和3个平行的环形和扇形试验的试验台。该试验台是首个试验条件能超出目前在研的最先进大型客机发动机GE9X循环工况的试验台。

试验器气源站采用3台空压机并联，出口压力高达8.3 MPa，出口温度589 K，总流量约80 kg/s。空气预热系统采用天然气+电的两级串联无污染加温方式，即一级加温器采用天然气炉，二级加温器采用德国西门子公司的欧司朗电加温器［11］。一级加温器出口温度约923 K，二级加温器出口温度约1 113 K。

二级加温器分为两组，第一组8台并联，用于流量较大燃烧室试验台加温；第二组3台并联，为同一厂房内另一流量较小燃烧室试验台加温（两个试验台不同时工作）。试验器进气总管呈水平状分布在顶部，依靠固定在天花板上的吊架活动式固定。排气总管呈水平状分布在底部，依靠地面支架固定式支撑。每台加温器采用立式安装，交错排列，热膨胀采用弯管解决，无膨胀节。排气总管在下游扩径减速，进入整流器后流入试验件。试验时，8台（或3台）加温器同时工作，所以每台加温器进出口均无需安装阀门。电加热器布局与图3所示的结构近似。

图3　试验器电加温器布局示近似图Fig.3 The similarity layout of tester electrical-warmer

电加温器出口主管道耐压需达8 MPa以上，耐温1 113 K，因此其结构设计和选材十分关键。据悉，该段管道采用单层管壁结构，无隔热内衬和循环水冷套，外部包覆较厚的保温材料。管道材质是高温合金Inconel617，可耐1 373 K以内高温。管道公称通径约250 mm，壁厚25～30 mm，流量约50 m/s。

2.1.3普惠公司

普惠公司至少拥有8台燃烧室试验器，其中典型的有以下4台。

表1　NASA燃烧室试验器性能参数Table 1 Performance parameters of NASA combustor testers

（1）高压全环燃烧室试验器（X-960，图4）。主要用于全环燃烧室气动热力试验和排放试验，其技术参数为：最高进气压力4.5 MPa，最大进气流量45 kg/s，进气温度358～921 K，最高燃气温度2 088 K，最高供油压力10 MPa，最大燃油流量7 900 kg/h。试验段设有高压试验舱，舱内径约1.9 m。试验段进气采用燃烧加热和间接换热方式加温。试验器具备全套的压力、温度和燃气取样探头及测量仪器，能录取各种性能数据和排放数据。

图4　X-960试验器布局示意图Fig.4 Arrangement of X-960 tester

（2）高压扇形燃烧室试验器（X-903）。主要用于单头部和扇形燃烧室试验，其技术参数为：最高进气压力4.3 MPa，最大进气流量11 kg/s，最高进气温度921 K，最高供油压力10 MPa，最大燃油流量2 160 kg/h。试验器有3套测试系统，用于测量和录取压力、温度、流量、燃烧性能和污染排放等数据。

（3）高空点火试验器（X-306）。主要用于模拟燃烧室从海平面到高空状态的点火试验，其技术参数为：最大冷却能力226 K（空气流量4 kg/s），最大抽气量3 657 m3/min（5台真空泵），最低排气压力7 kPa。

（4）全尺寸环形燃烧室流动试验器。主要用于扩压器/燃烧室的流道和气动特性模拟试验，其技术参数为：空气压力28 kPa，空气流量4.5 kg/s，进口温度294～333 K。试验器有测量流量和压力的仪器。

2.2英国

英国从事航空发动机研制主要为罗·罗公司。罗·罗公司在英国达比、哈特菲尔德、布列斯托尔和考文垂4个地区以及美国均有燃烧室试验器。

2.2.1达比

达比现有燃烧室试验器大体可分为三类：

（1）小流量试验器。包括一台小型环形燃烧室试验器和两台环管燃烧室试验器。由三台压气机供气，每台可供气3.2 kg/s，压力6.5 MPa。三台压气机可先并联再经一台活塞式压气机增压至34 MPa。此外，该三台试验器还可利用附近高空试验台的气流，其压力可达12 MPa，预热温度773 K。

