林宏軍，尚守堂，程 明，馬宏宇，常 峰

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機(jī)研究所，沈陽，110015）

0 引言

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭模式的改變，“外科手術(shù)”式的精確打擊已成為局部戰(zhàn)爭中主要的作戰(zhàn)方式之一。而空軍作為高機(jī)動突襲，立體化作戰(zhàn)，精確打擊的主要角色，其服役戰(zhàn)斗機(jī)的性能已成為影響戰(zhàn)爭勝負(fù)的重要因素。為了實(shí)現(xiàn)戰(zhàn)斗機(jī)的超機(jī)動性（Super-agility）、超聲速巡航（Supersonic Cruise）、高隱身（Stealth）等特性[1]，戰(zhàn)斗機(jī)對航空發(fā)動機(jī)提出了更高的設(shè)計(jì)要求，尤其以提升發(fā)動機(jī)推重比的要求最為急迫。

軍用航空發(fā)動機(jī)增加渦輪前溫度T4是提高其推重比最直接而有效的方法[2]，而主燃燒室設(shè)計(jì)油氣比的提高可實(shí)現(xiàn)渦輪前溫度的大幅提升。而現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)實(shí)現(xiàn)不開加力超聲速巡航，實(shí)現(xiàn)短距起飛或垂直降落，則要求發(fā)動機(jī)的軸輸出功率大幅提高，均對主燃燒室提出了在更高油氣比下工作的需求。目前美國F35戰(zhàn)機(jī)的F135系列發(fā)動機(jī)主燃燒室的油氣比為0.046，預(yù)計(jì)在2030年以后戰(zhàn)斗機(jī)主燃燒室的油氣比將超過0.06[3]。由此可見，高油氣比主燃燒室技術(shù)的發(fā)展及其工程應(yīng)用已成為先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動機(jī)研發(fā)的關(guān)鍵。

針對高油氣比主燃燒室技術(shù)的研發(fā)和工程應(yīng)用，最初開始于美國的IHPTET計(jì)劃[4]，在該計(jì)劃中針對高油氣比燃燒室的研制需求，提出了諸如多級旋流、駐渦和超緊湊燃燒的技術(shù)方案[5]，相關(guān)技術(shù)方案在后續(xù)工程應(yīng)用得到了發(fā)展和驗(yàn)證，有效地支撐了美國高性能航空發(fā)動機(jī)的研制，也為自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機(jī)研發(fā)奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。近年來中國針對高油氣比主燃燒室技術(shù)也開展深入的研究，其中袁怡祥等[6-7]最早探索了3級旋流對改善高油氣比主燃燒室貧油熄火和大工況冒煙的可行性，丁國玉等[8-10]針對3旋流頭部結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)對燃燒性能的影響進(jìn)行了研究，形成可指導(dǎo)小發(fā)高油氣比主燃燒室研制的設(shè)計(jì)規(guī)律；同時(shí)常峰等[11]針對高油氣比中心分級主燃燒室方案開展了數(shù)值仿真，仿真結(jié)果顯示中心分級主燃燒室具有良好的分區(qū)供油、分區(qū)燃燒組織特性和工程應(yīng)用的潛力；而樊未軍等[12-13]則針對雙渦駐渦燃燒室的流動特性開展了研究，何小民等[14-15]分析了駐渦燃燒室設(shè)計(jì)參數(shù)對主燃燒室綜合性能的影響趨勢，驗(yàn)證了駐渦燃燒是一種高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)潛在的燃燒組織方案；基于上述高油氣比主燃燒室關(guān)鍵技術(shù)研究，中國各研究院所與院校合作開展了技術(shù)的工程轉(zhuǎn)化研究和驗(yàn)證，尤其是基于多級旋流和中心分級燃燒組織技術(shù)已初步實(shí)現(xiàn)在航空發(fā)動機(jī)核心機(jī)平臺上的應(yīng)用驗(yàn)證，大幅的提升了我國高油氣比主燃燒室的工程設(shè)計(jì)水平。

1 高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)的基本問題

目前典型戰(zhàn)斗機(jī)所采用的高性能發(fā)動機(jī)如圖1所示。隨著發(fā)動機(jī)推重比的提高，其主燃燒室的油氣比也逐漸提高，高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)已成為高推重比航空發(fā)動機(jī)研制的關(guān)鍵，但在其設(shè)計(jì)過程中仍面臨著“在高油氣比燃燒條件下，大工況無可見冒煙與慢車貧油熄火（及高空點(diǎn)火）特性變差的矛盾[2,16]”。

