孟剛，何敏，張經(jīng)緯，陳志龍，秦皓，鄭丹

中國航發(fā)商用航空發(fā)動機有限責(zé)任公司，上海 200241

0 引 言

民用大涵道比渦扇發(fā)動機是干線和支線客機廣泛使用的動力裝置，燃燒室作為其關(guān)鍵部件之一，通常需要具有低排放、低油耗、長壽命和高可靠性等特點。由于燃燒室內(nèi)部的氣液兩相流動及其與化學(xué)反應(yīng)耦合的復(fù)雜性，與壓氣機和渦輪等部件相比，燃燒室研發(fā)對試驗尤為依賴。美國GE 公司[1]早期在研制民用發(fā)動機CF6-6 過程中，在取得適航證前，針對燃燒室部件共開展了22 522 h 的試驗，是壓氣機試驗時數(shù)的2 倍，也是發(fā)動機三大部件（壓氣機、燃燒室和渦輪）中試驗時數(shù)最多的。因此，燃燒室試驗驗證工作對民機發(fā)動機研制意義重大，與之相關(guān)的試驗技術(shù)研究和發(fā)展也尤為重要。

從2007 年開始，國內(nèi)許多知名學(xué)者如金捷[2]、趙堅行[3]、張寶誠[4]、張弛[5]等就民機低污染燃燒室的特點、要求、種類、關(guān)鍵技術(shù)、難點、國外現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢等方面進行了分析和研究，發(fā)表了許多公開文獻，為我國自主研制大型客機發(fā)動機燃燒室提供了技術(shù)支撐。遺憾的是在民機燃燒室試驗技術(shù)系統(tǒng)性分析和總結(jié)方面可參考的文獻較少，目前僅有2 本公開著作簡要介紹了民機低污染燃燒室相關(guān)的一些試驗技術(shù)[6-7]。

為了更好地支撐民機低污染燃燒室的研發(fā)工作，作者廣泛收集和消化了國內(nèi)外航空發(fā)動機燃燒室試驗相關(guān)的技術(shù)資料，并對民機燃燒室試驗技術(shù)進行了分析、研究和總結(jié)。

1 民機燃燒室研發(fā)路徑

技術(shù)成熟度（Technology Readiness Level，TRL）的概念最早由美國NASA 于20 世紀(jì)90 年代提出，是一種系統(tǒng)客觀的技術(shù)評價體系，用于對某項特定技術(shù)在不同發(fā)展階段或關(guān)鍵節(jié)點能夠達到的成熟度進行衡量，從低到高共分為9 個等級（TRL 1～9）。其中，TRL 1 表示研究并報告基本原理，TRL 2 表示形成技術(shù)方案或應(yīng)用方式，TRL 3 表示關(guān)鍵功能或特性獲得分析及試驗驗證，TRL 4 表示部件或試板在相關(guān)實驗室環(huán)境中得到驗證，TRL 5 表示部件或試板在相關(guān)環(huán)境中得到驗證，依次類推，最高等級TRL 9 表示真實系統(tǒng)通過連續(xù)使用得到飛行檢驗。

在民機燃燒室研發(fā)過程中，航空發(fā)達國家的發(fā)動機OEM 廠商（如美國GE 和PW、英國RR 等）和科研機構(gòu)（如美國NASA、德國DLR 等）基本上均按圖1 的技術(shù)路線開展燃燒室技術(shù)研發(fā)和試驗驗證工作。國內(nèi)外文獻均對此技術(shù)路線進行了描述[8-10]。

如圖1 所示，研發(fā)一款全新的民機燃燒室，通常在TRL 1～2 階段會提出一個新穎的低排放燃燒室概念性方案，并明確基本的研究方向。在TRL 3 階段會針對單頭部開展試驗驗證，主要考查燃燒室頭部方案的污染排放、貧油熄火、自燃、回火和動態(tài)壓力等特性。在TRL 4 階段會針對多頭部（扇形或矩形燃燒室）開展試驗驗證，進一步驗證污染排放、貧油熄火，同時重點考查高空點火、燃燒效率和火焰筒壁溫。在TRL 5 階段會針對全環(huán)燃燒室開展試驗驗證，全面考查高空點火、燃燒效率、污染排放、出口溫度分布、火焰筒壁溫、分級供油和動態(tài)壓力特性，評估其適用性。在TRL 6 階段會將全環(huán)燃燒室裝在發(fā)動機核心機或整機上，首次在真實邊界條件下進行試驗驗證，重點考查燃燒室過渡態(tài)特性和與渦輪部件的交互作用。在TRL 7 階段會將燃燒室隨發(fā)動機整機掛在飛機上進行飛行試驗驗證。在TRL 8～9階段燃燒室將定型并進入服役期。

