刁瑤朋，王少波

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015）

多斜孔冷卻火焰筒燃燒性能試驗(yàn)研究

刁瑤朋，王少波

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015）

為了保證高溫升燃燒室火焰筒壁溫，進(jìn)行了多斜孔冷卻火焰筒燃燒性能試驗(yàn)。通過對(duì)多斜孔冷卻火焰筒和常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的試驗(yàn)對(duì)比，研究了多斜孔冷卻火焰筒的燃燒性能。研究結(jié)果表明：與常規(guī)氣膜冷卻火焰筒相比，多斜孔冷卻火焰筒具有冷卻空氣量少、火焰筒壁溫低和溫度梯度小等優(yōu)點(diǎn)；采用了多斜孔冷卻方式的火焰筒，其溫度場(chǎng)、燃燒效率、火焰筒壁溫和慢車貧油熄火油氣特性等燃燒性能均達(dá)到或超過了常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的水平。

多斜孔冷卻；火焰筒；燃燒性能；壁溫；溫度梯度；試驗(yàn)；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0　引言

在航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中，燃油通過噴霧裝置噴射進(jìn)入火焰筒，油霧汽化后與高溫高壓空氣發(fā)生劇烈的化學(xué)反應(yīng)，最高的燃?xì)鉁囟瓤蛇_(dá)2450 K左右，這時(shí)火焰筒壁面要承受很高的對(duì)流和輻射熱負(fù)荷。在如此苛刻的條件下要維持火焰筒壁溫以及溫度梯度不能過大，以確?；鹧嫱材軌蚩煽康墓ぷ骱途哂凶銐蜷L(zhǎng)的使用壽命，是航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室設(shè)計(jì)面臨的嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。

軍用和民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的發(fā)展趨勢(shì)分別是高溫升和低污染。二者都需要大幅度提高用于參加燃燒的空氣分配比例，因此減少火焰筒的冷卻空氣分配比例是必然趨勢(shì)。而為了提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)的循環(huán)效率，壓氣機(jī)的增壓比和燃燒室進(jìn)口空氣溫度將大幅度提高，用于火焰筒冷卻空氣的品質(zhì)下降。這些給火焰筒冷卻帶來很大困難［1-3］。因此，火焰筒冷卻技術(shù)在先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展中發(fā)揮著越來越重大的作用。如何在更少的冷卻空氣量和更高的冷卻空氣溫度下可靠有效地冷卻火焰筒是非常重要且迫切需要解決的問題。近年來，發(fā)展了1種多斜孔冷卻技術(shù)，與常規(guī)的氣膜冷卻相比，多斜孔冷卻技術(shù)具有冷卻空氣量少、火焰筒壁溫低和溫度梯度小等優(yōu)點(diǎn)。但將該技術(shù)應(yīng)用于火焰筒時(shí)會(huì)出現(xiàn)很多新問題，需要開展對(duì)應(yīng)的應(yīng)用研究。

本文以某型發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室為研究平臺(tái)，對(duì)比研究了多斜孔冷卻技術(shù)與常規(guī)氣膜冷卻技術(shù)在火焰筒上應(yīng)用對(duì)燃燒性能的影響，為將多斜孔冷卻技術(shù)應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室提供了技術(shù)基礎(chǔ)。

1　多斜孔冷卻技術(shù)及其應(yīng)用

多斜孔冷卻又稱全覆蓋氣膜冷卻、致密微孔壁冷卻、開孔壁冷卻等［4-8］，其原理是在火焰筒壁上打出大量的傾斜小孔，冷卻空氣通過數(shù)量眾多的傾斜小孔在火焰筒壁的熱側(cè)形成全覆蓋氣膜。從傳熱學(xué)角度來看，多斜孔冷卻的換熱特點(diǎn)有：（1）背部換熱增強(qiáng)，冷卻孔進(jìn)氣抽吸火焰筒冷側(cè)氣體附面層；（2）冷卻孔內(nèi)孔進(jìn)口區(qū)域換熱增強(qiáng)；（3）大量?jī)A斜小孔使得換熱面積極大增加；（4）在火焰筒熱側(cè)形成全氣膜保護(hù)。相對(duì)于常規(guī)氣膜冷卻來說，多斜孔冷卻的冷卻孔密集得多，孔徑也小得多，在熱側(cè)形成的氣膜更均勻，對(duì)火焰筒壁面的覆蓋更完全，從而明顯地提高冷卻效果，可節(jié)省40%的冷卻氣量，綜合冷卻效率可達(dá)90%［9］。

