燃烧丨中船703所：燃气轮机双燃料燃烧室负荷特性试验研究

双燃料燃气轮机由于其良好的燃料适应性，在海洋油气开发平台、移动电站、LNG 船等工业领域应用极为广泛；并且对比同型号单燃料燃气轮机，其成本增加也并不是很高，故在燃气轮机传统的机械驱动、发电领域也正在得到越来越多的应用。目前，世界范围内具备研发及生产能力的双燃料燃气轮机厂商主要有美国的SOLAR与GE公司、德国的SIEMENS公司以及日本的MHPS公司，上述公司不仅具有经过工程应用验证的燃烧室双燃料技术，并且生产的双燃料燃气轮机功率等级分布也较为完善。

由于燃烧室需要在有限空间内实现双燃料功能，这就对设计及研发带来了新的问题，主要有以下几点：（1）喷嘴由于需要实现两种燃料的输运及合理喷射分布组织，结构更为紧凑，并且气液燃料通道布置互相影响；（2）非工作燃料通道一般要进行吹扫防止燃烧回火；（3）气、液两种燃料条件下燃烧室性能都需满足设计要求，设计合理区间更为狭窄，调试更为困难；（4）燃烧室存在两种燃料的混合燃烧且切换过程，燃烧特性难以掌握，控制难度更大。

综上所述，双燃料燃烧室作为双燃料燃气轮机最为核心的工作部件，对比单燃料燃烧室设计难度更大；其设计目标实质是在单燃料燃烧室常规设计目标的基础上，在同一个燃烧室中组织好两种燃料单独燃烧以及混合燃烧条件下的燃烧场，并实现两种燃料稳定切换。研究双燃料燃烧室在使用不同燃料条件下的性能表现区别，是研究双燃料燃烧室混合燃烧、燃料切换的前提。

文献［1-2］对MHPS FT8燃烧室进行了燃料对比试验，试验结果显示不同燃料下燃烧室性能特性是类似的，但在燃料切换过程中燃烧稳定性会有一定程度的下降。文献［3-4］对SIEMENS SGT750燃烧室进行液体燃料条件下结构优化对比试验以及在气体燃料中加入惰性气体时的对比试验，试验结果显示，当燃烧室使用液体燃料时，燃烧场的组织是双燃料燃烧室的设计关键，喷射位置、喷射方法都对燃烧室性能有着较大的影响。当气体燃料中注入惰性气体时，尽管污染物排放及燃烧室压力脉动略有增大，但通过合理设计仍能得到满足工程应用的结果。文献［5］对SOLAR CENTAUR50 及TAURUS 60S 双燃料燃烧室进行了试验研究，研究结果表明，双燃料喷嘴液体燃料路采用多通道空气雾化结构时，其排放性能要优于压力旋流及液膜雾化结构形式。总体来看，对于双燃料燃烧室，由于双燃料燃烧室的复杂性，试验研究仍然是目前主要的研究手段，双燃料燃烧室燃烧场组织的难度也主要在于双燃料燃烧场的集成统一，研究双燃料在不同燃料下的性能差异，对其设计具有一定的指导意义。

CGT25-EA 型燃气轮机为国内首台30MW 级双燃料燃气轮机组，至2020 年6 月已在中海油渤海蓬莱19-3中心平台累计安全运行达4000h，本文将使用该型燃气轮机双燃料燃烧室，进行天然气燃料、柴油燃料条件下的燃烧室负荷特性试验研究，分析燃烧室使用不同火焰筒配气结构、不同燃料时的性能差异，可为工程设计应用提供参考。

2 研究对象及试验方案

2.1 研究对象

本文研究对象为某型燃气轮机逆流环管型双燃料燃烧室，如图1所示。该燃烧室可使用-10#柴油及天然气为燃料。燃烧室中16 个火焰筒环形布置，每个火焰筒壁设置排主燃孔和一排掺混孔。火焰筒头部两侧设有联焰管，筒壁采用气膜冷却结构。试验中，采用总开孔面积一致，配气方案不同的I 型及II型火焰筒进行试验，其中II型火焰筒主燃孔为上下非均匀布置，具体结构差异可见图2 及表1。试验时，I型火焰筒使用柴油、天然气燃料时定义为Case 1 及Case 2；II 型火焰筒使用柴油、天然气燃料定义为Case 3及Case 4。