圖1 典型民機燃燒室研發(fā)技術(shù)路線圖[8]Fig. 1 Typical roadmap of civil combustor development[8]

2 民機燃燒室試驗技術(shù)分析

2.1 單頭部燃燒室試驗（TRL 3）

在一款新型燃燒室研發(fā)過程中，單頭部試驗時數(shù)占比最多，通常占總試驗時數(shù)的70%左右[11]。其主要原因在于需針對多個不同的頭部方案在中小狀態(tài)下（如發(fā)動機的慢車、進場和巡航狀態(tài)）開展大量的性能篩選試驗，重點考查頭部燃燒組織方式對點火、熄火、燃燒效率和污染排放的影響，并挑選出具有發(fā)展前景的1 或2 個頭部。民機燃燒室對污染排放要求很高，頭部方案的篩選工作量尤為繁重。如果試驗臺進氣壓力和溫度允許，還會在大狀態(tài)下（如起飛和爬升）對挑選出的1 或2 個頭部開展進一步試驗，考查其燃燒效率和污染排放指標(biāo)。期間如果進展不順利，還會反復(fù)修改頭部方案進行迭代直到滿意為止?？傊撾A段可考查除聯(lián)焰、出口溫度分布、壁溫外的多項燃燒室性能。

單頭部試驗件通?？梢宰龀蓤A筒、矩形和扇形3 種形式。其中，單扇區(qū)結(jié)構(gòu)相當(dāng)于從全環(huán)燃燒室切下來一個頭部，內(nèi)部流場最接近全環(huán)燃燒室部件，具有較好的代表性，其次是矩形，最后為圓筒形。但從設(shè)計和制造難度角度考慮，圓筒形單頭部最簡單，單扇區(qū)最復(fù)雜，矩形居中。因此設(shè)計單頭部試驗件時，應(yīng)從試驗關(guān)注點、設(shè)計難度和加工成本等方面綜合考慮選取構(gòu)型。

對民機燃燒室而言，在單頭部上僅開展這些試驗還遠遠不夠，可靠性、安全性和耐久性等方面也需同步進行試驗考查。為了更好地降低污染排放指數(shù)，滿足適航取證要求，現(xiàn)代民機燃燒室頭部大多采用貧油預(yù)混預(yù)蒸發(fā) （LPP）技術(shù)，但該技術(shù)存在自燃、回火和振蕩燃燒等先天不足。尤其是現(xiàn)代發(fā)動機為了提高推進效率，總壓比越來越高，使燃燒室進氣壓力和溫度也越來越高，燃油與高溫高壓空氣預(yù)混后自燃的風(fēng)險也越來越大。為了克服這些不足，需要在TRL 3 階段就開展自燃、回火及振蕩燃燒等試驗研究，在頭部方案設(shè)計上盡量予以克服，避免將問題帶到下一階段。

振蕩燃燒是民機低污染燃燒室研發(fā)上的一大“頑疾”，一旦發(fā)生可能會導(dǎo)致燃燒室零部件損壞，影響發(fā)動機安全。因此，國外十分重視振蕩燃燒的試驗研究。美國GE 公司[8]先后建設(shè)了2 個可調(diào)頻燃燒室聲學(xué)試驗臺（TCA）來專門測試雙環(huán)腔預(yù)混旋流（TAPS）單頭部燃燒室的脈動頻率和幅值（圖2）。但TRL 3 階段僅能對振動燃燒進行機理性研究，并不能給出燃燒不穩(wěn)定性情況的結(jié)論，因為其聲學(xué)邊界與全環(huán)燃燒室完全不同。

圖2 GE 公司可調(diào)頻燃燒室聲學(xué)試驗臺[8]Fig. 2 Tunable combustor acoustics rig of GE[8]