（2）全压全流量环形燃烧室试验器。可进行全尺寸、全压、全流量燃烧室试验。进气参数为：压力2.5 MPa，流量113 kg/s，进口温度900 K。进气采用2台煤油炉间接加温。

（3）全温环形燃烧室试验器。可进行全尺寸、全压、全温燃烧室试验，但罗·罗公司主要利用其进行燃烧室火焰观察，因此其进气压力基本为大气压状态，由低压鼓风机送气。

2.2.2哈特菲尔德

哈特菲尔德现有一台环形燃烧室试验器，可开展两种低压进气状态下的燃烧室试验，进气压力0.49 MPa时进气流量61 kg/s，进气压力0.9 MPa时进气流量14 kg/s。

2.2.3布列斯托尔

布列斯托尔有三台燃烧室试验器。

（1）全环、全尺寸、全温环形燃烧室试验器。进气压力为常压～4 MPa，进气温度按需由煤油炉间接加温控制。进气压力0.5 MPa时进气流量60 kg/s。

（2）单管燃烧试验台。进气压力2.2 MPa，进气流量8 kg/s。

（3）全尺寸、全压、全温扇形燃烧室试验器。有两种进气方式，进气压力2.0 MPa时进气流量18 kg/s，进气压力2.2 MPa时进气流量8 kg/s。进气由间接加温器加温，最高温度923 K。

2.2.4考文垂

考文垂现有两台燃烧室试验器。一台试验器进气参数为压力0.9 MPa、流量5 kg/s，共4个试验台位，可开展单管或扇形燃烧室试验，还可通过空气引射器模拟高空状态，最低压力为21 kPa。另一台试验器为常压、全尺寸环形燃烧试验器，压力0.11 MPa，流量16 kg/s。

2.2.5罗·罗艾利逊发动机公司

罗·罗艾利逊发动机公司拥有大量试验设备，用于燃烧室试验的至少有4台，其中较典型的有以下2台。

（1）小型燃烧室试验器。主要用于模拟高空小燃烧室试验，其技术参数为：进气压力0.7 MPa时进气流量4.5 kg/s，进气压力2.1 MPa时进气流量2.3 kg/s；进气温度1 089 K；燃料为JP-4、JP-5和DF-2等。配备的测试系统有：K型热电偶144个通道，J型热电偶12个通道，Pt型热电偶36个通道，压力传感器80个通道。另配有燃气分析系统，可满足污染排放测量需要。

（2）大型燃烧室试验器。主要用于燃烧室性能试验，其技术参数为：进气流量54 kg/s，进气压力2.0 MPa，进气温度1 089 K；制冷空气流量40 kg/s，温度205 K；抽气流量27 kg/s，压力35 kPa；燃料可采用JP-4、JP-5、DF-2、天然气、丙烷等。配备的测试系统有：K型热电偶126个通道，B型热电偶20个通道，IIR型热电偶14个通道，压力180个通道。另配有燃气分析系统，可满足污染排放测量需要。

2.3德国

德国从事航空发动机研究的机构主要是德国航宇中心（DLR）。DLR至少拥有6台燃烧室试验器，其中具有代表性的有4台，代号分别为HBK1、HBK2、HBK3和HBK4，具体参数见表2。

表2　HBK1、HBK2、HBK3和HBK4试验器参数Table 2 Parameters of HBK1,HBK2,HBK3 and HBK4 testers

HBK1［12］为单头部燃烧室试验器，其最高进气压力2 MPa，最高进气温度900 K，最大进气流量2.2 kg/s，燃烧室最高出口温度2 400 K。该试验器压力和流量等参数虽然不高，但测试手段十分全面和先进，除配置燃气分析仪外，还配置了PIV、PDA、LDA和PLIF等多种光学测试仪器，可利用激光诊断技术对燃烧室进行研究。图5为试验器主体实物图。