圖1 戰(zhàn)斗機(jī)劃代與發(fā)動機(jī)主燃燒室溫升的對比

以典型的F101發(fā)動機(jī)主燃燒室為例，主燃區(qū)當(dāng)量比隨主燃燒室總油氣比變化的趨勢（ba線）如圖2所示。在設(shè)計(jì)總油氣比（far=0.03）下，主燃區(qū)當(dāng)量油氣比為1.2（a點(diǎn)），無可見冒煙，且總油氣比降低到0.005時(shí)（熄火邊界），主燃區(qū)當(dāng)量比為0.2，可確保主燃燒室具有良好的穩(wěn)定燃燒性能。如果為了達(dá)到高油氣比燃燒的目標(biāo)，直接將主燃燒室工作油氣比提升到far=0.047（e點(diǎn)），這時(shí)主燃燒區(qū)當(dāng)量比達(dá)到1.88，主燃燒室出現(xiàn)了可見冒煙。而為了避免在高油氣比狀態(tài)下主燃燒室出現(xiàn)可見冒煙，可將主燃區(qū)的燃燒空氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)由36.4%增大到55.9%，主燃區(qū)當(dāng)量比隨總油氣比改變?yōu)閐c直線。在far=0.047時(shí)（c點(diǎn)），主燃區(qū)的平均當(dāng)量比為1.24，遠(yuǎn)低于主燃燒室冒煙邊界所對應(yīng)的平均油氣當(dāng)量比，實(shí)現(xiàn)了大狀態(tài)無可見冒煙。但沿著cd線把主燃燒室的總油氣比降低，其熄火油氣比將遠(yuǎn)高于原來的設(shè)計(jì)數(shù)值，約為0.0076。因此在高油氣比工作條件下，如果沿用常規(guī)燃燒組織方式，雖然可避免大工況下出現(xiàn)可見冒煙，但慢車貧油熄火特性則達(dá)不到設(shè)計(jì)要求；或者慢車貧油熄火特性達(dá)到了要求，但大工況下就會出現(xiàn)可見冒煙。二者是矛盾的，這是高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)的基本矛盾，也是其工程研制需要解決的關(guān)鍵技術(shù)問題。雖然有文獻(xiàn)提出在燃油中使用添加劑來減少高油氣比燃燒室的排氣冒煙，但效果不理想[17]，不能作為解決高油氣比主燃燒室大狀態(tài)可見冒煙的主要措施。增加頭部燃燒空氣量才是解決高油氣比主燃燒室在大工況下排氣冒煙問題最為正確的技術(shù)途徑[2]，但與此同時(shí)也將帶來主燃燒室貧油熄火和高空點(diǎn)火特性變差的問題。在提高主燃區(qū)空氣量的前提下，采用合適的燃燒組織方案保證主燃燒室的點(diǎn)、熄火特性成為高油氣比主燃燒室研發(fā)中的技術(shù)關(guān)鍵。

圖2 常規(guī)主燃燒室主燃區(qū)當(dāng)量比隨總油氣比變化的趨勢

2 高油氣比主燃燒室技術(shù)的工程應(yīng)用分析

從20世紀(jì)80年代以來，中國外針對高油氣比燃燒技術(shù)的工程應(yīng)用開展了深入研究，尤其是美國的IHPTET計(jì)劃[18-19]，及其后續(xù)的VAATE和ATTAM（“支持經(jīng)濟(jì)可承受任務(wù)能力的先進(jìn)渦輪技術(shù)”）計(jì)劃[20-21]中關(guān)于高油氣比主燃燒室技術(shù)的研究和工程應(yīng)用，有效地支撐了高推重比航空發(fā)動機(jī)的研制；而歐洲基于先進(jìn)核心軍用發(fā)動機(jī)（ACME）/軍用發(fā)動機(jī)技術(shù)（AM?ET）計(jì)劃，以及正在實(shí)施的NEFE（“下一代歐洲戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動機(jī)”）計(jì)劃，將使軍用航空發(fā)動機(jī)的推重比提升到15~20一級，有效提升了渦輪前溫度并降低發(fā)動機(jī)的油耗和制造成本[22]。在上述軍用發(fā)動機(jī)計(jì)劃中，均針對新一代軍用飛機(jī)追求高機(jī)動、超聲速巡航和短距起飛/垂直降落等性能需求，提出了高油氣比燃燒組織方案，可有效地解決了主燃燒室大工況冒煙和小工況貧油熄火之間的矛盾。