每个火焰筒上的双燃料喷嘴结构如图3，外形可见图4。液体燃料路位于喷嘴中心处，采用空气辅助雾化结构形式，此种结构可以有效解决单油路低工况燃油雾化质量差的问题，且可简化双燃料切换逻辑；气体燃料路位于喷嘴外环，采用“ 胡椒瓶式”结构，喷射锥角、喷射速度等喷射规律参考液体燃料雾化进行模拟，双燃料均采用扩散燃烧，具体设计方法及准则可参考文献［6-8］。

2.2 试验装置

试验台由空气系统、燃料系统、起动点火系统、试验台架、冷却水系统、燃气分析系统、排气系统以及测量控制系统等组成，其整体外观见图5。公用系统的压缩空气进入试验燃烧室参与燃烧，燃烧后的高温烟气离开燃烧室后进入排气管路。排气管路经冷却水冷却后高温烟气降温进入排气塔排至大气。起动点火系统独立供柴油或天然气燃料并配备点火器负责燃烧室点火；燃料系统分为气体燃料路与液体燃料路，通过各自的电磁阀与调压阀输送与调节燃料；测量控制系统负责系统调节与监控状态，同时负责测量燃料、空气的流量、温度及压力各项参数；

燃气分析系统主要由水冷燃气采样感头、保温管路、冷却器、除水器、干燥器以及燃气分析仪等组成，用于采集燃烧室出口燃气进行分析。

试验装置如图6 所示，为满足试验要求而设计的单管模化燃烧试验装置由试验段、出口测量段、出口过渡段构成。为监测燃烧室试验件的进出口条件，在试验段的进口布置有总温、总压、静压测点安装座，在测量段布置有出口温耙的安装座。试验段壳体的两侧面分别布置有点火器安装座和火焰筒壁温电偶引线座，前端通过连接法兰与进气管道连接，后端与出口测量段、过渡段依次相连，过渡段再与试验台的排气管道连接。为测试火焰筒的壁温分布，在火焰筒外表面焊有46 根直径为1mm 的K型铠装热电偶，测点布置见图7。为测试燃烧室出口温度场分布，在其出口布置了5 支4 点高温热电偶，按等环面积布置，其外形见图8。试验时，控制台用以控制试验参数及数据采集，其外形见图9。

2.3 试验方法

在进行燃烧室模化试验时，应使燃烧室试验件以及试验参数满足一定条件，才能使模化试验结果与真实情况偏差较小。在本文中，双燃料燃气轮机燃烧室性能试验均在中压条件下进行，模化试验满足如下一些条件：

（1）采用全尺寸的燃烧室作为试验件，燃烧室进口扩压器和排气过渡段的形状和尺寸与原型一致。

（2）燃用同种燃料和氧化剂作为试验工质；对于燃气轮机采用空气为氧化剂。

（3）保证进入燃烧室的过量空气系数与原设计值相同，因而试验时采用的空气质量流量qmaM 应满足式中qma 为空气的质量流量；qmf 为燃料的质量流量；下标M指试验时的参数，R指原设计参数。

（4）保证试验时空气流经燃烧室的雷诺数ReM 大于临界雷诺数Recr，尽量缩小模化比，并依此条件选择模化试验时燃烧室进口空气压力p3M。按试验数据及文献，以母型机燃烧室进口当量直径为定性尺寸时的雷诺准则临界值约为（2～3）×105，显然双燃料燃烧室试验雷诺数ReM 大于此临界值时即可满足进入自模化区的需求。

（5）保证双燃料喷嘴液体燃料路雾化锥角αpM 和喷油压降ΔpMf 与设计值αpR 和ΔpfR 彼此相同。为保证喷嘴工作过程单值条件的相似性，为保证上述指标达成，需要重新设计模化试验喷嘴。

（6）保证双燃料喷嘴气体燃料路喷射燃料速度不变。

对于气体燃料，喷射锥角由结构进行确定，显然不需要进行重新设计；为了保证工作过程的相似性，一般认为进入燃烧室的气体燃料容积流量与原设计值相同即可，即保证进入燃烧室的气体燃料速度不变。因此，在做模化试验时，气体燃料路可采用原设计结构进行试验。最终设定的试验参数见表2。

