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清华航发院丨高温升燃烧室的特征与关键技术

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。

燃烧室作为航空发动机的三大核心部件之一，燃烧室温升的不断提高能大幅提高涡轮前温度，是提高航空发动机推重比最有效最直接的方式，因而燃烧室向高温升高热容方向发展，才能适应航空发动机快速发展的需要。

高温升燃烧室发展历程与趋势

主燃烧室是航空发动机的重要部件，对于军用航空发动机，燃烧室的发展方向是高温升。燃烧室温升的增加能大幅提高航空发动机的单位推力，提高推重比。从上世纪四十年代至今，军用航空发动机已经发展至第四代，如表1所示，军用航空发动机的主要要求是追求高推重比[1]。随着航空发动机技术不断发展，战斗机动力的推重比从3提高到了10，相应的燃烧室出口温度也从1200K提高到2000K。

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]

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。

高油气比燃烧带来的挑战是燃烧时的可见冒烟。传统单级燃油燃烧室为了提高燃烧室温升增大燃油量，必然会在主燃区形成高富油区，一般主燃区当量比超出1.4将会产生可见冒烟，这对于航空发动机是不允许的；基于这个原因，推重比为8~10一级的采用旋流杯+主燃孔结构的燃烧室仅能在油气比不超过0.037的时候满足燃烧室关键性能要求。对于油气比大于0.037的高温升燃烧室，往往需要采用分级分区燃烧的方法[5]。

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

高温升燃烧室的出口温度不断提高，而允许的热点最大温度偏差以及允许的燃烧室出口温度分布对理想温度分布的偏离值并没有变化，这增大了控制燃烧室出口温度分布的挑战[6]。

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

从高压压气机过来的空气大部分进入燃烧室参与燃烧，一部分引出用于涡轮冷却，剩下的很小部分用于火焰筒壁面冷却和燃烧室掺混。燃烧室温升的增加使得参与燃烧的空气量随之增加，而用于冷却的气量进一步减小，加之压气机出口温度提高，冷却品质下降，以及燃烧室热强度增大，这些对高温升燃烧室壁面冷却提出难题，需要新的冷却方式和先进的耐高温材料。

高温升燃烧室关键技术

分级分区燃烧组织技术

传统的燃烧室结构不能满足高温升燃烧室的要求，需要新的燃烧室设计理念和创新的构型及燃烧组织方式。通过对火焰筒头部进行分级分区供油，实现燃油与燃烧用空气的匹配以兼顾燃烧室高低工况的燃烧性能，是解决高温升燃烧室面临的技术难题的途径之一。

中心分级单环腔燃烧室是采用该技术的典型构型之一，单环腔即火焰筒为一个环腔，通过调整燃烧室流量分配和采用中心分级的多旋流头部合理组织燃烧，能够应用于高温升燃烧室。该燃烧室构型工作原理如图 1所示，通常中心为预燃级，满足点火、贫油稳定燃烧等工作需求，同心环绕的为主燃级，在大工况时工作[8]。这种形式燃烧室结构相对简单，能够继承传统燃烧室的一些设计准则和经验公式，在试验方面也可以直接采用传统航空发动机参考样机的燃烧室进行改进研究，但如何设计良好的头部结构以实现空间上燃烧的分区分级，构筑宽范围的稳定工作范围是单环腔燃烧室设计的难点。

图 1 中心分级燃烧室工作原理

先进冷却技术与结构

多斜孔冷却[14~16]（又称全覆盖气膜冷却）是一种介于传统的气膜冷却和发散冷却之间的准发散冷却，与常规的气膜冷却不同。多斜孔冷却在形成气膜保护之前接近壁面的冷却气流增加了对流换热，因此相比较常规气膜冷却而言，多斜孔冷却的综合冷却效果更好。冷侧壁面的对流换热、孔内的对流换热以及热侧壁面的气膜冷却是该冷却方式的重要组成部分。目前该结构主要是以较小的角度在环带表面打较多的微孔，如图 2所示。多斜孔冷却技术作为一种先进的冷却方式，成为解决高温升燃烧室火焰筒冷却问题关键技术之一。

图 2 多斜孔冷却[17]

