加力燃烧室
高性能发动机加力燃烧室技术发展趋势
谢建光,曹宗华,李峰
(中国燃气涡轮研究院四川成都610500)
摘要:分析国内外军用航空发动机加力燃烧室的技术发展趋势以及下一代高推重比发动机加力燃烧室将要达到的主要技术指标与设计要求,分析下一代高推重比发动机加力燃烧室的设计难点,分析下一代高推重比发动机加力燃烧室可能的技术方案,并分解其关键技术。
关键词:加力燃烧室;高推重比;航空发动机
引言
下一代高推重比发动机对加力燃烧室部件提出了更高、更苛刻的要求,加力燃烧室设计将面临众多新技术的挑战。本文通过对加力燃烧室的现状和发展趋势予以论述,推算下一代高推重比发动机加力燃烧室进出口气动参数和技术指标,分析其带来的主要技术难点和解决措施,并设想下一代高推重比发动机加力燃烧室技术方案,分析其需要突破的主要关键技术,为下一代高推重比发动机加力燃烧室的研制提供参考。
1加力燃烧室发展现状与发展趋势
1.1典型第三代及其改进型军用航空发动机加力燃烧室技术概况
上世纪60年代中期美国开始高机动性的“空中优势战斗机”的发展计划,随后前苏联等国家也相继研制相同技术档次的军用战斗机。其中具有代表性的军用涡轮风扇发动机主要有美国的F100、F110、F404,法国的M88,苏联的AL31F和RD33等。这些发动机加力燃烧室都是由扩压器、中心锥、混合器、火焰稳定器、喷油系统及防振隔热屏等组成,各加力主要元组件需要分别设计并作组合优化,大都采用V型稳定器来稳定火焰,这种加力燃烧室通过气流在钝体后形成的尾迹旋涡和回流区产生一个油气混合均匀的低速区,从而具备了火焰稳定的必备条件,回流区内油气燃烧产生的高温燃气在稳定器后回流区内形成稳定连续的点火源,同时回流区还起着储热器的作用,以湍流传热和换热的形式,为可燃混合气传输热量和活性物质,使火焰得以在加力燃烧室中迅速传播。外涵低温空气的燃烧问题可以通过周向和径向组合的火焰稳定器解决。
由于采用径向火焰稳定器可将中心部分已燃的高温燃气向外引出,有利于由外涵引入的冷空气与燃油混合气的汽化、蒸发,同时利用引出的燃气使其燃烧,径向稳定器在不开加力时可作为掺混器,将外涵道空气引向加力燃烧室中部,加强内外涵气流的掺混。F110一GE.129EFE的加力燃烧室采用径向火焰稳定器取代了Fl10.129IPE的三圈环形火焰稳定器,如图1所示,加力燃烧室中沿圆周均布8个较长、8个较短的径向V型火焰稳定器,这样的布置方式既可满足稳定火焰的要求,又不会在中心处严重堵塞。采用径向火焰稳定器后,F110.129EFE加力燃烧室结构较F110.1291PE简单,零件数减少了15%,重量减轻3%。法国的M88.II、西欧四国联合研制的EJ200和美国的F414等也都采用径向火焰稳定器方案。由此可见,随着推重比的不断提高,现役军用涡扇发动机加力燃烧室的火焰稳定器己由传统的多环形周向与径向稳定器组合形式逐步发展成为以径向火焰稳定器为主的形式。232
图1F110-GE-129IPE与Fl10・GE-129EFE加力燃烧室结构对比
随着发动机性能需求的提高,加力燃烧室入口温度有了进一步的提高,同时氧含量进一步降低,因此对其性能设计提出了新的挑战。首先,火焰稳定器和燃油喷嘴由于处在涡轮出口气流中,需要采用外涵空气对稳定器与喷油杆进行冷却:其次,由于涡轮出口气流温度的提高,使得燃油喷雾受到自燃的限制,需要在较短的预混距离内完成燃油在稳定器截面的均匀分布并且防止积炭。这些限制条件使得稳定器与喷油杆的一体化设计有很大难度,为了解决这一技术难题,Wadia等人于2001年提出将燃油喷嘴与火焰稳定器一体化的结构方案(见图2)。