2.4 试验评估

一般来讲，除需满足上述条件以外，燃烧室模化试验同时也需满足入口空气温度与实际工作条件保持一致，即按照等容积流率模化的方法进行试验；目前国内外对于此种模化方法已在大量燃烧室模化试验中应用，且试验与实际状态的比对结果也较为理想；但由于试验条件限制，本文中的双燃料燃烧室模化试验在常温条件下进行，故需要对此种工作条件下的模化试验有效性进行分析与评估。则按照文献［9-10］中给出的燃烧室工作过程相似准则，对燃烧室的各项性能进行评估。

（1）根据理论计算，实际工作时双燃料燃烧室内流速最大值为130~150m/s，按入口空气温度计算当地声速，燃烧室内Ma≈0.233，若模化试验时采用常温进气，模化比按5计算时，Ma≈0.081，远小于0.3，气体的可压缩性影响很小，可知，Ma 马赫准则可忽略不计。

（2）对于燃气轮机燃烧室，惯性力的影响远远超过重力的影响，则Fr重力相似准则一般忽略不计。

（3）试验表明对湍流流动状态下的流动体系，当流动雷诺数大于临界值后，流体的流动状态和速度场分布将不随雷诺数而变化，燃烧室的临界数值约为（2~3）×105。按模化比5 计算，双燃料燃烧室入口雷诺数为3.487×105，可知模化试验满足雷诺准则。

（4）进入自模化区后，涉及到湍流运动的Ka 准则及Knt 准则也进入自模化，可知模化试验满足Ka 准则及Knt 准则。

（5）模化试验时，燃烧室中的气体动力流型、速度场和压力场与原型燃烧室基本相似，那么非定性准则Eu 将彼此相等，可知模化试验满足Eu 准则。

（6）由于模化试验时进入燃烧室的过量空气系数与原设计值相同，则可知模化试验满足α 气油比例准则。

（7）通过设计模化喷嘴，可以保证与原型喷嘴的雾化细度相似、雾化均匀度相同、雾化分布规律相似、喷雾锥角相同。那么，Reδ 雾滴运动雷诺准则以及We表面张力准则也是满足的。

则由以上分析可知，按照上文给出的模化试验方法在常温条件下开展时，大部分准则都能达到要求；空气入口温度的降低对燃烧室性能的影响主要是对燃料在燃烧室内蒸发、扩散、反应、停留时间的影响。空气温度变化对燃料的影响分析如下：

根据Arrhenius 定律和分子碰撞理论，可知空气温度降低，会导致雾滴蒸发时间变长、化学反应速度变慢，温度变化对化学反应速度的影响可由Arrhe⁃nius公式推导而出，已知当温度由T2 变化至T1 时，反应速率的比值为

空气入口温度的降低，会导致燃烧室内空气密度增大，粘度下降；设计工况下燃烧室入口空气粘度值为4.35Pa·s，

当模化试验入口空气温度300K 时，粘度约为2.97Pa·s；燃料最大喷射射程将缩短，燃油喷雾粒径将减小，缩短长度可按文献给出的经验公式进行评估，即燃油条件下，对于雾化粒径，有

同时，空气入口温度的降低导致密度增大，气油比例准则与模化比又限定了空气在模化试验条件下的空气流动速度；由于油滴在燃烧区内的停留时间主要取决于气体的停留时间，按理想气体计算火焰筒平均流速，则可知模化试验时，油滴停留时间约为实际工作条件下的2.55倍。

则由以上分析可知，空气温度的降低对于燃料在燃烧室内的影响既有有利的一面，也有不利的一面；但从数学表达式来看，温度对化学反应速度的影响呈指数关系，远大于雾化粒径、喷雾射程及油滴停留时间的影响；文献［11］对使用气动辅助雾化喷嘴的燃气轮机燃烧室在不同入口空气温度进行了模化试验，试验结果显示随着空气温度的降低，燃烧室燃烧效率会有一定程度的降低；出口温度场均匀性变差，OTDF 值升高，总压损失减小；发生以上性能变化的主要原因是化学反应速率的降低，试验结果与上文理论分析的结论是相同的。

对于空气温度对燃烧室压力脉动的影响，文献［12］也对其进行了模化试验条件下的试验研究，试验件采用航空发动机单头部燃烧室，研究结果表明：空气进口温度的降低会削弱燃油的雾化和蒸发，燃料与空气的掺混变弱，增大了当量比脉动，燃烧不稳定性的趋势增加，压力振荡幅值增大。