燃燒室燃料清潔燃燒的關(guān)鍵在于使燃油與空氣在燃燒前盡可能快速且均勻地混合。為達到這一目的，就需要噴嘴內(nèi)部的燃油流道和噴油孔尺寸越小越好[12]。但由于燃燒室進氣溫度越來越高，噴嘴如不采取熱防護措施，其內(nèi)部流道很容易產(chǎn)生燃油結(jié)焦而堵塞，影響正常供油。民機燃燒室具有高可靠性和長壽命的要求，大修壽命通常要求不低于5 000～10 000 次飛行循環(huán)。從維護角度考慮，希望噴嘴結(jié)焦壽命能與燃燒室大修壽命同步[13]。因此，如何防止噴嘴內(nèi)部燃油結(jié)焦也成為低污染燃燒室一項需盡早解決的關(guān)鍵問題。目前國內(nèi)外常采用的防結(jié)焦措施有噴嘴外殼體與內(nèi)部采用間隙隔熱、內(nèi)部不同油路互相冷卻和分級供油停止后吹掃流道殘油等，但無論何種措施都需要開展足夠時長的試驗進行方案驗證。為此，有必要針對單頭部燃燒室開展噴嘴熱防護試驗，考查噴嘴耐久性，盡早克服結(jié)焦問題。

美國GE 公司對噴嘴熱防護試驗工作投入了巨大精力。在研發(fā)GEnx 發(fā)動機過程中（2004—2006年），GE 公司針對單頭部燃燒試驗臺上的TAPS 噴嘴，開展了50 000 次低周疲勞循環(huán)試驗和16 000 次以上的吹掃循環(huán)試驗，最高進氣狀態(tài)達到了4.1 MPa、650 ℃。之后又在整機上開展了2 000 次吹掃循環(huán)試驗，充分考查了噴嘴的耐久性。

開展以上這些試驗，需配置單頭部綜合性能試驗器。這類試驗器通常對氣源供氣流量要求不高（一般在5 kg/s 以內(nèi)），但氣源供氣壓力和空氣加溫能力最好能夠滿足單個燃燒室頭部從常溫負壓到常溫常壓再到高溫高壓全狀態(tài)的試驗要求。由于模擬負溫需要專門的空氣制冷系統(tǒng)，代價較高，而模擬高空負壓相對容易（可采用排氣加引射器或真空罐抽氣），因此開展高空點火試驗往往只模擬高空壓力，不模擬高空溫度[7]。

TRL 3 階段試驗內(nèi)容偏基礎(chǔ)研究，需采用豐富的測試手段。除需配置常規(guī)的壓力掃描閥、溫度掃描閥等儀器來測量試驗件氣體壓力和溫度外，通常還配置污染排放、光學(xué)、脈動壓力和聲學(xué)測量等系統(tǒng)。

污染排放測試系統(tǒng)用于測量燃燒室出口UHC（未燃碳氫）、NOx、CO、CO2、O2等氣態(tài)成分和冒煙情況，系統(tǒng)配置、測量程序和數(shù)據(jù)處理等需符合國際民航組織（ICAO）和美國汽車工程師協(xié)會（SAE）最新規(guī)范要求。

光學(xué)測試通常包括CCD 高速相機、PIV（粒子圖像測速）、PLIF（平面激光誘導(dǎo)熒光）、米式散射、LII（激光誘導(dǎo)熾光）等多種方法和儀器。其中CCD高速相機可用來拍攝點火和火焰?zhèn)鞑ミ^程，PIV 可用于測量燃燒室內(nèi)部冷/熱態(tài)流場，PLIF 可用于測量燃燒反應(yīng)區(qū)組分濃度，米式散射可用于測量反應(yīng)區(qū)燃油顆粒濃度，LII 可用于測量碳煙濃度。

開展光學(xué)測量時需要在燃燒室外殼和火焰筒設(shè)置光學(xué)觀察窗。光學(xué)觀察窗結(jié)構(gòu)設(shè)計需考慮的因素較多，其中保證在高溫高壓環(huán)境下光學(xué)觀察窗密封良好不漏氣、不被油滴污染和避免熱膨脹損壞是光學(xué)試驗成功的關(guān)鍵。國外較成熟的觀察窗采用耐高溫、熱膨脹系數(shù)小的石英玻璃，并用空氣吹掃其內(nèi)壁形成一層保護氣膜[14]（圖3）。