图5　HBK1试验器主体设备图Fig.5 Main part of HBK1 tester

HBK2［13］主要用于分级燃烧、全尺寸环形燃烧室及小型罐式燃烧系统的研究。该试验台可提供所需的各种试验条件来模拟发动机真实工况，同时具备先进的燃气排放及温度、压力测量系统。

HBK3［14］最早用于测试航天氢氧燃料推进发动机部件，1995年改造为航空发动机燃烧室试验台。目前，该试验器作为一个中型试验台，为航空发动机燃烧室及小型重负荷燃烧系统提供经济的试验环境。

HBK4［15］主要用于重型燃气轮机燃烧室的全状态试验，世界上最大的燃气轮机燃烧室曾在该试验器上进行过试验。其参数水平在4台试验器中最高，可以代表国际一流水平。其最高进气压力4 MPa，最高进气温度973 K，最大进气流量45 kg/s。进气加温采用天然气燃烧换热方式。为满足不同用途发动机燃烧室试验需求，试验器配置了种类丰富的燃烧系统，除燃油外，还有天然气、合成气、丙烷等多种选择。图6为HBK4试验器排气设备图。

图6　HBK4试验器排气设备图Fig.6 HBK4 tester exhaust facility

为满足长期合作伙伴Alstom和罗·罗公司低污染燃气轮机项目研究的需要，DLR又新建了一台高压燃烧室试验器HBK5［16］。

2.4法国

法国参与航空发动机研制的主要机构有DGA飞行试验中心（CEPr）。CEPr有4台燃烧室试验器，代号分别为A06、K8、K9和K11。A06为负压试验器，用于燃烧室高空点火和稳定边界试验；K9为常压试验器，用于基础的燃烧室研究试验；K8和K11均为高温高压试验器，可模拟燃烧室真实运行工况。

4台试验器中，K11的参数水平最高，堪称世界一流水平。试验器最高进气压力6 MPa，最大进气流量100 kg/s，最高进气温度1 073 K［17］。试验段冷却空气最高压力6.3 MPa，温度323 K，最大流量5 kg/s。燃油最高压力16 MPa，最大流量40.2 m3/h。燃烧室出口测量段循环冷却水最高压力7 MPa，最大流量70 m3/h。为防止喷嘴燃油结焦，试验器还配有吹氮系统。K11试验器概貌如图7所示。

图7　K11试验器远视图Fig.7 Distant vision of K11 tester

K11试验器可满足并主要用于直径0.3～1.0 m的全环燃烧室全工况试验。试验段长约1.1 m，燃烧室内外环最大引气量为20 kg/s。可开展的试验项目包括燃烧室气动性能测试、点火和火焰稳定性测试、贫油熄火测试，以及燃气分析和冒烟测量。燃烧室出口配有旋转移位测量装置（图8），采用4支测量耙，既可连续式扫描又可间歇式扫描，能满足出口压力、温度和燃气分析的360°扫描测量。出口温度测量最高达2 073 K，燃气分析最高温度达2 573 K。4支测试耙使用的冷却水最大流量为37.7 m3/h［18］。

图8　K11试验器旋转移位测试装置Fig.8 Rotating displacement measurement facility of K11 tester

2.5俄罗斯

俄罗斯中央航空发动机研究院（CIAM）是俄罗斯航空发动机主要研制单位，拥有较为全面的燃烧室试验器（从单头部、扇形到全环，从负压、常压到高压）。其中，低、中压试验气源供气流量达250 kg/s，压力达1.2 MPa，空气预热温度达900 K；高压全环燃烧室试验器的燃烧室进口温度达1 100 K，出口温度达2 300 K，试验压力超过2 MPa。还计划建立压力5 MPa、流量120 kg/s的燃烧室试验器［19］。