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图2喷油杆与稳定器一体化设计设想方案
1.2国外第四代军用航空发动机加力燃烧室技术概况
第四代战斗机用航空发动机加力燃烧室的进口温度一般高达900℃,出口温度达1800℃~1900℃左右,其加力燃烧室一般都采用曲壁截锥短环形扩压器与环形混合器相结合,喷油杆和火焰稳定装置设置在扩压器通道内,环形混合器又与涡轮后框架设计成一体。这样的布局既缩短了加力燃烧室长度,减小了扩压器通道气流分离趋势,又有利于分别组织内外涵加力燃烧,同时由于加力燃烧室的火焰稳定器、喷油杆都通过外涵风扇的低温空气进行冷却,因此具有更好的耐久性,还可以降低红外辐射。加力燃烧室外机匣采用具有阻燃性能的钛合金,与第三代发动机相比,既减轻了重量,又降低了生产成本和结构复杂性。
第四代战斗机典型代表如美国的F119(见图3)等,其推重比在10左右,加力燃烧室采用与涡轮后承力框架一体化结构,通过涡轮后承力框架的支板稳定火焰,加力燃油喷杆内置在支板内,保证燃油喷杆的稳定工作,这种一体化结构大大缩短了加力燃烧室长度,降低了加力燃烧室重量。233
图3F119发动H【结构瞄
目前,国外正在服役和研究的推重比12一级的发动机有F135和F136,其中F135发动机的加力燃烧室采用与F119类似的一体化加力燃烧室结构.加力燃烧室稳定器与涡轮后承力框架支板一体化,加力燃油喷杆内置在支板内,与F119不同的是F135加力燃油总管改为内置结构,另外点火方式也做了修改,但总的加力燃烧室组织燃烧方案基本一致。而F136发动机的加力燃烧室采用平行进气的环形混合器结合径向稳定器的加力燃烧室结构形式,其隔热屏结构形式与F135的隔热屏结构形式类似。
这两种组织燃烧的方案各有其特点,但一体化加力燃烧室方案在简化稳定器结构、减少零件数以及减轻重量方面更有优势,在减小流体阻力、降低总压损失方面也有更大的潜力。13国9l,☆n力燃烧室技术发展趋势
传统发动机加力燃烧室大都采用v型钝体火焰稳定器,尽管流道阻塞大,重量较重,
但技术成熟,仍然得到广泛应用。先进的第三代和三代半歼击机发动机广泛采用径向火焰稳定器,并在现有技术可能的范围内实现了加力燃烧室某些部件的一体化设计,如火焰稳定器和喷油杆结合、扩压器与混合器相结合等,这些一体化设计措施均有助于减d,,01力燃烧室的体积和长度,提高发动机推重比。但是,钝体结构必然会阻塞流道,特别在非加力状态造成额外的损失,点火器、支撑框架以及复杂的冷却系统又增加了发动机的重量,难以实现更高推重比的目标,这是钝体火焰稳定器与生俱来的缺点。
第四代军用发动机加力燃烧室采用加力与涡轮后承力框架一体化设计后,可以克服传统方案流阻大、重量重等缺点,在试验和实际使用中表现了卓越的性能,国外研究资料表明,这种加力燃烧室方案还适用于更高推重比发动机。
2未来军用航空发动机加力燃烧室设计技术发展方向与途径
21未来高推重比发动机加力燃烧室技术指标与设计要求分析
通过对第三代和第四代发动机加力燃烧室进出口参数和技术指标的对比分析和发展趋势,推算未来高推重比发动机加力燃烧室的进出口参数和技术指标如下:
内外涵进口总压:450kPa~650kPa:
350K:内涵进口总温:1250K~1
外涵进口总温:450K~550K;
K~2200K;出口平均总温:2loo
加力燃烧室总压恢复系数:o97-4)98;
加力燃烧效率:0.915—0
2935。2未来高推重比发动机加力燃烧室技术特点与难点
1更高的内涵进口温度22
未来高推重比发动机加力燃烧室在设计点内涵进口气流温度将达到1250K-1350K,在空中将高达1300K~1400K,这将给加力燃烧室设计带来困难。
首先,在如此高的气流温度下,极易产生稳定器烧蚀、隔热屏过热、以及燃油总管和喷油杆故障等问题。同时由于高温气流的换热作用,燃油总管和喷油杆内腔的燃油热分解沉积的渣垢(即结焦)会改变喷嘴的喷油量和喷射角。
其次,向低压涡轮出口后的高温气流中喷油,喷嘴口处燃油可能“自燃”,并妨碍油珠穿透气流,改变油珠蒸发率和燃油浓度分布。甚至会造成稳定器烧蚀。为避免燃油“自燃”对稳定器的不利影响,掌握燃油“自燃”的规律及其影响,并从设计上采取技术措施预防或减小其不利影响,是十分重要的。
2.2.2更高的加力温度
未来高推重比发动机设计状态的加力温度将达到2100K-2200K,空中最高加力温度将达到2150K-2200K左右,核心气流的温度将达到2300K左右。这意味着燃烧区可用氧气几乎完全烧尽,必须充分利用加力进口的空气参与燃烧,同时隔热屏冷却空气量需在第四代发动机基础上进一步减少。因此必须精心组织燃烧区的燃烧,设计好燃油浓度的分布,使燃油浓度分布与氧浓度分布主动匹配,同时隔热屏需采用更高效冷却技术和耐更高温度的轻质材料,进一步减少隔热屏冷却空气量。
2.2.3更低的流体阻力和更高的燃烧效率
未来高推重比发动机加力燃烧室包含支板损失的冷热态总压恢复系数需要在推重比lO的基础上进一步提高,燃烧效率也需要在推重比10的基础上进一步提高。这要求加力燃烧室采用先进的气动和结构设计技术,减小流阻,同时还需采取一定的措施保证高的燃烧效率和燃烧稳定性。
2,2.4超短的加力长度
未来高推重比发动机加力燃烧室的长度在推重比10的基础上大幅度减短,常规加力方案无法保证燃烧效率指标,必须采用先进的加力型式,才有可能满足总体对加力尺寸和性能的要求。
2.2.5超轻的加力重量
未来高推重比发动机加力燃烧室要在第四代发动机的基础上大幅度降低重量,常规的加力型式和材料无法满足重量设计要求。为了满足重量指标的要求,一方面需要采用先进的加力型式,简化加力结构,减少零件数,缩短加力长度,另一方面需要大量的采用轻质的耐高温复合材料。
2.3国外开展的先进加力燃烧室研究
近年来,加力燃烧室的研究工作主要致力于增加推重比的相关研究,美国针对新一代航空发动机的发展先后开展的“综合高性能涡轮发动机计划(即lHPTET计划)”和“多用途经济可承受的先进涡轮发动机计划(即VAATE计划)”。其中VAATE计划中提出的智能发动机,其加力燃烧室采用与涡轮后框架一体化结构(见图4),这种一体化加力燃烧室的主要特征是加力燃油流路直接安置在涡轮后框架的支板内,加力燃油从支板内的喷嘴孔喷入并进入支板后形成的回流区内稳定燃烧。这种加力燃烧室的设计关键在于合理的安排燃油喷235