冲击+多斜孔复合冷却（如图 3）[18]一方面结合冲击射流对壁面进行有效的冲击冷却，另一方面也结合了多斜孔冷却对壁面的气膜保护以及增强对流换热有效降低壁温的作用，成为一种高效的冷却结构形式。目前较为新型的冷却技术如层板冷却、发散冷却等均使用该复合冷却方式。国内外对此复合冷却特性也进行了部分研究。

图 3 冲击+多斜孔复合冷却[18]

多孔层板冷却包括了冲击冷却、对流冷却、气膜冷却，是一种复合冷却方式，具有冷却效率高、冷气消耗少的优点。火焰筒壁层板冷却结构主要由冲击板、扰流柱、溢流板、冲击孔和溢流孔五部分组成，扰流柱使得层板环腔内的流场变得非常复杂，增加环腔内换热面积的同时增强了对流换热。层板冷却结构的火焰筒壁温比较均匀，温度应力较小，可以有效提高燃烧室火焰筒的结构强度和寿命；层板冷却需要的冷却空气量少，能够有效缓解高温升燃烧室冷却空气量少的矛盾，大幅提高涡轮前温度和改善出口温度分布，从而提高航空发动机的推重比。如图4所示，典型的层板冷却结构有如AADC公司的Lamilloy层板结构[19]，传热过程如图 5所示。

图 4 Lamilloy层板结构

图5 层板冷却结构传热过程

浮动壁火焰筒又称分块式火焰筒，为双层壁结构，外层为承力部件，内层为承热部件（浮动壁），浮动壁由浮动瓦片组成，其示意图如图6所示，浮动瓦片材料一般为耐热耐腐蚀抗氧化的高温合金、镍基合金材料。瓦片通过支杆、螺柱挂靠在外层承力壁上，在每片瓦片的中部均有一处主定位，其余为辅助定位，相邻瓦片之间的四周均留有间隙，可保证瓦片结构在内层热应力作用下能够沿轴向和周向产生小幅度的自由膨胀，从而达到释放火焰筒热应力、改善火焰筒壁面受力状况、大幅延长使用寿命。某型发动机燃烧室浮动壁火焰筒结构示意图如图7所示。

图6 浮动瓦片结构示意图

图7 浮动壁火焰筒结构示意图

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

燃烧室出口温度场直接关系到涡轮第一级导向叶片及转子寿命, 是燃烧室关键的性能指标之一。美国综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划预计15年内燃烧室出口温度分布系数降低60%, 并从两个方面实现:一是燃烧室出口温度分布主动控制技术；二是从燃料喷射/火焰稳定综合考虑, 从根本上消除温度场的不均匀性。两种实现途径最终通过试验调试进行验证。燃烧室温度场调试过程中，各项性能联动，相互影响。调试方法通常有调整燃油喷嘴的位置、更换燃油喷嘴、燃油喷嘴和火焰筒头部进气装置流量匹配、调整火焰筒掺混孔的大小和数目、燃烧室重新设计等方法[21]。

驻涡燃烧组织技术

驻涡燃烧室(Trapped Vortex Combustor，简称 TVC)是高温升燃烧室可采用的另一种燃烧组织方式，其主要特点在于结构简单、质量轻、燃烧稳定强、燃烧效率高等，是目前潜在的最具发展前景的设计方案之一。与常规旋流器式燃烧室相比，驻涡燃烧室采用了不同的结构和燃烧组织（如图8所示），一部分气流从主流通道进气，另一部分从凹腔前后两条进气缝进入驻涡区，凹腔前后壁两股气流在凹腔内形成驻涡，起到火焰稳定的作用。驻涡燃烧室主要包括驻涡区和主燃区两个部分。小状态时驻涡区单独工作，主燃区不供油。大状态时主燃区与驻涡区同时供油，可以实现分区燃烧。

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

结束语

军用战斗机动力的不断迭代反映的是航空发动机的推重比不断提高，高温升燃烧室是提高航空发动机推重比的重要部件，推重比的不断提高也使得燃烧室温升与出口温度增加，主燃区的可见冒烟、宽广的稳定工作范围、更均匀的出口温度分布要求等挑战使得传统的燃烧室已经无法满足要求。

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：清华航发院

来源：两机动力先行

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