CIAM具有代表性燃烧室试验器有Ц5-1、Ц5-2和Ц5-4［20］，可模拟地面和高空状态进行燃烧室或其试验模型的研究试验。根据其功能和试验能力，Ц 5-1用于单/双涵道大尺寸涡轮发动机的主燃烧室、加力燃烧室和冲压发动机燃烧室试验；Ц5-2主要用于高温高压条件下的涡轮发动机燃烧室试验和冲压发动机燃烧室试验；Ц5-4用于稳定器模型、火焰筒冷却和其他燃烧室部件试验，1988年被改造为小型发动机燃烧室试验器。3台试验器均采用无污染进气加温系统，最高进气温度可达到1 100 K；具备快速的燃气采样和分析系统，并配有自动数据采集与处理系统；进行高空模拟试验时，燃烧室出口最低排气压力可达5 kPa；带有制冷和制热的燃油供给系统，可将燃油温度控制在200～500 K；具备蒸气供给系统，可在不同空气湿度下进行试验。另外，CIAM还拥有研究工业燃气轮机燃烧室的高压试验器，最高进气压力达5 MPa。可用于开展辐射特性、燃烧室热力状态、振荡燃烧特性、点火特性和动态应力等研究。燃料供应种类丰富，有煤油、柴油、天然气和氢气。试验器参数见表3。

表3　CIAM主要燃烧室试验器参数表Table 3 Parameters of CIAM main combustor testers

3　国内外现状对比

在我国，经过几代人几十年不懈的努力，航空发动机相关科研单位也建起了一批燃烧室试验设备，为我国军民用航空发动机燃烧室研制打下一定基础。进入21世纪后，国内的燃烧室试验器虽然也在根据新型发动机研制需要不断更新换代，但与国外发达国家相比仍存在不小差距，主要体现在：

（1）试验器进气压力。受国内离心式空压机水平限制，国内目前最先进的试验器气源系统压力停留在5 MPa的水平，试验段进口最高压力也只刚超过4 MPa；而国外的气源压力已有达到8 MPa以上的先例，试验段进口压力也达到了6 MPa以上。

（2）试验器加温系统。在电加温器方面，国内技术尚不成熟，应用也不普及。尤其是高温高压电加温器在使用过程中温升速率较慢，且故障率较高；而国外的高温高压电加温器温升相对较快，应用广泛，技术成熟度较高。在天然气炉方面，目前国内投入使用的天然气炉最高压力只能达到3 MPa，而国外8 MPa的天然气炉已有应用。这就导致国内目前能开展全温全压的试验器较少，大部分试验器都处在800 K、2.5 MPa的中温中压水平，多数试验只能进行降温降压试验。

（3）燃烧室污染物排放测量。目前国内污染物排放测量普遍采用的规范，都是上世纪80年代末国内出版的较早行业标准，对国际规范关注较少；而国外普遍采用国际公认的ICAO和SAE近几年流行的最新标准。

4　结束语

目前，随着国际形势的复杂多变及国内自身安全的需要，国家已把高性能航空发动机的研制列为十三五重大专项计划之首。纵观国外航空发动机燃烧室试验器的发展概况，结合国内燃烧室试验器现状，提出以下两点建议供业内人士参考：

（1）建设高温高压试验器时，由于国内部分产品技术（如耐高温高压的阀门、膨胀节和电加温器等）还不成熟可靠，而国外这些产品技术相对成熟且应用广泛，因此建议直接采用国外成熟产品来搭建试验器的加温系统及其出口管路，从而提升整个试验器的运行可靠性，提高试验效率；

（2）紧跟国际发展趋势，提早计划和启动与国际接轨并满足我国未来发动机更高参数燃烧室研制要求的高温高压燃烧室试验器的规划论证和建设工作，充分保障我国下一代先进军民用航空发动机燃烧室的研制需要。

［1］侯晓春，季鹤鸣，刘庆国，等.高性能航空燃气轮机燃烧技术［M］.北京：国防工业出版社，2002.

［2］侯晓春.俄罗斯燃烧技术一瞥［J］.国际航空，1997，（3）：45—47.

［3］赵国瑞.NASA燃烧室试验设备简介［J］.航空发动机，1998，14（3）：47—53.

［4］刘晓波，孙宗祥.国外航空发动机内流研究概况［C］//.第八届海峡两岸航空航天学术研讨会论文集.2012.