國(guó)外對(duì)多斜孔冷卻技術(shù)的研究開展較早，目前已經(jīng)得到實(shí)際應(yīng)用。美國(guó)艾利遜公司在ATDE和GMA500燃燒室上采用多斜孔冷卻技術(shù)，總壁溫梯度是50℃，表明有極大潛力延長(zhǎng)火焰筒壽命［4］；美國(guó)GE公司在GE90燃燒室上采用了多斜孔冷卻技術(shù)，在保證火焰筒壁溫在材料的許用溫度之內(nèi)的前提下，大大減少了所需的冷卻空氣量［10］；F414發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室由F412和F404發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室發(fā)展而來，采用先進(jìn)的多孔氣膜冷卻方案，改進(jìn)了氣膜和核心流冷卻，降低了火焰筒的溫度，減少了熱梯度和裂紋［11-12］；M88發(fā)動(dòng)機(jī)的主燃燒室與加力燃燒室也都采用了多斜孔冷卻結(jié)構(gòu)［12］；英國(guó)RR公司研制的RB715低污染軸向臺(tái)階式燃燒室也采用了多斜孔冷卻方式，其燃燒室需要冷卻的火焰筒面積比常規(guī)燃燒室的增加15%，而該發(fā)動(dòng)機(jī)可用于冷卻的氣流量反而減少15%［13-14］。

國(guó)內(nèi)對(duì)多斜孔冷卻技術(shù)的研究主要集中在基礎(chǔ)研究方面，對(duì)其應(yīng)用研究較少。張勃等數(shù)值研究了多斜孔冷卻火焰筒和常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的的流動(dòng)換熱特性，發(fā)現(xiàn)采用多斜孔冷卻方式后，火焰筒壁的冷卻效果得到強(qiáng)化，冷卻空氣量比常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的降低23%［15］。

2　試驗(yàn)設(shè)備

燃燒性能試驗(yàn)主要在燃燒室綜合性能試驗(yàn)器上進(jìn)行，主要由進(jìn)氣、排氣、冷卻氣、燃料、冷卻水、測(cè)量、控制等系統(tǒng)組成，試驗(yàn)器原理如圖1所示。

根據(jù)?；瘻?zhǔn)則，燃燒室的進(jìn)口溫度要求與發(fā)動(dòng)機(jī)真實(shí)狀態(tài)一致，該溫度高于空壓站來流溫度，這就需要對(duì)空氣進(jìn)行加溫，目前采用間接加溫和直接加溫相結(jié)合的方式，間接加溫是將燃?xì)馔ㄟ^回?zé)崞?，利用高溫余熱?duì)進(jìn)氣換熱加溫，達(dá)到預(yù)熱空氣的目的，其優(yōu)點(diǎn)是不會(huì)改變空氣的成分。直接加溫是采用加溫燃燒室直接向來流空氣中噴入燃油燃燒，來達(dá)到準(zhǔn)確的燃燒室進(jìn)口溫度。

燃燒室進(jìn)口空氣流量由安裝在進(jìn)氣系統(tǒng)上的標(biāo)準(zhǔn)噴嘴測(cè)量，通過測(cè)量流量噴嘴前壓力、溫度和噴嘴前、后壓差，利用該流量噴嘴的計(jì)算公式計(jì)算。燃燒室進(jìn)口氣流總壓、總溫和靜壓在試驗(yàn)件上測(cè)量，利用壓力和溫度受感部及壓力變送器通過計(jì)算機(jī)進(jìn)行采集和處理。燃燒室出口燃?xì)鉁囟扔砂惭b在后測(cè)量段擺動(dòng)機(jī)構(gòu)上的溫度受感部測(cè)量。

