燃烧丨西工大：航空发动机燃烧室全寿命周期的设计研发体系

 

航空发动机被比喻为飞机的“心脏”，而燃烧室可以说是“心脏”的“心脏”[1]。燃烧室的作用是将化学能（燃油加空气）转化为燃烧产物和剩余的未燃空气的热能（温度升高）[2]，燃烧室接受压气机流出的高压空气，并与燃油燃烧产生热能，为涡轮提供均匀混合的高温燃气，由涡轮输出驱动压气机工作所需的功率，这就决定了燃烧室是发动机的“心脏”，也就是飞机“心脏”的“心脏”。

目前，航空发动机燃烧室朝着军用高油气比燃烧室和民用低污染燃烧室方向发展[3]。在军用燃烧室方面，美国F135 涡扇发动机（装备F35 战斗机）的燃烧室油气比达到0.046，而美国下一步研发的燃烧室油气比要达到0.062。在民用燃烧室方面，GE 公司研制的双环预混旋流器（Twin Annular Premixing Swirler,TAPS）燃烧室具有很低的污染物排放水平，TAPS Ⅰ（用于GENX 发动机，装备 B-787 飞机）和TAPS Ⅱ（用于Leap-1A、Leap-1B和 Leap-1C发动机，装备 A320neo、B737Max 和 C919 飞机）的 NOx 排放分别比CAEP6 标准低36%和50%，近期取得适航证的TAPS Ⅲ（用于 GE9X 发动机，装备 B777X 飞机）的NOx排放要求比CAEP6标准低75%。

航空发动机衍生燃气轮机燃烧室的发展方向也是低污染，要求在换算为15%氧浓度（质量分数）时，在50%~100%工况内（以后可能会要求25%~100%）的每一工况点，天然气燃料的NOx 排放要低于25×10-6，CO 排放要低于50×10-6；对柴油为燃料的燃气轮机燃烧室，NOx 排放要低于 60×10-6，CO 排放要低于100×10-6。燃气轮机燃烧室的另外一个主要要求要求是长寿命，要求第1 次大修前的寿命为3000～10000 h。

中国航空发动机与燃气轮机的设计研发起步较晚、发展较慢，其燃烧室与国外先进水平差距较大。近年来国内逐步开展先进航空发动机与燃气轮机燃烧室的基础研究和技术研发，目前燃烧室设计研发体系还在建设完善中。本文作者基于在国内外大学和某国际知名发动机公司从事航空发动机燃烧室领域的教学、基础研究、技术研发和试验研究工作60 多年的经验，提出燃烧室设计与研发体系。

1 燃烧室研发体系

燃烧室设计研发全过程如图1 所示。图中描述了燃烧室从概念预先研究到售后服务的全寿命周期内的研发过程，适用于各种航空发动机和燃气轮机燃烧室的研发工作，亦可供其它部件和整机研制参考。

 

图1 燃烧室设计研发全过程

2 燃烧室研发特点

2.1 燃烧室设计与研发密不可分

燃烧室设计后必须试验和修改设计，而且还不止一次。一个很有水平和经验的燃烧室设计者，如果能够适当地（不是彻底地大改）改动3 次就可以过关，使设计定型，那就很不错了。这个试验-修改-再试验-再修改的过程，就是研发，实际上主要是“发”，即发展。可以说，航空燃烧室的设计总是与研发密不可分的，连起来叫设计研发，新一代的先进燃烧室尤其如此。

2.2 燃烧室的研发以试验为主

燃烧室中的燃烧过程涉及湍流、液滴破碎和蒸发、油气混合、化学反应、化学平衡、化学动力学、传热学等诸多学科，这些学科本身仍然有大量的科学问题有待于解决，因此在现阶段燃烧室的研发以试验为主。

2.3 CFD在燃烧室研发中的作用

计算流体力学（Computational Fluid Dy-namics,CFD）在风扇和压气机的设计研发过程中可起到关键性作用。在西方航空发达国家，已有成熟的3 维叶轮机系统设计方法。

在燃烧室的设计研发中，以前是利用CFD 对试验结果理解判断，并且在开始设计研发前辅助初步方案筛选。近年来CFD 技术在燃烧室方面应用取得了长足进展，只是由于燃烧室现有的湍流、液滴破碎和蒸发、化学反应、化学平衡、化学动力学、传热学等数学模型与试验结果之间存在一定的出入，需要对其进行校核后才能应用于燃烧室的CFD计算中，因此CFD在燃烧室中的应用研究还需要进一步发展。