［5］Adam P W，Norris J W.Advanced jet engine combustor test facility［R］.Washington D.C：National Areonautics and Space Administration，1970.

［6］Penko P F，Fraser B，Adkins S E，et al.The high-pressure combustion facility at the NASA Glenn Research Center［R］.ASME GT2003-38013，2003.

［7］Robert T，Changlie W，Peter L，et al.Sector tests of a low NOx direct-injection,multipoint integrated module combustor concept［R］.ASME GT2002-30089，2002.

［8］NASA Engine Research Building（ERB）:Facility Capabilities［EB/OL］.（2013-09-25）.http://facilities.grc.nasa.gov/ erb/cells.

［9］Daniel K，Philipp V，Christian R，et al.High pressure combustion test rig for 10 MW full scale gas turbine combustors［R］.ASME GT2014-26736，2014.

［10］魏森.GE9X新型TAPS燃烧室研制进展顺利［N］.中国航空报，2014-12-09.

［11］Aerospace testing international annual showcase 2015［J/ OL］.http://www.AerospaceTestingInternational.com

［12］High pressure combustor test rig 1（HBK-1）［EB/OL］.（2013-09-25）.http://www.dlr.de/at/en/desktopdefault. aspx/tabid-1526/2443_read-3809/.

［13］High pressure combustor test rig 2（HBK-2）［EB/OL］.（2013-09-25）.http://www.dlr.de/at/en/desktopdefault. aspx/tabid-1530/2444_read-3812/.

［14］High pressure combustor test rig 3（HBK-3）［EB/OL］.（2013-09-25）.http://www.dlr.de/at/en/desktopdefault. aspx/tabid-1530/2445_read-3812/.

［15］High pressure combustor test rig 4（HBK-4）［EB/OL］.（2013-09-25）.http://www.dlr.de/at/en/desktopdefault. aspx/tabid-1530/2446_read-3812/.

［16］DLR about to start new high-pressure combustor test facility［EB/OL］.（2015-12-25）.http://gastopowerjournal.com/ technologyainnovation/item/292-dlr-about-to-start-newhigh-pressure-combustor-test-facility.

［17］PERM combustor high pressure tests in the K11 combustion test rig［EB/OL］.（2015-01-25）.http://newac.eu/fileadmin/ download/workshop_2010/33_PERM_combustor_high_pressure_tests_in_the_K11_combustion_test_rig.pdf.

［18］Vincent P，Jean S V，Cyril C，et al.Design and optimization of a high temperature water cooled probe for gas analysis measurement on K11 combustor test rig［R］. ASME GT2011-45177，2011.

［19］张宝诚.航空发动机试验和测试技术［M］.北京：北京航空航天大学出版社，2005.

［20］贾平芳.国外航空发动机试验设备图册［M］.沈阳：沈阳发动机设计研究所，2000.

Foreign advanced combustion test facilities for aero-engine

MENG Gang，ZHAO Cong-cong，SUN Yong-jun，DONG Gan，SUN Xin，ZHANG Yu
（Center for Instrumentation&Rig Testing，Shanghai AVIC Commercial Aircraft Engine Manufacturing Co.，Ltd，Shanghai 201108，China）

Lots of combustor test facilities were built for different purposes by U.S,Great Britain,France, Germany and Russia to meet the requirements of advanced combustor development.The main types of tester of foreign research organizations were introduced,and the key information such as overall parameters, layout,heating type,instrumentation and emission measurement of these test facilities were presented in detail.At last,the present situation in our country and the gap between abroad and domestic were summarized.Additionally,some suggestions were also given.It could be referential in the process of planning and designing the next generation combustor test facilities of our country.

aero-engine；combustor tester；performance test；test facility construction；U.S；Great Britain；Russia

V241.06

A

1672-2620（2016）03-0055-08

2015-05-21；

2015-09-20

孟刚（1981-），男，陕西汉中人，工程师/主管设计师，主要研究方向为航空发动机燃烧室试验。