2.1 多級旋流燃燒技術(shù)

多級旋流燃燒技術(shù)是一種準(zhǔn)分級的燃燒組織模式，燃燒通常在1個區(qū)域發(fā)生，并未形成分級燃燒模式，設(shè)計(jì)中基于常規(guī)旋流燃燒組織方案，通過增加頭部的旋流器數(shù)量，提升頭部燃燒空氣占比，同時(shí)依靠頭部旋流和主燃孔射流的共同作用組織主燃燒室內(nèi)部燃燒。目前典型的多級旋流燃燒組織模式包括雙級旋流和3級旋流組織模式，也存在更多旋流的高油氣比燃燒組織模式。

2.1.1 國外研究現(xiàn)狀

F119發(fā)動機(jī)采用雙級旋流結(jié)構(gòu)，搭配氣動霧化噴嘴的設(shè)計(jì)方案[23]，獲得了油氣比為0.038的良好燃燒特性，基于該方案后續(xù)發(fā)展的多級旋流燃燒方案為F135發(fā)動機(jī)的研制提供了重要的技術(shù)支撐[24]。而3旋流燃燒組織模式則是更適合高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)的燃燒組織方案，在雙旋流燃燒組織方案的基礎(chǔ)上增加第3股旋流空氣，通過內(nèi)部2級旋流器出口的局部富油來拓寬主燃燒室的點(diǎn)、熄火包線，通過外旋流器加強(qiáng)油氣混合組織燃燒，從而減少冒煙，有效解決了小狀態(tài)點(diǎn)/熄火特性變差和大狀態(tài)冒煙的技術(shù)矛盾?；趩渭壔螂p級旋流燃燒發(fā)展到更多旋流器的燃燒組織模式，為高油氣比主燃燒室的研發(fā)探索了1條工程適用的技術(shù)途徑。

2.1.2 中國研究現(xiàn)狀

近年來，中國研究院所聯(lián)合高校開展了多級旋流的高油氣主燃燒室的關(guān)鍵參數(shù)對主燃燒室內(nèi)部流場霧化[25-27]及其燃燒性能影響的研究[6,8]，為其工程應(yīng)用奠定了技術(shù)基礎(chǔ)；中國航發(fā)沈陽發(fā)動機(jī)研究所針對雙級旋流和多級旋流的高油氣比燃燒組織技術(shù)開展了系統(tǒng)的研究[28-30]，探索了多級旋流燃燒技術(shù)的工程應(yīng)用可行性[31]，并完成了多級旋流高油氣比主燃燒室方案的設(shè)計(jì)，開展了基于單頭部[32]、扇形和全環(huán)的主燃燒室的試驗(yàn)驗(yàn)證，研究結(jié)果表明，全環(huán)試驗(yàn)件在油氣為0.030～0.037的工作范圍內(nèi)取得了良好的燃燒性能，初步解決了高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)問題，有效提升了多級旋流燃燒組織方案的工程適用性。

2.2 中心分級燃燒技術(shù)

中心分級燃燒組織技術(shù)是一種軍/民通用的徑向分級/分區(qū)燃燒組織方案，通常由中心的預(yù)燃級和環(huán)繞預(yù)燃級的主燃級構(gòu)成，最為典型結(jié)構(gòu)就是GE公司的TAPS主燃燒室[33-34]，如圖3所示。其中心預(yù)燃級通過燃油和空氣的摻混、匹配產(chǎn)生局部富油燃燒區(qū)，確保主燃燒室的點(diǎn)、熄火特性，并在大狀態(tài)時(shí)提供引燃主燃級的值班火焰，而主燃級在大狀態(tài)時(shí)供油，并通過氣動分區(qū)燃燒獲得良好的燃燒特性。

圖3 TAPS燃燒室和中心分級燃燒組織模式

2.2.1 國外研究現(xiàn)狀

RR公司在承擔(dān)F136發(fā)動機(jī)主燃燒室設(shè)計(jì)任務(wù)時(shí)，把中心分級燃燒組織模式作為高油氣比燃燒室的主要方案，并開展了整機(jī)串裝試驗(yàn)。法國、俄羅斯、德國等也分別針對不同的中心分級燃燒室方案進(jìn)行了研究俄羅斯中央航空發(fā)動機(jī)研究院（CIAM）則通過數(shù)值仿真針對中心分級燃燒室結(jié)構(gòu)分析了旋流角等關(guān)鍵幾何參數(shù)對氣流結(jié)構(gòu)的影響，并用冷態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證了仿真結(jié)果；德國、瑞典和法國則基于中心分級燃燒室聯(lián)合設(shè)計(jì)了一種新的燃燒組織結(jié)構(gòu)（如圖4所示），解決了燃燒室的穩(wěn)定性及可操縱性等問題[35]。上述研究初步驗(yàn)證了中心分級燃燒技術(shù)在主燃燒室工程設(shè)計(jì)上的可行性。