燃烧室研发以试验为主，数值仿真为辅。数值仿真可以节约研究经费和缩短研发周期，并可帮助研发人员理解和解释研究结果，但数值仿真不可替代试验。

特别需要指出的是，燃烧室数值仿真与燃烧数值仿真的区别。在燃烧室数值仿真中，由于燃油喷射模型、湍流模型和燃烧模型等尚不能与试验结果很好地吻合，可以用试验结果代替这些模型（比如液滴分布）进行计算，这样得出的结果可以很好地与试验结果吻合。也就是说，CFD要与试验密切结合。

在国内，由于前期的试验数据严重不足，在现阶段不但不能减少试验，还要增加试验，为研发体系提供基础数据支撑。

2.4 燃烧室设计研发的综合性

燃烧室的设计研发涉及各门学科。既有物理学科，如热力学、物理化学、传热学、流体力学和空气动力学，也有化学学科，如化学动力学；不仅涉及基础学科，还涉及机械设计、强度、应力分析、材料选择，有质量分析和成本考量，更有工艺、装配和试验，还离不开维修和寿命等问题。

总之，燃烧室设计研发综合性很强，绝非只靠加强基础研究就能搞好。需要良好的研发体系和完善的配套。也正是由于设计研发的要求是多方面的，设计研发必然需要平衡折中，但根据用途不同，可以有所侧重。 

2.5 燃烧室设计研发发展迅速

燃烧室设计研发的迅速发展是由发动机的迅速发展所决定的。回顾几十年的发展历程，燃烧室的发展经历了单管燃烧室、环管燃烧室到环形燃烧室，再到今天的短环形燃烧室。燃烧室进口压力从10 个大气压以下到20个大气压，再到30个大气压，现在能到60 个大气压，下一步可以提高到70 个大气压。燃烧室油气比从0.02 以下到0.03 再到0.046，下一步可以超过0.060。总的来说，现在已由常规燃烧室进展到以低污染为代表的民用燃烧室和以高油气比为代表的军用燃烧室。说明如果现在还在仿制几十年前的低压比、技术落后的燃烧室，那么由于研发资金、人力都是有限的，无疑就“自甘落后”了。更重要的是如果永远下不了决心走上自主设计研发的艰苦之路，也就永远没有“出头之日”。

2.6 先进燃烧室的特点

从设计研发的角度看，用于先进燃烧室燃烧的空气质量分数大大增加，因而其燃烧组织的设计也大不相同。大量的燃烧空气从燃烧室头部进入，不需要再由主燃孔进气，于是火焰筒上可以没有主燃孔。现在仍然有设计者想用常规的方法来设计先进燃烧室，均未成功。而先进燃烧室头部进入的大量空气也会带来一系列燃烧上的问题，其主要设计研发上的特点就是如何解决这些问题。当然还有其它问题，例如冷却、冒烟、进口高马赫数带来总压损失增大等问题。但最主要的特点是头部空气质量分数大量增加，造成燃烧组织上与常规燃烧室不同。应当说明，先进燃烧室也是从常规燃烧室发展过来的，常规燃烧室上很多成功的措施、方法和经验仍然是有参考价值的。

2.7 燃烧室设计要立足于自主

长期以来，中国的发动机及燃烧室走的是买、抄、仿的路线，一直未建立自主的研发体系。在技术方面，到今天为止，仍然没有走上自主研发的正确道路，依然是步别人之后尘。

举一实例：RR公司有著名的三转子发动机技术，其它公司就不去模仿该技术，如PW 公司就走齿轮传动的技术路线，其实这2 种路线是为解决同一问题的。这就是说，每家公司都应坚持走自己的技术路线，而不去抄袭或模仿。

3 燃烧室研发阶段划分

从技术发展来看，燃烧室设计研发分为5 个阶段：概念预先研究、方案选择、技术研发、型号研发和售后服务阶段。

3.1 概念预先研究阶段

概念预先研究属于预先研究的范围，其主要任务是依据飞机和发动机的设计要求，根据目前现有的技术水平和能力，结合正在研发的可在适当的时间范围内取得突破的先进技术，制定技术路线和初步的设计方案。举2个例子说明。