出口測(cè)量段是1個(gè)水、氣雙冷高溫自動(dòng)掃描檢測(cè)裝置。旋轉(zhuǎn)測(cè)量裝置上布置4支溫度受感部，沿徑向有5個(gè)測(cè)點(diǎn)，每個(gè)測(cè)點(diǎn)位于等環(huán)面的中心；溫度受感部沿周向通過轉(zhuǎn)－停－轉(zhuǎn)的方式測(cè)量120個(gè)位置。

燃燒室綜合性能試驗(yàn)器擁有1套試驗(yàn)狀態(tài)控制及數(shù)據(jù)采集和處理系統(tǒng)，所有的測(cè)量信號(hào)經(jīng)過1次受感部和轉(zhuǎn)換器的轉(zhuǎn)換后最終接入數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，能保證試驗(yàn)狀態(tài)的實(shí)時(shí)控制和所有試驗(yàn)數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)采集和計(jì)算。

圖1　試驗(yàn)器原理

3　多斜孔冷卻火焰筒試驗(yàn)件

多斜孔冷卻火焰筒與常規(guī)氣膜冷卻火焰筒相比僅火焰筒壁面的冷卻孔的開孔方式不同。多斜孔冷卻火焰筒的冷卻孔物理開孔面積與常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的相同。

根據(jù)火焰筒內(nèi)、外壁的氣流流動(dòng)特點(diǎn)，對(duì)多斜孔冷卻火焰筒的內(nèi)、外壁分別進(jìn)行設(shè)計(jì)。其冷卻孔分布情況如圖2所示?；鹧嫱餐獗诶鋮s孔采用切向入射的方式，冷卻孔開孔方向與火焰筒內(nèi)氣流旋向一致，以延長(zhǎng)氣膜壽命并形成良好的全氣膜覆蓋?；鹧嫱矁?nèi)壁采用入射角α=20°的方式。

圖2　多斜孔冷卻火焰筒

4　試驗(yàn)結(jié)果及分析

對(duì)多斜孔冷卻火焰筒和常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的燃燒性能進(jìn)行了對(duì)比試驗(yàn)，主要包括冷態(tài)流阻損失、火焰筒壁溫、慢車貧油熄火、燃燒室出口溫度場(chǎng)及燃燒效率試驗(yàn)。

圖3　多斜孔冷卻燃燒室的流阻損失

4.1冷態(tài)流阻損失試驗(yàn)

對(duì)裝有多斜孔冷卻火焰筒和常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的燃燒室試驗(yàn)件分別進(jìn)行了冷態(tài)流阻損失試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果如圖3所示。

從圖中可見，裝有多斜孔冷卻火焰筒的燃燒室冷態(tài)流阻損失要大于裝有常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的燃燒室的，說明多斜孔冷卻火焰筒的實(shí)際流通面積要小于常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的。造成這一影響的原因是多斜孔冷卻方式的冷卻孔的流量系數(shù)要小一些。

由冷態(tài)流阻損失試驗(yàn)結(jié)果可知，在后續(xù)的火焰筒壁溫、燃燒室出口溫度場(chǎng)和慢車貧油熄火試驗(yàn)中，多斜孔冷卻火焰筒用于冷卻火焰筒壁面的冷卻空氣量要小于常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的。

4.2火焰筒壁溫試驗(yàn)

在指定試驗(yàn)狀態(tài)下，對(duì)多斜孔冷卻火焰筒和常規(guī)氣膜冷卻火焰筒進(jìn)行了火焰筒壁溫試驗(yàn)?；鹧嫱脖跍卦囼?yàn)采用在火焰筒內(nèi)、外壁的外表面噴涂示溫漆的方法來測(cè)定火焰筒壁面溫度。

多斜孔冷卻火焰筒的壁溫試驗(yàn)結(jié)果如圖4所示。從圖中可見，在火焰筒進(jìn)口位置附近，火焰筒壁溫接近燃燒室進(jìn)口溫度，火焰筒壁的最高溫度均可達(dá)到約850℃，低于火焰筒材料的許用溫度。通過對(duì)比燃燒室出口溫度分布和壁溫試驗(yàn)結(jié)果，發(fā)現(xiàn)火焰筒壁溫的熱區(qū)與溫度場(chǎng)熱區(qū)的周向分布位置一致。