圖4 德國、瑞典和法國聯(lián)合設(shè)計(jì)中心分級燃燒室

2.2.2 中國研究現(xiàn)狀

中國針對中心分級燃燒組織技術(shù)的研究最初均基于低污染燃燒室的研發(fā)，并取得了大量的研究成果。林宇震等[36-38]針對中心分級主燃燒室的點(diǎn)火性能和貧油熄火性能進(jìn)行了試驗(yàn)研究，重點(diǎn)分析了預(yù)燃級離心噴嘴流量、進(jìn)口溫度及燃料類型對貧油熄火性能的影響，對中心分級燃燒技術(shù)的工程應(yīng)用前景進(jìn)行了評估；而針對中心分級燃燒技術(shù)在高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)中的應(yīng)用，索建秦等提出了同心圓式主/副模分區(qū)中心分級燃燒組織方案，并通過數(shù)值仿真[11,39]和試驗(yàn)顯示該方案具有良好的分區(qū)供油分區(qū)燃燒組織特性，同時(shí)基于分區(qū)直噴混合燃燒方案的單管燃燒試驗(yàn)件開展了高油氣比燃燒室的貧油熄火特性[40-41]、綜合燃燒性能錄取[42]和優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，優(yōu)化方案的單管試驗(yàn)表明其貧油熄火油氣比為0.0057，燃燒效率達(dá)到99%，并在油氣比為0.037～0.040下獲得了良好的燃燒性能，證明高油氣比的中心分級燃燒技術(shù)具有良好的工程應(yīng)用前景。

中國航發(fā)沈陽發(fā)動機(jī)研究所尚守堂等[43]針對航空發(fā)動機(jī)高油氣比主燃燒室的需求，提出中心分級主燃燒室的設(shè)計(jì)方案，進(jìn)行了3維數(shù)值模擬，并與現(xiàn)有的常規(guī)主燃燒室數(shù)值模擬及試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比分析，表明中心分級燃燒技術(shù)較常規(guī)燃燒組織模式可更好地滿足高油氣比工程設(shè)計(jì)的需求；劉殿春等[44]則研究了旋流器幾何參數(shù)改變對中心分級燃燒室冷態(tài)流場的影響，形成可支持工程設(shè)計(jì)的基本方法；自“十二五”以來，沈陽發(fā)動機(jī)研究所與高校合作開展了基于同心圓式主副模分區(qū)燃燒技術(shù)的研究，系統(tǒng)地開展了旋流匹配參數(shù)和油氣供給方案對頭部流場和霧化場的影響規(guī)律[45]，并完成了針對高油氣比主燃燒室的單頭部和扇形試驗(yàn)，獲得了最高油氣比為0.037的燃燒特性，且相關(guān)燃燒特性已基本滿足高油氣比主燃燒室的設(shè)計(jì)需求，有效推進(jìn)了中心分級燃燒技術(shù)在軍用航空發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用。

2.3 駐渦燃燒技術(shù)

2.3.1 國外研究現(xiàn)狀

駐渦主燃燒室（TVC，Trapped Vortex Combustor）最早在美國IHPTET計(jì)劃中提出，并作為高油氣比燃燒技術(shù)應(yīng)用到推重比15～20一級的軍用航空發(fā)動機(jī)核心機(jī)方案中，如圖5所示。駐渦燃燒方案沒有傳統(tǒng)的旋流器組件，其燃燒區(qū)域包括駐渦區(qū)和主流燃燒區(qū)2部分，2區(qū)燃油采用單獨(dú)供給控制，小狀態(tài)時(shí)僅駐渦區(qū)供油，大狀態(tài)時(shí)2區(qū)同時(shí)供油，實(shí)現(xiàn)分區(qū)燃燒。當(dāng)凹腔結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)合理時(shí)，可以形成穩(wěn)定的駐渦，當(dāng)燃油空氣混臺物進(jìn)入凹腔區(qū)燃燒時(shí)，可以形成穩(wěn)定的點(diǎn)火源，有效地拓寬駐渦主燃燒室的點(diǎn)、熄火邊界。當(dāng)主流燃燒區(qū)供油時(shí)，凹腔區(qū)產(chǎn)生的熱燃?xì)馔ㄟ^聯(lián)焰裝置沿主燃區(qū)頭部擴(kuò)散，使主燃區(qū)的燃油、空氣混合物點(diǎn)燃和燃燒，實(shí)現(xiàn)高油氣比燃燒，并有效控制主燃燒室的總油氣比避免出現(xiàn)可見冒煙。