（1）在30 多年前开始进行的航空低污染燃烧的研究，从基本概念知道若要控制燃烧温度，有贫燃和富燃2种可能，也知道贫油预蒸发、预混合是1条正确的研发道路，于是就开始研制预蒸发的混合器，这就是预先研究，是试探性的。当时2 家大发动机公司都研制很长的混合器（150 mm），结果都因自燃而烧坏。这项预研工作以失败告终，使人们认识到自燃问题是障碍，于是开展对自燃的预先研究，这时的自燃研究脱离了发动机循环参数，并不是针对某类发动机，而是研究问题，属于科学研究的范围，只有把问题研究清楚后才能考虑怎么研究防止自燃的技术。

（2）在GE公司开展的高油气比燃烧室预研中，曾提到发展高油气比燃烧室存在慢车贫油熄火等基本问题，但提出了几个方案都没能解决，说明预先研究中失败的可能性很大。

3.2 方案选择设计研究阶段

方案选择设计研究阶段仍然属于预先研究范围，但这一阶段主要研究的是方案，要选择设计研究的大方案，为开展技术研发验证机计划做准备。

3.3 技术研发阶段

研发阶段就是开展技术研发验证机计划阶段，可以作为发动机的验证机计划中的燃烧室部分，也可以进行独立的先进燃烧室的技术研发，纵向地往下则进入初步设计。先进燃烧室的初步设计研发包括单模（单喷嘴）的单管燃烧室试验研发，所以这里的试验研发技术指单管燃烧室的试验研发。单管燃烧室初步设计研发通过后，进入详细设计研发，主要是全环形燃烧室的详细设计研发，在试验设备能力不足或有其他考虑时，可以在全环形燃烧室研发之前（或同时）进行扇形段燃烧室的试验研发（TRL4[4]），如图2所示。 

图2 燃烧室技术研发过程

最典型的就是试验设备无法实现环形燃烧室的100% 工况试验，而改用90°扇形燃烧室来实现，重点考核出口温度分布，包括热点指标及径向温度分布。对低污染燃烧室，用扇形段燃烧室100%工况试验考察大工况的排放，看是否与单管试验结果有出入；对高油气比燃烧室，要考察壁温，因为单管燃烧室试验在冷却上与全环形燃烧室有较大的差别，所以重点在全环形试验，有降压力试验或降工况试验。全环形燃烧室试验通过后技术成熟度就达到了5 级（TRL5）。如果是发动机验证机研发，那还需进行装上发动机的燃烧室试验验证（TRL6）；而技术研发计划就到此为止，称为技术定型。

3.4 型号研发阶段

在型号研发阶段需要根据其他阶段的研究结果实施型号研发计划。其他阶段的研究结果主要包括：通过方案选择设计研究确定的总方案、在技术研发阶段得到技术定型的结果、在售后服务和使用中问题的信息反馈、总体部门和性能部门的要求(比技术研发计划中的要求详细，除性能、工作外必须包括使用、维修、寿命、成本、质量等要求)和循环参数等。

型号研发是研发可以实用和销售的产品，原则上是不允许失败的。曾经有过因为1 个发动机型号研发不成功而导致发动机公司破产的先例，由于型号研发时已经与飞机公司(或民航公司)或军方签了合同，时间很紧，必须按部就班往前走，一旦出现大问题时，往往不可能仔细研究后再制订解决措施。这时只要能过得去(使用单位同意)，往往“凑合”一下，可以说在那时“凑合”是必然的选择，而且一旦“凑合”过去，以后再也不会去大改。这方面最广为人知的例子是LM6000 型号（如图 3所示），在研发后期发生振荡燃烧故障这一拦路虎。在做了一些改进措施没有效果后，就在燃烧室头部机匣位置安装了23 根长短不一的直径为2.54 cm 的Helmholtz1/4 波长防振管。尽管很难看，但也就“凑合”过去了。

图3 LM6000燃烧室结构

因为时间紧，在型号研发时试验件常常不是只加工1件，因为如果1个试验件在试验中损坏，重新加工试验件，要消耗很多时间；或者至少把重要的组件事先准备好，例如燃烧室的燃油喷嘴和空气旋流器，虽然一些组件可能用不上而浪费，但从时间上来讲是划算的。具体说，在单模(单喷嘴)的单管燃烧室上，要准备好各种流量数的喷嘴。因为临时去订货经常要等几周时间，就是有现货也要等1周以上。