上述分析结合文献［9，13］的模化试验研究结果，实际工作条件与模化试验结果的评估对比结果如下：

（1）燃烧效率。按分析与文献试验结果，空气温度降低，燃烧效率将低于实际工作条件下的燃烧效率。

（2）火焰筒壁面温度特性。燃烧室在模化试验参数下，由于压力降低和温度的降低导致辐射强度减弱，燃烧室火焰筒壁面温度会有所偏低，偏低程度与两者压力的偏差值有关。则可知模化试验下火焰筒壁面温度会比设计条件工作时偏低。

（3）出口温度场特性。由分析可知，温度的降低会导致燃烧反应速度减慢，温度场均匀性恶化，则可知模化试验下出口温度场均匀度会比设计条件工作时偏差。

（4）压力脉动。由于模化试验时空气进口温度的降低会削弱燃油的雾化和蒸发，燃料与空气的掺混变弱，增大了当量比脉动，燃烧不稳定性的趋势增加，压力振荡幅值将比实际工作条件时大。

（5）总压损失。当流经燃烧室的气流雷诺数大于临界雷诺数后，燃烧室内气流流动进入自模化状态，此时燃烧室冷吹风试验中的总压损失系数基本保持为一个常数。也即是，对于同一个燃烧室，只要气流雷诺数足够大，燃烧室流阻损失系数将自动模化。但由于热阻的影响，若试验时燃烧效率较低，总压损失将略微偏低，但占比不大。

则由分析可知，燃烧室在入口空气温度低于实际工作温度时进行模化试验，若试验结果中燃烧效率、出口温度场不均匀度、压力脉动能够满足要求，那么在实际工作条件下燃烧室就能够达到设计要求。对于总压损失，由于燃烧室保证了雷诺数大于临界值，那么进入自模化区后总压损失系数也是能够保证的。对于壁温分布，尽管试验不能较好地反应实际工作状态下的实际情况，但对于对比试验，其结果也是有一定意义的。

2.5 参数及定义

燃烧室出口温度分布（OTDF，θt）和燃烧室出口径向温度分布（RTDF，θr）为燃烧室出口温度场均匀度的评价指标，其计算式为式中T4max 是出口所测温度中最大值，T4ave 是燃烧室出口平均温度，T4rmax 是出口径向温度分布沿周向平均值中的最大值，T3ave 是燃烧室进口平均温度，单位为K。

壁面温升系数来表征火焰筒壁面的温度分布，为火焰筒壁面温度进行无量纲化处理后的结果，其表达式为

式中θw，i 为火焰筒壁面i 点的温升系数；Tw，i 为火焰筒壁面i 点的温度，K；T3ave 为燃烧室进口平均温度，K；T4ave 为燃烧室出口平均温度，K。燃烧效率表示燃料在燃烧室中燃烧时，化学能释放程度和热能利用程度的经济性指标，本试验采用燃气分析法，根据排气分析得到的CO 和未燃碳氢UHC含量计算燃烧效率，计算式为

式中Mi 是物质i 的摩尔质量，Mgas 是燃气的摩尔质量，简化为28.64g/mol；Ci 是物质i 的体积浓度（ppm，即百万分之一），FAR 为油气比。

3 试验结果及分析

3.1 燃烧效率

燃烧效率是表征燃料燃烧时，化学能释放程度和热能利用程度的经济性指标。燃烧过程的能量损失主要包括物理、化学等未完全燃烧损失和散热损失。其中物理未完全燃烧损失主要发生在低负荷，由于出现碳粒、积焦等造成；散热损失主要由于对外界的对流和辐射导致；而化学未完全燃烧损失主要由于排气中残存有尚未燃烧的燃料。

图10给出了燃烧室采用不同方案时的燃烧效率情况。从图可以看出，燃烧室各方案的燃烧效率都在99.8% 以上。但从结果分布来看，双燃料燃烧室使用柴油燃料时的Case 1 及Case 3 燃烧效率均高于使用天然气时的Case 1及Case 3的燃烧效率。

由于气体燃料无蒸发过程，理论上燃烧应比燃烧柴油时更有效一些；但由于天然气喷口采用单排孔喷射，在燃烧室使用天然气燃料时，气体燃料集中

在一个方向、一个位置喷射出来，燃料浓度集中程度较大，天然气燃料来不及扩散，会导致火焰筒内微小局部燃烧不完全，导致使用天然气燃料时燃烧效率稍低的情况发生。文献［14］对某环管型燃烧室不同结构气体燃料喷嘴进行了试验研究，并对燃烧效率进行了对比，试验结果也表明燃烧室采用图11 中最后一个结构方案的单排喷射方案时，燃烧效率对比其他方案要低一些。