圖5 包含TVC方案的核心機(jī)

1994年，GE公司與美國空軍實(shí)驗(yàn)室合作，參考典型的航空發(fā)動機(jī)主燃燒室的尺寸比例和高壓燃燒試驗(yàn)設(shè)備，完成了第4代駐渦燃燒室試驗(yàn)件（如圖6所示）的設(shè)計(jì)[46-48]，并驗(yàn)證了駐渦燃燒技術(shù)工程應(yīng)用的可行性。

圖6 第4代駐渦燃燒室實(shí)物

1998年，GE公司在萊特-帕特森空軍基地的高壓燃燒試驗(yàn)設(shè)備上，依據(jù)軍用戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動機(jī)的典型工作狀態(tài)，對駐渦主燃燒室扇形試驗(yàn)件的性能進(jìn)行了模擬試驗(yàn)，在對包括地面起動點(diǎn)火、貧油熄火、高空點(diǎn)火、燃燒效率、出口燃?xì)鉁囟确植家约敖Y(jié)構(gòu)件溫度測量等試驗(yàn)項(xiàng)目進(jìn)行評定，結(jié)果駐渦主燃燒室試驗(yàn)件的性能超過了全部初始的期望值，具有應(yīng)用于軍用航空發(fā)動機(jī)的巨大潛力。在IHPTET第3階段“先進(jìn)渦輪發(fā)動機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器（ATEGG）”研究計(jì)劃中，GE公司和美國海軍等機(jī)構(gòu)針對駐渦主燃燒室進(jìn)行聯(lián)合研制，使其從試驗(yàn)室研究階段發(fā)展到實(shí)際工程應(yīng)用階段。但由于ATEGG計(jì)劃終止，很多工作可能沒有開展（至少在公開資料中未見報(bào)道）。盡管如此，由于前期研究中所表現(xiàn)出的良好性能，GE公司、NAVY（美國海軍）和ESTCP（美國國防部的環(huán)境安全與技術(shù)認(rèn)證項(xiàng)目辦公室）制訂了1個聯(lián)合計(jì)劃，開展駐渦主燃燒室應(yīng)用于下一代戰(zhàn)機(jī)的工程化研究，在2007財(cái)年完成了1個全環(huán)主燃燒室的設(shè)計(jì)，并進(jìn)行了燃燒試驗(yàn)（如圖7所示），結(jié)果表明其燃燒性能優(yōu)異。另按計(jì)劃，在2008財(cái)政年度還將完成第2個全環(huán)試驗(yàn)件，并開展燃燒試驗(yàn)，但至今沒有相關(guān)資料報(bào)道[49]。

圖7 駐渦主燃燒室全環(huán)試驗(yàn)件及其模型

2.3.2 中國研究現(xiàn)狀

中國針對駐渦燃燒技術(shù)的研究起步較早，其中何小民等[14,50-51]基于駐渦主燃燒室3頭部試驗(yàn)件，開展了不同頭部進(jìn)氣方案，及駐渦區(qū)后體摻混空氣入口位置變化對其燃燒性能的影響研究和試驗(yàn)驗(yàn)證，得到了影響駐渦燃燒特性的相關(guān)規(guī)律，并在中國首先獲得了3頭部試驗(yàn)件的總壓損失、燃燒效率、點(diǎn)火極限、貧油熄火極限和出口溫度場等綜合性能參數(shù)，深入驗(yàn)證了駐渦燃燒技術(shù)在高油氣比主燃燒室工程設(shè)計(jì)上應(yīng)用的可行性。中國航發(fā)沈陽發(fā)動機(jī)研究所則針對雙駐渦腔的駐渦主燃燒室進(jìn)行了理論研究和模型試驗(yàn)驗(yàn)證，初步摸清了駐渦燃燒技術(shù)工程應(yīng)用的關(guān)鍵技術(shù)，形成相關(guān)的設(shè)計(jì)方法，特別是針對高空低壓、低溫的苛刻工作條件下駐渦主燃燒室的綜合性能，進(jìn)行了相應(yīng)的理論分析和試驗(yàn)研究；同時(shí)基于前期研究成果設(shè)計(jì)了接近工程應(yīng)用的駐渦主燃燒室扇形試驗(yàn)件，重點(diǎn)研究了駐渦燃燒模式下的燃油供給、空氣分配和油氣摻混對其燃燒性能影響的規(guī)律，在高油氣比（far=0.037）的試驗(yàn)條件下，將扇形試驗(yàn)件的總壓力損失控制在3%以內(nèi)，燃燒效率達(dá)到99%以上，驗(yàn)證了駐渦燃燒技術(shù)作為高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)方案，擁有巨大的工程應(yīng)用潛力。