产品研发中所用的材料、工艺应尽量与以后发动机上使用的一致(除了单件和批生产差别之外)。即使这样，也必然会有很多配套问题，包括紧固件、管接头等，必须仔细考虑。

在型号研制阶段，主要设计者不能只考虑到燃烧组织、油气匹配这样的大问题而忽略“小”问题，在试验台上哪怕是少1 个螺帽也会延误进度。在型号研发成功后，会遇到处理大量技术文件的琐事，设计研发人员不喜欢这些琐事，但这又是完成型号研发必不可少的。

3.5 售后服务阶段

在投产之后进入售后服务阶段，在这一阶段中设计方面仍需不断地改进，特别是使用中出现的问题应及时反馈，这对设计人员非常有帮助。例如某型号燃烧室的环形火焰筒的环高太低，研究人员曾明确指出以后会有问题，但因为怕麻烦没有改动，结果在使用中发现油雾碰到火焰筒壁，以致寿命只达预期的一半，这样就不得不改动了。由于火焰筒大改，或者喷嘴大改，都要重新定型试车，由此带来了更大的麻烦。

3.6 技术研发与型号研制的关系

技术研发就是要掌握技术，为型号研制奠定基础，这样型号研发才有把握。但技术研发与型号研发又有所不同：型号研发需解决很多工程性问题，而技术研发不太考虑寿命问题和工程问题。二者最大的区别是技术研发掌握技术，而型号研发要交付产品。

技术研发是独立于型号而存在的，不依附于型号研发，而是为型号服务。在发动机公司的整个研究队伍中，应当有一定数量的技术人员从事技术研发。技术研发告一段落后，就可以进入型号研发阶段；型号研发成功后，又可以转回来开展技术研发，剩下的一部分开始新的型号研制。

没有技术研发就没有技术储备，没有技术储备型号研发就很被动。只有通过预研的可行性认证，历经技术研发阶段，掌握技术以后才能应用到实际的发动机型号上。一旦型号研发成功，新技术就固定和稳定下来；只有技术研发而没有型号研发，则这项技术就没有固定下来。以后可能又开展新的技术研发计划，也可能暂时没有技术研发的计划，这就是技术研发与型号研制的关系。