圖3 RR 公司燃燒室光學(xué)測試試驗段[14]Fig. 3 Optical measurement test rig of RR[14]

脈動壓力及聲學(xué)特性測試系統(tǒng)主要用于振蕩燃燒試驗。由于溫度較高，脈動壓力測量通常選用半無限長管法，將動態(tài)壓力傳感器與燃燒室本體隔開。

2.2 多頭部燃燒室試驗（TRL 4）

多頭部燃燒室試驗件以扇形件為主，通常設(shè)計為60°～90°扇形，偶爾也有矩形。常取全環(huán)燃燒室的3～5 個頭部，進出口高度尺寸與真實燃燒室保持一致，帶真實的火焰筒和內(nèi)外環(huán)腔，但進口一般不帶擴壓器。試驗內(nèi)容主要包括冷態(tài)流量分配試驗、點火試驗（含聯(lián)焰）、慢車貧油熄火試驗、起飛–著陸循環(huán)（LTO）污染排放試驗、出口溫度分布試驗等，所需試驗器主要有燃燒室點火試驗器和扇形燃燒室試驗器。前者需具備空氣制冷能力（?40～?50 ℃）和負壓抽吸能力（20～30 kPa），后者與單頭部試驗器相比，流量較大，一般是其4 倍（約20 kg/s）。

開展對扇形燃燒室冷態(tài)流量分配試驗，通常直接在點火試驗器上（常溫常壓）采用“堵孔法”分別測定進入頭部的燃燒空氣、火焰筒冷卻空氣和內(nèi)外環(huán)腔引氣的比例，為下一步開展點火試驗時計算進入火焰筒的燃燒空氣提供依據(jù)。

流量分配試驗完成后，可直接開展點火試驗（主要包括地面和高空點火試驗）測定燃燒室貧油點火邊界，觀察頭部聯(lián)焰效果。通常從地面常溫常壓點火開始，逐漸降低進氣溫度和壓力（模擬高空風(fēng)車狀態(tài)），最后模擬至9～10 km 的高度，得到如圖4 所示的點火邊界線圖[15]。

圖4 RR 公司扇形燃燒室高空點火試驗結(jié)果[15]Fig. 4 Sector ignition test results of RR[15]

點火試驗完成后，試驗件轉(zhuǎn)入扇形試驗臺上開展熱態(tài)綜合性能試驗，測量慢車貧油熄火邊界、燃燒效率、壓力損失和LTO 規(guī)定狀態(tài)下的污染排放等內(nèi)容，初步考查出口溫度分布和火焰筒壁溫分布。期間同步開展分級供油試驗，測定不同主副油比例下的污染排放指數(shù)。另外，試驗件頭部端面需布置熱電偶用于監(jiān)測回火，火焰筒需布置動態(tài)壓力測點用于監(jiān)測聲學(xué)振蕩特性。

扇形燃燒室試驗需注意2 個問題：1）火焰筒側(cè)壁冷卻問題。通常扇形燃燒室兩邊緣側(cè)壁需單獨引入冷卻空氣防止燒蝕，會對邊緣頭部的流場產(chǎn)生干擾。因此試驗過程中應(yīng)重點關(guān)注中間頭部的性能表現(xiàn)，邊緣2 個頭部的性能表現(xiàn)僅供參考（即如采用5 頭部試驗件，則只有中間3 個頭部測量結(jié)果有效）。2）高壓扇形燃燒室耐壓問題。由于扇形燃燒室機匣結(jié)構(gòu)不對稱，耐壓受到很大影響，壓力越高越危險，因此開展全溫全壓試驗存在一定難度。為克服這一困難，常規(guī)的做法是在機匣外壁加加強筋來提高強度，但耐壓仍然有限。針對更高的壓力（如3 MPa以上），一種更好的做法是將試驗件放入一個高壓艙（圖5），使機匣壓差減小，提高安全等級[16-17]，但同時須面對并解決一些新問題，如燃油總管全部暴露在艙內(nèi)的高溫空氣中，必須采取隔熱措施等。

圖5 扇形燃燒室高壓試驗艙[17]Fig. 5 Test plenum for sector combustor[17]

國內(nèi)外普遍采用多支固定耙測量扇形燃燒室出口參數(shù)，但偶爾也有旋轉(zhuǎn)式掃描測量的案例[17]，如圖6所示。

圖6 扇形燃燒室出口掃描測量機構(gòu)[17]Fig. 6 Traverse gear for sector combustor measurement[17]