2.4 可變幾何燃燒技術(shù)

從解決高油氣比主燃燒室基本技術(shù)矛盾的需求來看，高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)需要在小工況下主燃區(qū)的燃燒空氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)減小，在大工況下主燃區(qū)的燃燒空氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)增大，而運(yùn)用可變幾何主燃燒室通過改變頭部空氣流通面積將有效滿足上述需求。

2.4.1 國外研究現(xiàn)狀

Lohmann等[52]進(jìn)行了變幾何主燃燒室研究，設(shè)計(jì)了火焰筒大孔面積可變的主燃燒室結(jié)構(gòu)，如圖8所示。該方案通過調(diào)節(jié)蝶形閥門，使火焰筒在各工況下都能獲得最佳燃燒區(qū)當(dāng)量比，可滿足各種工況下主燃燒室的燃燒性能和排放要求。GE公司則針對CF6-80發(fā)動機(jī)開展了可變幾何主燃燒室的研究，其主燃燒室結(jié)構(gòu)如圖9所示[53-54]，其中第2旋流器的葉片可旋轉(zhuǎn)，使小工況下進(jìn)入頭部的進(jìn)氣量減小，而在大工況下全部旋流器打開，從而增加頭部進(jìn)氣量。試驗(yàn)證明，這種可變幾何主燃燒室的貧油熄火極限可以達(dá)到主燃燒室的設(shè)計(jì)要求（油氣比為0.0045），且在大工況下不會產(chǎn)生可見冒煙。從技術(shù)上而言，可變幾何燃燒組織技術(shù)可以有效解決高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)的基本矛盾。

圖8 全工況流量調(diào)節(jié)可變幾何燃燒室

圖9 CF6-80發(fā)動機(jī)可變幾何燃燒室截面

2.4.2 中國研究現(xiàn)狀

中國針對可變幾何主燃燒室的研究相對較少，徐國平等[55]針對一種可變幾何徑向旋流器（如圖10所示）進(jìn)行了流量特性、流量系數(shù)、流阻特性和流阻系數(shù)的研究。其中幾何可變的徑向渦流器采用葉片安裝角可調(diào)來改變?nèi)~片通道面積，從而改變?nèi)紵业目諝饬髁糠峙?，以滿足發(fā)動機(jī)不同工作狀態(tài)下對燃燒空氣的需求。

李功等[56]則針對一種徑向可變幾何旋流器（如圖11所示）的開度特性進(jìn)行計(jì)算和工程設(shè)計(jì)，根據(jù)主燃燒室的不同工況對流量分配和燃燒穩(wěn)定性的需求進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，從而保證主燃燒室在較寬的油氣比工作范圍內(nèi)具有最佳的燃燒性能。

圖11 旋流器結(jié)構(gòu)和可變幾何旋流器調(diào)節(jié)原理

雖然可變幾何主燃燒室可以解決高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)的基本矛盾，但也存在調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)和控制規(guī)律復(fù)雜、火焰筒結(jié)構(gòu)復(fù)雜和質(zhì)量增加的缺點(diǎn)。因此后續(xù)該技術(shù)的工程應(yīng)用仍需解決控制機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)和可變結(jié)構(gòu)簡化的相關(guān)問題，通過方案優(yōu)化設(shè)計(jì)，獲得結(jié)構(gòu)簡單、工程可行性高的變幾何主燃燒室方案，才可能推進(jìn)變幾何燃燒技術(shù)的工程應(yīng)用。