常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的壁溫試驗(yàn)結(jié)果如圖5所示。與多斜孔冷卻火焰筒壁溫試驗(yàn)結(jié)果相比，2種火焰筒壁面的最高壁溫相同，但由于常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的最高壁溫在火焰筒內(nèi)部的氣膜舌上（示溫漆無法噴涂），其最高溫度比相同位置的火焰筒壁面溫度高出約100℃。由此可知，多斜孔冷卻火焰筒的最高壁溫要低于常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的。通過對(duì)比還發(fā)現(xiàn)，多斜孔冷卻火焰筒的熱區(qū)出現(xiàn)在主燃孔后，可以對(duì)其進(jìn)行局部冷卻強(qiáng)化，這樣火焰筒的最高壁溫將大幅度降低，其溫度分布將非常均勻。多斜孔冷卻火焰筒的壁溫梯度明顯低于常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的，而壁溫梯度是影響火焰筒壽命的關(guān)鍵因素，因此，采用多斜孔冷卻方式的火焰筒的使用壽命更長(zhǎng)。

圖4　多斜孔火焰筒壁溫

圖5　常規(guī)氣膜冷卻火焰筒壁溫

根據(jù)冷態(tài)流阻損失試驗(yàn)結(jié)果可知，多斜孔冷卻火焰筒用于冷卻的空氣量要小于常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的?？梢?，多斜孔冷卻方式優(yōu)于常規(guī)氣膜冷卻方式。

4.3慢車貧油熄火試驗(yàn)

在發(fā)動(dòng)機(jī)慢車狀態(tài)下，對(duì)裝有多斜孔和常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的燃燒室試驗(yàn)件進(jìn)行慢車貧油熄火試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果見表1。多斜孔冷卻火焰筒的慢車貧油熄火油氣比略低于常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的，二者的慢車貧油熄火特性相差不大，都可以滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)慢車貧油熄火油氣比不大于0.005的使用要求，并且有一定裕度。

表1　慢車貧油熄火試驗(yàn)結(jié)果

4.4溫度場(chǎng)及燃燒效率試驗(yàn)

在指定試驗(yàn)狀態(tài)下，對(duì)裝有多斜孔和常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的燃燒室試驗(yàn)件進(jìn)行溫度場(chǎng)和燃燒效率試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果見表2。

表2　溫度場(chǎng)及燃燒效率試驗(yàn)結(jié)果

由試驗(yàn)結(jié)果可知：裝有多斜孔冷卻火焰筒的燃燒室出口溫度分布系數(shù)為0.25左右，與常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的大致相當(dāng)，可以滿足使用要求；燃燒效率在99.5%以上，也滿足要求。

由冷態(tài)流阻損失試驗(yàn)結(jié)果可知，多斜孔冷卻火焰筒的實(shí)際開孔面積小于常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的，用于冷卻火焰筒的空氣量更少，可以適當(dāng)?shù)脑黾訐交炜諝饬?，進(jìn)一步改善溫度場(chǎng)情況。

5　結(jié)論

（1）多斜孔冷卻具有冷卻效率高、壁溫梯度小、使用壽命長(zhǎng)等優(yōu)點(diǎn)，是1種非常先進(jìn)的冷卻技術(shù)。

（2）在冷卻空氣量減少的情況下，多斜孔冷卻火焰筒的壁溫情況要優(yōu)于常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的，其慢車貧油熄火特性、燃燒室出口溫度場(chǎng)及燃燒效率與常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的大致相當(dāng)，并且有進(jìn)一步優(yōu)化的可能。

（3）多斜孔冷卻方式可以作為常規(guī)氣膜冷卻火焰筒的替代方案，具有較大發(fā)展?jié)摿Α?/p>

［1］林宇震，許全宏，劉高恩.燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室［M］.北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2008：156-182. LIN Yuzhen，XU Quanhong，LIU Gaoen.Gas turbine combustor［M］. Beijing：National Defense Industry Press，2008：156-182.（in Chinese）

［2］Lefebvre A H，Herbert M A.Heat transfer processes in gas turbine combustion chambers［J］.Proceeding of the Instition of Mechnical Engineers，1960，174（12）：463-473.