射既保证加力燃油浓度分布与氧浓度分布主动匹配,叉避免燃油的自燃与结焦,还能保证燃油在支板后的回流区内形成稳定燃烧点火源,同时保证加力燃烧室较低的流阻损失;此外,各支扳后燃烧区之间的联焰等也将是一体化加力燃烧室设计的关键,需要进行深入的研究。国外研究资料表明,涡轮后框架一体化加力燃烧室方案能适用于更高的加力热负荷,具有更简单的结构以及更高的喷嘴和稳定器工作可靠性,在高推重比发动机预先研究中继续得到了深八广泛的研究,目前己进入工程应用研究阶段,并有望在高推重比发动机上得到应用。
另外,美国在IHPTET计划和VAATE计划中研究了旋流加力燃烧技术(图5)。强旋流技术可大幅度强化混合,提高燃烧强度和燃烧稳定性,缩短燃烧段长度,降低尾喷流火焰辐射强度,从而缩短加力燃烧室的长度、减轻重量,提高发动机隐身性能,但旋流加力最大的缺点是加力的损失较大,出口气流存在较大的余旋。
此外,美国等航空发动机发达国家还在气动稳定和变几何稳定等新型加力燃烧室组织燃烧与火焰稳定方案方面开展了大量的技术研究,也取得了一定的技术成果。
图4VAATE计划智能发动机示意图图5IHPTET计划旋流加力燃烧室示意图
24未来高推重比发动机加力燃烧室方案展望
241未来高推重比发动机加力燃烧室技术方案展望
通过对未来高推重比发动机总体方案加力燃烧室的气动参数和技术指标的推算和分析,以及对国外先进加力燃烧室技术跟踪与分析,未来高推重比发动机加力燃烧室可能采用的技术方案有:
满轮厉承力框架一体化加力燃烧室方案(见图6),采用此方案,加力燃烧室长度可咀较大幅度的缩短、加力燃烧室的重量也可以减轻许多,另外加力燃烧室的燃烧效率较高,不加力的压力损失也较小,此种加力方案在F119和F135上成功应用并表现了很高的加力性能;
整体式旋流加力方案(见图5),涡轮后承力框架作为旋流加力的叶片,燃油喷杆内置在叶片内,此种加力燃烧室结构的加力燃烧效率很高、结构简单、重量轻,但加力燃烧室的总压恢复系数偏低,且加力出口气流存在较大的余旋:
基于涡轮后承力框架一体化,并融合气动或变几何火焰稳定的加力燃烧室方案,此方案能在一体化加力燃烧室方案的基础上进一步降低非加力状态的流阻损失.但调节和控制执行机构的增加以及对其它部件和核心机性能的影响会增加发动机的复杂性。
涡轮后承力框架一体化加力燃烧室方案或基于涡轮后承力框架一体化的新型一体化加力燃烧室方案是最可能全面满足未来高推重比发动机总体设计要求的加力燃烧室方案。
图6涡轮后承力框架一体化加力燃烧室方案
2.4.2未来高推重比发动机加力燃烧室设计关键技术
未来高推重比发动机加力燃烧室设计将可能采用的新技术、新材料和新工艺有以下几项:
a)涡轮后承力框架一体化加力燃烧室组织燃烧与稳定火焰设计技术:
b)隔热屏高效冷却设计技术:
c)加力燃烧室振荡燃烧抑制技术;
d)加力燃烧室高可靠性点火技术;
e)C/C复合材料;
DSiC/SiC复合材料;
曲Ti基复合材料。
3结论
通过对高推重比发动机加力燃烧室工作参数和技术指标的推算与分析,以及对未来高推重比发动机加力燃烧室技术方案的展望,可以得出以下结论:
a)涡轮后承力框架一体化加力燃烧室或基于涡轮后承力框架一体化的新型一体化加力
燃烧室方案在高推重比发动机上的应用前景较好,是最有可能全面满足高推重比发动机对加力燃烧室的各项性能要求的可行性方案;
b)为了大幅度降低加力燃烧室重量,需要大量使用耐高温的复合材料:
c)未来高推重比发动机加力燃烧室的技术指标高,研制难度大,需要突破大量的设计
关键技术。
参考文献
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