2.3 全環(huán)燃燒室試驗（TRL 5）

開展全環(huán)燃燒室試驗主要是為了在燃燒室裝入發(fā)動機前全面考查其高空點火及聯(lián)焰、熄火邊界、燃燒效率、污染排放、燃油分級、動態(tài)特性和出口溫度分布等，評估其適用性；同時，與燃燒室耐久性密切相關(guān)的火焰筒壁面冷卻和熱應(yīng)力也可以充分得到驗證和評估[8]。此階段仍需點火試驗器，配置全環(huán)燃燒室試驗器。全環(huán)試驗器具有空氣流量大（通常為50 kg/s以上）、壓力/溫度高等特點，建設(shè)成本和運行費用都很高（國內(nèi)運行成本通常為10～20 萬元/時）。

全環(huán)燃燒室試驗內(nèi)容及過程與扇形燃燒室基本相同。如果設(shè)備能力允許，最后可進入到全溫全壓狀態(tài)，在真實的壓力、溫度和流量下考查燃燒室的結(jié)構(gòu)強度和性能指標(biāo)。

全環(huán)燃燒室出口參數(shù)測量不再采用固定耙，而是采用旋轉(zhuǎn)移位測量機構(gòu)，如圖7 所示。該機構(gòu)是全環(huán)燃燒室試驗極為關(guān)鍵的測量設(shè)備，需要在高溫高壓燃氣流的沖刷下連續(xù)旋轉(zhuǎn)并持續(xù)工作一定時間才能達到360°全場掃描效果。機構(gòu)的擺盤上通常安裝3 或4 支均布的多點熱電偶耙或燃氣取樣耙，測量燃燒室出口的溫度場或污染排放。如果是多點獨立的燃氣取樣耙，還可用于出口壓力場和溫度場測量。

圖7 法國DGA 全環(huán)燃燒室出口旋轉(zhuǎn)測量機構(gòu)[1]Fig. 7 Traverse gear for full-annual combustor measurement of DGA[1]

旋轉(zhuǎn)移位機構(gòu)測量污染排放時可采用連續(xù)掃描，測量出口溫度分布采用步進式掃描。燃氣的壓力和溫度越高，工作環(huán)境越惡劣；掃描試驗越長，對旋轉(zhuǎn)機構(gòu)和測量耙的耐久性和可靠性要求越高。在單個試驗狀態(tài)下，如采用熱電偶測量出口溫度場，通常完成360°掃描需要7 min[18]，如果采用燃氣分析法測量出口溫度場則需要1～2 h[7]（具體取決于單次旋轉(zhuǎn)角度和燃氣分析設(shè)備的數(shù)量）。在此過程中，試驗狀態(tài)參數(shù)要保持較高的穩(wěn)定性，否則測量結(jié)果會出現(xiàn)失真，這對全環(huán)試驗器的控制系統(tǒng)設(shè)計提出了較高的要求。

2.4 試驗共性問題總結(jié)

在上述3 個階段中，燃燒室以大量的試驗作為驗證手段，技術(shù)成熟度不斷提高（從TRL 3 發(fā)展到TRL 5）。雖然幾個階段存在相同的試驗內(nèi)容，但重復(fù)試驗是十分必要的，因為每個階段燃燒室構(gòu)型不同，其性能表現(xiàn)需要反復(fù)驗證。

單頭部試驗階段主要考查燃燒室的點火熄火、壓力損失、燃燒效率和污染排放性能；多頭部/扇形試驗階段在前一階段的基礎(chǔ)上對上述性能進行重復(fù)性驗證，同時重點考查點火聯(lián)焰和出口溫度分布；全環(huán)試驗階段在之前所有試驗的基礎(chǔ)上全面驗證全尺寸燃燒室的點火及聯(lián)焰、熄火、壓力損失、燃燒效率、出口溫度分布、污染排放及動態(tài)特性。針對各階段相同的試驗內(nèi)容，應(yīng)注意以下共性問題：