［3］尉曙明.先進(jìn)燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室設(shè)計(jì)研發(fā)［M］.上海：上海交通大學(xué)出版社，2014：129-138. YU Shuming.Advanced gas turbine combustor design and development［M］.Shanghai：Shanghai Jiao Tong University Press，2014：129-138.（in Chinese）

［4］Colladay R S.Importance of combining convection with film cooling［R］. AIAA-72-0008.

［5］Bazdidi-Tehrani F，Andrews G E.Full coverage discrete hole film cooling，investigation of the effect of variable density ratio［J］.Journal of Engineering for Gas Turbines and Power，1994，116：587-596.

［6］Champion J L，Deshaies B.Experimental investigation of the wall flow and cooling of combustion chamber walls［R］.AIAA-95-2498.

［7］Fric T F，Campbell R P，Rettig M G.Quantitative visualization of full-coverage discrete-hole film cooling［R］.ASME 97-GT-328.

［8］Lefebvre A H.Flame radiation in gas turbine combustion chambers［J］. Journal of Heat and Mass Transfer，1984（9）：1493-1510．

［9］Ballal D R，Lefebver A H.A proposed method for the calculating film-cooled wall temperatures in gas turbine combustion chamber［J］. Cranfield Report SME，1973（4）：266-268.

［10］Andrews G E，Alikhanpadeh M，et al.Small diameter film cooling holes：wall convection heat transfer［R］.ASME 86-GT-225.

［11］Powel S F.On the leading edge：combining maturity and advanced technology on the F404 turbofan engine［R］.ASME 1990-GT-149.

［12］方昌德.航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展研究［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2009：364-378. FANG Changde.Development of aircraft engines［M］.Beijing：Aviation Industry Press，2009：364-378.（in Chinese）

［13］Kim H K，Moffat R J，Kays W M.Heat transfer to a full-coverage，film-cooled surface with compound angle hole injection［R］. NASA-CR-1979-3103.

［14］Gerendas M，Hoschler K，Schiling Th．Development and modeling of angled effusion cooling for the BR715 low emission staged combustor core demonstrator［R］.AD-A-419282．

［15］張勃，吉洪湖，楊芳芳，等.多斜孔壁與機(jī)加環(huán)氣膜冷卻燃燒室的壁面換熱特性數(shù)值研究［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2012，27（4）：832-836．ZHANG Bo，JI Honghu，YANG Fangfang，et al.Numerical investigation of heat transfer characteristics of effusion cooling and machinery film cooling combustors［J］.Journal of Aerospace Power，2012，27（4）：832-836.（in Chinese）

（編輯：張寶玲）

Experimental Study on Combustion Performance of Multiple Incline Holes Cooling Flame Tube

DIAO Yao-peng，WANG Shao-bo
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shengyang 110015，China）

In order to guarantee flame tube wall temperature of high temperature rise combustor，the influence of the multiple incline holes cooling flame tube on combustor performance was investigated.This paper studied the combustion performance of the multiple incline holes cooling flame tube and the conventional film cooling flame tube.The results show that the multiple incline holes cooling flame tube has many merits，such as less cooling air，lower flame tube wall temperature and smaller temperature gradient，compared with the conventional film cooling flame tube.The results also show that the combustion performance of the multiple incline holes cooling flame tube match or exceed the conventional film cooling flame tube，including the combustor exit temperature profile，the combustion efficiency，the flame tube wall temperature and the idle blowout characteristics.

multiple incline holes cooling；flame tube；combustion；wall temperature；temperature gradient；test；aeroengine

v235.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.01.017

2015-07-30基金項(xiàng)目：航空動(dòng)力基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助

刁瑤朋（1982），男，碩士，工程師，從事燃燒室設(shè)計(jì)工作；E-mail：108638231@qq.com。

引用格式：刁瑤朋，王少波.多斜孔冷卻火焰筒燃燒性能試驗(yàn)研究［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2014，42（1）：84-87.DIAO Yaopeng，WANG Shaobo.Experimental study on combustion performance of multiple incline holes cooling flame tube［J］.Aeroengine，2014，42（1）：84-87.