3.2 壁面温度

根据试验数据，本次试验中Case 1与Case 2火焰筒采集点有6支壁温热电偶失效，剩余40支为有效电偶；Case 3与Case 4火焰筒采集点有4支壁温热电偶失效，剩余42支为有效电偶。为便于分析，对火焰筒壁面温度进行无量纲化处理，采用壁面温升系数来表征火焰筒壁面的温度分布，各测点测量值结果如图12。

根据热电偶测试结果，从壁温分布整体上来看，对比天然气燃料，使用柴油燃料时（Case 1及Case 3），壁温上升幅度较大，且由各测点温度分布可以看出，柴油燃料条件下，高温区主要分布在火焰筒前部；天然气燃料条件下，高温区主要分布在火焰筒后部。

出现以上性能差异的原因，是因为双燃料燃烧室在使用天然气燃料时，燃料气体分子要比液态油滴小的多。当气体燃料通过喷射孔进入火焰筒后，燃料随着气流扩散的速度要大于液体燃料雾化及蒸发的速度，导致燃烧室内燃料分布出现差异，进而影响燃烧场及流场的分布。

对于液体燃料，旋流器带来的空气旋流与主燃孔射流共同作用，大部分燃料在火焰筒头部高度集中，燃烧过程主要在火焰筒前半部完成。但对于气体燃料，在其进入火焰筒后，扩散作用导致燃料浓度分布整体要比液体燃料更均匀，主燃孔气流的截断作用对比液体燃料要明显偏弱。最佳化学恰当比反应位置由于燃料气的扩散作用导致向火焰筒出口方向移动，导致高温区位置发生变化。同时，由于燃气辐射传热的减弱及整体掺混均匀性更好一些，使用气体燃料时火焰筒壁温要低一些。

3.3 出口温度场

由图13 试验结果可知，燃烧室采用I 型火焰筒时，不同燃料条件下测得的出口温度场分布均匀性指标全面优于II型火焰筒。可见对于本型燃烧室，影响出口温度场OTDF 指标的最主要因素是燃烧室的配气结构。II型火焰筒对比I型火焰筒，冷却空气差不多，差异主要在于掺混气量与燃烧空气的配比。II型火焰筒减少了主燃孔上部孔径尺寸，掺混孔数量和孔径都有所增大，并提前了主燃孔/掺混孔的轴向位置，其目的是优化主燃孔进气均匀性，提高火焰筒燃烧室尾部掺混。但试验结果表明这种结构并没有提高燃烧室出口温度的均匀性；其原因是由于主燃孔进气量的减少导致主燃孔气流的阻断作用减弱，由于火焰偏心均布的掺混孔又难以有效混合空气与燃气，最终导致了OTDF 数值偏高。可见，提高出口温度场均匀性是一项综合性的工作，设计时空气流量配比、主燃孔/掺混孔孔数、孔径、位置都是应该考虑的因素。

从燃料差异上来看，相同结构火焰筒使用不同性质燃料时其规律是类似的，少量差异主要是由于燃料性质、喷射速度的不同造成。从出口径向温度分布情况来看，使用I型火焰筒时，Case 1~2的出口径向温度分布系数最大值基本都出现在相对叶高0.4上下位置；使用II 型火焰筒时，Case 3~4 的出口径向温度分布系数最大值基本都出现在相对叶高0.1上下位置。显然I型火焰筒的结构要优于II型火焰筒。

3.4 压力脉动

燃烧室燃烧的动态压力是衡量燃烧稳定性的重要参数。模化试验中，通过动态压力传感器测得的信号，经频谱分析得出燃烧室燃烧动态压力的频率和振幅。本次试验各方案试验测量有效值见图14，全过程脉动压力变化曲线对比见图15。同时，课题组已在前期在此试验平台进行了燃气轮机振荡燃烧特性试验研究，可以排除空气、燃料的流量、压力波动等影响因素，其试验结果参见文献［15］。