3 高油氣比燃燒技術(shù)的發(fā)展趨勢

3.1 分級/分區(qū)燃燒技術(shù)的工程應(yīng)用仍是高油氣比主燃燒室發(fā)展的關(guān)鍵

高油氣比燃燒組織模式是保證主燃燒室全面滿足各油氣比狀態(tài)下燃燒性能的關(guān)鍵；目前來看分級/分區(qū)燃燒是高油氣比燃燒組織模式發(fā)展的主要趨勢，在低工況下，采用預(yù)燃級（值班級）供油燃燒；在高工況下，均采用分級供油、分區(qū)組織燃燒的策略，可有效地解決大狀態(tài)下冒煙不可見和在更寬的油氣比范圍內(nèi)可靠工作的問題。通過對多種燃燒模式的工程應(yīng)用情況分析可知，多級旋流和中心分級燃燒技術(shù)可在油氣比>0.037時(shí)滿足高油氣比主燃燒室工程設(shè)計(jì)的需要。而駐渦和可變幾何主燃燒室雖然可滿足高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)需求，但因其結(jié)構(gòu)和控制的復(fù)雜性，尚未能在工程設(shè)計(jì)中得到廣泛應(yīng)用，而隨著集成化制造和智能控制技術(shù)的發(fā)展，必將促進(jìn)相關(guān)燃燒技術(shù)的發(fā)展和工程應(yīng)用。

3.2 高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)將更加關(guān)注熱端部件的熱防護(hù)問題

隨著航空發(fā)動機(jī)技術(shù)的發(fā)展，壓氣機(jī)的增壓比進(jìn)一步提高，主燃燒室進(jìn)口溫度較常規(guī)燃燒室的大幅提升（溫升提升達(dá)到10%～18%），用于火焰筒冷卻的空氣品質(zhì)降低；而用于燃燒的空氣量大幅增加，也導(dǎo)致火焰筒冷卻空氣量的占比大幅降低。主燃燒室內(nèi)部燃燒油氣比提升導(dǎo)致的燃燒溫度升高與主燃燒室冷卻空氣比例和品質(zhì)降低的矛盾，已成為高油氣比主燃燒室工程設(shè)計(jì)所面臨的又一技術(shù)矛盾。在高油氣比工作條件下火焰筒所承受的傳熱量進(jìn)一步增加，燃油噴嘴所承受的熱輻射和對流換熱也大幅提高，火焰筒的耐久性問題，以及燃油噴嘴的結(jié)焦和積炭情況將比常規(guī)燃燒室的更加突出。因此，高油氣比主燃燒室的工程設(shè)計(jì)將更加關(guān)注火焰筒和噴嘴的熱防護(hù)問題，如層板、浮壁結(jié)構(gòu)等先進(jìn)火焰筒冷卻結(jié)構(gòu)在設(shè)計(jì)中應(yīng)用，以及針對燃油噴嘴和頭部的熱防護(hù)開展專項(xiàng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，已成為高油氣比主燃燒室部件設(shè)計(jì)的發(fā)展趨勢。

3.3 實(shí)現(xiàn)低摻混條件下的出口溫度場調(diào)試是高油氣比主燃燒室性能優(yōu)化的關(guān)鍵

高油氣比主燃燒室出口溫度大幅提高，為了保證渦輪的耐久性，對主燃燒室設(shè)計(jì)提出了更高要求，希望其出口溫度場OTDF不大于0.3，甚至更低。但是主燃區(qū)燃燒空氣量的增加導(dǎo)致主燃和摻混空氣量大幅減少，部分方案甚至取消了主燃孔的射流空氣，致使回流區(qū)的控制和燃燒室出口溫度場的調(diào)試更加困難。因此在高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)中，合理設(shè)計(jì)空氣的分配，采用低摻混空氣量實(shí)現(xiàn)主燃燒室出口溫度場的調(diào)節(jié)，已成為高油氣比燃燒室設(shè)計(jì)優(yōu)化的關(guān)鍵。通過開展低摻混條件下主燃燒室出口溫度場的調(diào)試技術(shù)研究，以及采用頭部分區(qū)多點(diǎn)供油和出口溫度場主動控制技術(shù)提升主燃燒室出口溫度分布的均勻性，已成為高油氣比燃燒室的工程設(shè)計(jì)所關(guān)注的又一技術(shù)發(fā)展趨勢。

3.4 高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)中新型耐高溫材料的應(yīng)用比例將進(jìn)一步提高

