清华航发院丨航空发动机高温升燃烧室的特征与关键技术
本文摘要（由AI生成）：
本文综述了燃烧室冷却技术，包括涡旋燃烧、对流冷却、薄膜冷却、冲击冷却等。文章引用了多篇国内外研究成果，探讨了燃烧室冷却技术的现状与发展。同时，还介绍了中国航空材料手册中的相关内容，为燃烧室冷却技术的进一步研究提供了参考。
航空发动机高温升燃烧室的特征与关键技术
航空发动机是飞机的“心脏”，是科技人员无止境追求的高精尖复杂机器，是工业皇冠上的明珠。随着现代战争模式的改变，战斗机不断向超机动性、超声速巡航、高隐身方向发展，这对航空发动机提出了更高的设计要求，尤其是以提高发动机推重比的要求最为迫切。
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高温升燃烧室发展历程与趋势
高温升燃烧室发展历程与趋势
表1 军用航空发动机发展迭代[1]
美国国防部和 NASA提出的“综合高性能涡轮发动技术(Integrated High Performance Turbine Engine Technology，IHPTET）”研究计划与英国“先进核心发动机技术”（ACME）计划都将高推重比发动机作为发展目标，其中IHPTET 要求推重比由8～10增至16～20，燃烧室进口温度由800K提高到1000K，出口温度由1650K提高到2150K[2]。
燃烧室作为航空发动机的核心零部件，随着推重比要求的不断提高，燃烧室部件设计也向着高温升、高热容方法发展，不同推重比对燃烧室的设计要求如表2所示[3]，由表可知，高推重比要求燃烧室温升进一步增大，相应的总油气比和释热率也将增大；同时受涡轮材料的限制和燃烧室出口温度增大，要求燃烧室出口分布系数更低；另一方面高温升燃烧室随进口总压增大，燃烧室的尺寸相应减小，容热强度增大。
表 2 推重比对燃烧室的要求[3]
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高温升燃烧室基本特征
高温升燃烧室基本特征
高油气比
高推重比发动机要求其工作在更高的涡轮前温度条件下，这也要求燃烧室具有更高的温升，因而需要发动机燃烧室能够在更接近化学当量比条件下工作，也即工作在更高的油气比下。当前，军用涡扇发动机（如F119）的温升水平在1050K左右，燃烧室总油气比为0.03，以先进的F135发动机为代表的第五代航空发动机燃烧室总油气比接近0.047[4]，对于未来先进航空发动机要求的推重比为16 ~ 20，燃烧室的总油气比更高，可达0.062。
宽广的稳定工作范围
航空发动机推重比的提高要求总油气比的增加，燃烧室主燃区的气量也会相应增加，这也会恶化慢车状态下的贫油熄火问题。当前军用发动机一般要求贫油熄火的油气比要小于0.005，否则高空再点火与空中启动等燃烧室的关键性能也将无法保障[4]。因此如何拓宽燃烧稳定工作范围，保持慢车状态下的贫油熄火油气比与提高设计点起飞状态的油气比是高温升燃烧室的关键技术挑战之一。
出口温度分布均匀
燃烧室出口温度分布偏离理想温度分布会明显降低涡轮导向器叶片和转子叶片的可靠性和寿命，燃烧室出口温度分布超过理想温度分布30K，涡轮部件的寿命将会降低一半[7]。因此，对于高温升燃烧室，均匀的出口温度分布十分重要。同时，贫油熄火性能要求主燃区油气混合不均匀，而均匀的燃烧室出口温度分布要求主燃区油气混合均匀，这两者互相矛盾，因此兼顾宽广的稳定工作范围与均匀的出口温度分布是高温升燃烧室设计中的热点与难点。
采用新型冷却技术与耐高温材料
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高温升燃烧室关键技术
高温升燃烧室关键技术
分级分区燃烧组织技术
先进冷却技术与结构
陶瓷基复合材料
当前火焰筒采用的典型材料是镍基高温合金GH536，但该材料最大短时工作温度仅达1080℃[20]，因而该材料无法满足高温升燃烧室的火焰筒设计需求，目前陶瓷基复合材料（CMC），特别是碳化硅陶瓷基复合材料（CMC-SiC）是应用于火焰筒上的理想材料。经过多年研究，美国、日本等国家已经逐渐将CMC-SiC应用于高推重比航空发动机热端部件上。与高温合金相比，在无空气冷却和热障涂层的情况下，CMC-SiC可降低冷却气流量15%～25%，提高工作温度150～350℃，潜在使用温度可达1650℃,同时实现减重作用｡
出口温度分布调控技术
驻涡燃烧组织技术
为了将高温升燃烧技术应用到推重比15～20一级的军用航空发动机核心机上，美国IHPTET 计划最早提出了驻涡燃烧室方案。1995 年代顿(Dayton)大学的 Hsu 教授等人设计出了第一代驻涡燃烧室，随后开发了第二代以及第三代燃烧室。GE 公司和美国空军莱特实验室联合开展了第四代驻涡燃烧室扇形试验件的设计和试验验证，试验件采用了气膜冷却、冲击冷却和发汗冷却复合冷却方式。1998 年 GE 公司通过其在莱特-帕特森空军基地研究实验室的模拟试验研究，验证了驻涡燃烧室扇形试验件具有应用于军用航空发动机、民用航空发动机和地面燃气轮机的巨大潜力。2007 年 4 月，GE 公司完成了第 1 台全环形驻涡燃烧室试验件的验证性试验，2008 年完成了第 2 个全环形试验件的设计加工并开展了燃烧试验，如图9所示[9~13]。
图8 驻涡燃烧室结构
图9 全环形驻涡燃烧室试验件
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结束语
结束语
新需求带动了高温升燃烧室关键技术的蓬勃发展，催生了分级分区燃烧组织技术、驻涡燃烧组织技术、先进冷却技术与高温材料、出口温度调控技术等关键技术与新型结构的出现。当前，随着飞机对动力装置需求的不断提高，高温升燃烧室关键技术必将持续快速发展，带动新一代战斗机动力的诞生。
参考文献
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来源：增材制造硕博联盟