可以看出，燃烧室在1.0 工况下，Case 1~4 动态压力最大值和平均值均未超出4kPa。从结构上进行试验结果对比来看：同种燃料条件下，燃烧室使用I型火焰筒时期动态压力均值均高于使用II 型火焰筒时的试验结果，结构对燃烧稳定性有一定的影响。当对同型火焰筒进行不同燃料试验时，I 型与II型火焰筒试验数据规律是一致的：当使用不同性质燃料时，同型燃烧室使用液体燃料时动态压力偏高，这是由于天然气燃料与空气的混合速度远大于柴油燃料，其结果就是燃烧的稳定性相对于柴油燃料时要好的多。当使用不同组分的气体燃料时，可以看出随着天然气热值的降低，压力脉动值随之上升；这是由于在同等工况下，可燃物质体积分数减少，与空气的掺混速度降低，故呈现出燃烧稳定性变差的趋势。

3.5 总压损失

图16 分别给出了燃烧室不同方案下的总压损失。总压损失包括冷、热态两部分。在冷态，即不燃烧条件下，只要雷诺数足够大，致使气流流动进入自模化状态，则流体阻力系数将是一常数，它不再随气流速度的增大而改变。当燃烧室进入热态，即燃烧工况后，流体阻力系数将随加热温升的增高而逐渐加大。从图16 可以看出，各个方案的总压损失均≤5%。

试验结果表明，同种燃料条件下，采用I 型与II型火焰筒测得的总压损失基本相同；这是由于燃烧室冷态总压损失主要由结构来进行确定，I型与II型火焰筒尽管开孔方案略有差别，但由于开孔总面积基本保持一致，各孔流动阻力略有不同但又互相抵消，综合起来后导致流动阻力基本一致。但对于不同性质燃料，柴油条件下主燃区燃烧温度偏高，总体出口温度也大于天然气条件下的，故总压损失的差异主要是由热阻引起的。

3.6 熄火极限

燃烧室熄火特性同样是燃烧室性能参数重要指标，其主要目的是确定燃烧室在慢车工况条件下的熄火油气比。为了测试双燃料燃烧室中燃料分配对燃烧室熄火极限的影响，熄火试验通过模拟燃烧室慢车状态，保持燃烧室进口空气参数不变，逐步减小燃料量，来确定燃烧室贫燃熄火边界。图17 给出了燃烧室不同Case 下的熄火极限性能对比。

试验结果表明，即便考虑燃料热值折合，使用不同火焰筒时燃烧室天然气贫燃熄火油气比也均略优于柴油。可能的原因在于极限条件下液体燃料喷口尽管有空气进行辅助，但在熄火极限点时燃油压力过低导致雾化质量过差；而气体燃料由于不存在蒸发雾化过程，极限条件下仍能保持较好的燃烧，故出现以上现象。

对比不同火焰筒结构，在柴油燃料条件下，II 型火焰筒贫燃熄火性能要优于I 型火焰筒，其原因在于II 型火焰筒主燃区空气流量配比稍低一些，同等试验条件下燃烧区局部油气比要高于I 型火焰筒。在气体燃料条件下，II 型火焰筒贫燃熄火性能要略差于I型火焰筒，其原因可能是II型火焰筒主燃孔开孔面积较I 型火焰筒小，间接增加了旋流器与主燃孔一次空气流量比，火焰筒空气轴向速度升高导致气体燃料分布发生变化，导致了此现象的发生。

由于测试条件的限制，无法得到熄火条件下的燃气流动及燃烧细节，此部分研究内容还需在以后的工作中进一步开展。

4 结论

在燃烧试验台上，通过模化原理及有效性分析，使用不同燃料，对2种结构下双燃料燃烧室进行了额定工况下负荷特性试验，主要工作和结论如下：

（1）在常温空气入口条件下进行燃烧室负荷性能试验，通过对比实际工作状态比较分析可知，其燃烧效率偏低、火焰筒壁温偏低、出口温度场性能恶化及压力脉动增大；在燃烧室内流动确定进入湍流状态时，总压损失变化不大。

（2）额定工况模化参数下的负荷特性试验表明：双燃料燃烧室气液燃料条件下的燃烧室性能有着明显差异。本型双燃料喷嘴使用不同燃料时喷射规律具有较大的相似性，但仍然可以看到，燃烧室使用气体燃料时，对比气体燃料燃烧效率与总压损失稍低、壁面温度偏低且高温区后移、出口温度场分布更好、压力脉动更低、熄火极限油气比更小。