隨著高油氣比主燃燒室燃燒溫度的提高，以及高推重比發(fā)動機(jī)對部件減重的要求，輕質(zhì)高耐溫材料的發(fā)展及其在主燃燒室上的工程應(yīng)用，已成為高油氣比主燃燒室工程研制關(guān)注的關(guān)鍵技術(shù)。以火焰筒部件的材料為例，通常采用GH3536和GH5188合金，而性能較好的GH5188合金的長期許用溫度為900～1000℃。當(dāng)主燃燒室油氣比提高到far>0.040后，火焰筒即使采用復(fù)合冷卻技術(shù)也將難以滿足高溫合金的耐溫限制，而采用如碳化硅纖維增強(qiáng)的碳化硅基復(fù)合材料將有效提升燃燒室的耐溫能力（長期許用溫度為1350℃），且密度僅為高溫合金的30%，可有效解決火焰筒的耐溫問題，并實(shí)現(xiàn)減質(zhì)。針對高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)的需求，開展輕質(zhì)耐高溫復(fù)合材料火焰筒結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和工程制造方法研究，以及輕質(zhì)的鈦鋁基合金主燃燒室承力零部件的設(shè)計(jì)方法和工程應(yīng)用研究，提高新型材料在主燃燒室設(shè)計(jì)中的應(yīng)用比例，將有效推進(jìn)高油氣比主燃燒室工程設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展。

3.5 高油氣比主燃燒室的工程設(shè)計(jì)需要發(fā)展與之適應(yīng)的設(shè)計(jì)和試驗(yàn)方法

目前常規(guī)主燃燒室的設(shè)計(jì)方法已無法適應(yīng)高油氣比主燃燒室的工程設(shè)計(jì)要求，同時(shí)隨著主燃燒室燃燒溫度的提高，對燃燒試驗(yàn)和測試技術(shù)也提出了新的要求。針對高油氣比主燃燒室特點(diǎn)，發(fā)展針對高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)和3維2相數(shù)值分析技術(shù)，構(gòu)建流場和綜合性能評估方法，形成高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)/仿真體系，指導(dǎo)高油氣比燃燒室的工程設(shè)計(jì)；發(fā)展主燃燒室高溫測量技術(shù)，并將光學(xué)測試方法推廣應(yīng)用到火焰筒內(nèi)部流場和油霧濃度場的測試中，提高適用高油氣比主燃燒室綜合性能試驗(yàn)?zāi)芰?，才能為高油氣比燃燒室的設(shè)計(jì)、評估和優(yōu)化提供有效的試驗(yàn)和測試手段。發(fā)展與高油氣比主燃燒室的工程研制相適應(yīng)的設(shè)計(jì)和試驗(yàn)方法，已成為高油氣比主燃燒室技術(shù)發(fā)展的必然趨勢。

4 總結(jié)

美國和歐洲通過實(shí)施高性能航空發(fā)動機(jī)計(jì)劃，開展了高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)和工程應(yīng)用研究，依靠數(shù)值模擬、元件試驗(yàn)、整機(jī)試驗(yàn)等研究手段逐步實(shí)現(xiàn)高油氣比燃燒室設(shè)計(jì)技術(shù)在軍用航空發(fā)動機(jī)工程設(shè)計(jì)上的應(yīng)用；尤其是在GE、PW等航空發(fā)動機(jī)公司以及各國空軍和政府的聯(lián)合計(jì)劃下，逐步開展了高油氣比主燃燒室應(yīng)用于下一代戰(zhàn)機(jī)的工程化研究，預(yù)計(jì)美國的下一代高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)技術(shù)的技術(shù)成熟度將達(dá)到甚至超過TRL6一級。雖然中國在高油氣比主燃燒室的工程設(shè)計(jì)和應(yīng)用研究方面已取得了一定進(jìn)展，實(shí)現(xiàn)了在整機(jī)層面上的集成驗(yàn)證，但是與國外高油氣比燃燒技術(shù)的高度工程應(yīng)用相比仍有較大差距。中國仍需針對高油氣比主燃燒室設(shè)計(jì)的要求，加強(qiáng)高油氣比燃燒組織模式、燃燒部件熱防護(hù)、新型耐溫材料工程應(yīng)用技術(shù)和燃燒室設(shè)計(jì)/試驗(yàn)方法的研究，才能實(shí)現(xiàn)在高油氣比主燃燒室上的技術(shù)突破，有效地支撐高油氣比主燃燒室的工程設(shè)計(jì)。