4 先进航空发动机燃烧室与传统燃烧室设计和研发的差异

新一代先进航空发动机燃烧技术不断发展，先进航空发动机燃烧室与传统燃烧室相比，设计和研发差异主要体现在以下几方面。

4.1 燃烧室划代

新一代先进燃烧室以高油气比军用燃烧室和低污染燃烧室为代表。在先进燃烧室出现之前，出现过2代燃烧室，现在的先进燃烧室可以称作第3代。第1代燃烧室大致出现于20 世纪40～70 年代，其压比约为10，采用空气动力学扩压器、双油路离心压力雾化喷嘴或双油路喷嘴，其燃烧区为富油燃烧区，冷却设计为波纹板冷却带，火焰筒上有主燃孔，通过主燃孔进入的空气与燃烧室头部进入的空气共同形成1 个大的回流区，有掺混孔，主要形式是环管燃烧室。其典型的代表有中国的WP6 发动机燃烧室和美国的J79 发动机燃烧室。第2 代燃烧室出现于20 世纪70～90 年代末，其典型的压比约为20，采用短突扩扩压器和成膜式空气雾化喷嘴，主燃区设计为接近化学恰当比，冷却设计为机械加工的冷却环带。主要形式是短环型燃烧室，燃烧主要是扩散燃烧，典型代表有RB-211 发动机燃烧室和CFM-56 发动机燃烧室。当今先进燃烧室为第3 代燃烧室，其发展始于21 世纪初，其压比大于30。第3代燃烧室分为低污染燃烧室（前2 代没有）和高油气比燃烧室，在高油气比燃烧室前有常规燃烧室向高油气比过渡的燃烧室，如F-119发动机燃烧室（油气比为0.038）。需要说明的是现有燃烧室中仍有不是低污染或油气比较低的燃烧室。第3 代燃烧室的头部进气占了整个燃烧空气很大的比例，燃烧空气全部由头部进入；没有主燃孔，也可以没有掺混孔。由于燃烧空气全部由头部进入，所以燃烧区的空气动力学完全由头部进气所决定。与前2代燃烧室只有1 个燃烧区不同，第3 代燃烧室有副油燃烧区和主油燃烧区2个燃烧区。第3代燃烧室可以采用预混、预蒸发、预混和、直接混合的燃烧设计，也可以采用其中几种组合设计。对第3 代燃烧室，总的来说扩散燃烧不占主导地位，空气动力学一般设计为低旋流。对贫油预混合预蒸发（Lean Premixed Pre⁃vaporized，LPP）低污染燃烧室来说，要特别注意燃烧不稳定性问题。对其它方案，要设计为火焰脱开头部（底板）一小段距离，这对头部冷却有益处。第3 代燃烧室仍有中心回流区，由副模空气形成，其大小比前2 代的小。第3 代燃烧室冷却采用发散小孔冷却，多层孔板和瓦块式已被淘汰。成膜式空气雾化喷嘴已经不占主导，取而代之的是副油路喷嘴采用单油路的离心压力雾化喷嘴，主油路喷嘴采用横向气流直射喷嘴。扩压器仍然与第2 代燃烧室的相同，这方面还没有重大变化。西北工业大学的燃烧团队研发的空气分配器式的燃烧室结构如图4 所示。该燃烧室有效果，但还没有结论性的成果。把扩压器的功用以及头部上游、火焰筒上游，从扩压器到火焰筒之间的上方流场的空气分配的作用结合起来，基本概念是正确，但还有待进一步研发。

图4 空气分配器式扩压器[5]

4.2 燃烧组织方式的差异

先进燃烧室的设计研发是从常规燃烧室的演变过来的，常规燃烧室和先进燃烧室的结构如图5、6 所示。其主要变化由1 种因素引起，即无论是低污染燃烧室还是高油气比燃烧室都需要明显增大燃烧空气的质量分数，尽管二者的目的和意义并不一样。对于低污染燃烧室来说，增大燃烧空气质量分数是通过降低大工况下燃烧区的温度来降低NOx；而对于高油气比燃烧室来说，增大燃烧空气质量分数是不希望在100%工况下出现富燃和冒烟的状况，是为了控制冒烟。这一因素给燃烧室设计带来一系列变化，也带来试验研发方面的变化：（1）不再有主燃孔；（2）火焰筒头部高度增加；（3）燃烧区分为主模燃烧区和副模燃烧区；（4）副油路采用单油路离心喷嘴；（5）主油路采用直孔喷射；（6）火焰筒壁面最好采用发散冷却方式；（7）副模采用弱旋流设计；（8）高进口马赫数可能采用空气分配器式扩压器。

图5 常规燃烧室结构

 

图6 先进燃烧室结构

4.3 燃烧室试验的差异

先进燃烧室在设计方面的变化导致其在试验研发上也有很大不同。由于先进燃烧室的燃烧空气全部由头部进入，没有主燃孔，燃烧区的空气动力学完全由头部的空气模确定。这样在试验和研发时，单头部燃烧室试验的重要性大大提高，燃烧室的基本性能问题都可以在单管燃烧室上研究并得以解决。这样就涉及到初步设计的定义和研发的内容有所改变，在初步设计阶段，在单头部燃烧室上基本的燃烧问题都得以解决，然后才进入详细设计阶段和全环燃烧室设计阶段。单头部燃烧室重要性大大增加，这是燃烧室试验研发上的重大变化。在过去仿制过程中不需要从单头部燃烧室开始，对单头部燃烧室在先进燃烧室设计中的重要性认识远远不足。总之先进燃烧室的设计与研发完全进入了1 个新阶段，设计研发者和管理者需要要有新的理念、思路和规划。

5 总结

1）燃烧室是“试”出来的，不是“画”出来的，也不能“算”出来，更绝对不可“抄”来或“买”来。2）在燃烧室研发各阶段中，技术研发阶段尤为重要，只有完全掌握技术才能开始型号研究。3）先进燃气轮机燃烧室与传统燃烧室相比，无论是燃烧组织方式还是燃烧室试验都有很大差异，单头部燃烧室的重要性显著提升，设计研发者要有新的理念、思路和规划。