1） 開展點火試驗時試驗件所需的供油量較小，并且隨著模擬高度的增加和空氣流量的減少，供油量也越來越?。ㄗ钚】赡軙陀?0 g/s）。為獲得準(zhǔn)確的油氣比，應(yīng)十分注意燃油流量的調(diào)節(jié)和測量，并最好配置成熟的高精度燃油流量調(diào)節(jié)閥和科氏力質(zhì)量流量計。

2） 開展熱態(tài)綜合性能試驗時，進氣加溫一定要采用無污染的加溫方式（如電加溫、天然氣爐換熱加溫等），因為空氣中的氧氣含量會直接影響燃燒室的性能（尤其是污染排放）。另外，進氣溫度調(diào)節(jié)不宜過快，溫升通常應(yīng)控制在10 K/min 以內(nèi)，否則會使加溫器下游管道法蘭產(chǎn)生較大的應(yīng)力梯度，造成疲勞損壞[18]。

3） 開展熱態(tài)綜合性能試驗時，試驗狀態(tài)盡量要遵循由小到大的原則，即按慢車、進場、巡航、爬升和起飛循序漸進依次試驗，防止試驗件或試驗設(shè)備出現(xiàn)無法挽回的故障。另外，燃油噴嘴保護也十分重要，燃燒室性能測試完成后，應(yīng)將空氣溫度降至200 ℃以內(nèi)才能熄火，并建議用氮氣吹出噴嘴內(nèi)部殘油，防止結(jié)焦。

4） 如果受試驗設(shè)備能力所限，無法按照燃燒室真實進口參數(shù)開展高溫高壓大狀態(tài)試驗時，可采用等速度準(zhǔn)則或郎威爾準(zhǔn)則（Longwell）開展降壓模擬試驗。前者規(guī)定空氣流量與壓力同比例降低，但進氣溫度和油氣比不變；后者規(guī)定只要試驗器的“L 值”與真實燃燒室的“L 值”相等，即使進氣壓力和溫度不相同，燃燒效率也相等[19]。但燃燒室進口溫度盡量要達到真實狀態(tài)規(guī)定的參數(shù)值，否則無法得到真實的污染排放數(shù)據(jù)。

5） 開展污染排放試驗時，保持燃燒室進口參數(shù)穩(wěn)定十分重要，尤其是溫度穩(wěn)定性（最好保持在±2 K），因為NOx 的生成量對進氣溫度特別敏感[20]。另外，燃氣取樣器出口溫度如果低于418 K，UHC 和水蒸氣在取樣器內(nèi)部流道中有產(chǎn)生凝結(jié)的風(fēng)險，其測量精度難以保證。因此，如何防止慢車和巡航等小狀態(tài)下燃氣“過冷”是一個很棘手的問題。國外較成熟的做法是采用430～440 K 的高壓加溫水來冷卻燃氣取樣器[20-22]。

6） 燃燒室動態(tài)壓力特性（振蕩特性）與幾何邊界條件密切相關(guān)，因此只有在全環(huán)燃燒室下的表現(xiàn)才最真實。單頭部和扇形的振蕩特性都不具有代表性，僅能作為參考。

3 國內(nèi)外試驗技術(shù)差距

歐美發(fā)達國家航空發(fā)動機研發(fā)起步很早（約20 世紀(jì)40 年代），且軍機和民機并重、同步發(fā)展。我國航空發(fā)動機研制起步較晚（約20 世紀(jì)60 年代），尤其是民用航空發(fā)動機研發(fā)，基本上從大飛機立項后才正式開始（約2009 年）。因此國內(nèi)外燃燒室試驗技術(shù)差距較大，主要體現(xiàn)在以下幾個方面：

3.1 試驗壓力與溫度

總體而言，國外燃燒室試驗器壓力和溫度參數(shù)普遍較高，4 MPa、900 K 甚至更高的試驗參數(shù)在2000 年以前就有許多案例，如美國NASA 的ASCR扇 形 臺（6 MPa、970 K）[23]、PW 的X960 全 環(huán) 臺（4.5 MPa、920 K）[24]和德國DLR 的HBK2～HBK4扇形/全環(huán)臺（4 MPa、973 K）等。近10 年新建的試驗器則達到6 MPa、1 000 K 以上水平，如法國DGA的K11 全環(huán)試驗器（6 MPa、1 073 K）[21]和美國GE的A20 扇形試驗器。據(jù)GE 官網(wǎng)顯示，A20 不僅是GE 公司自身而且也是目前全球壓力和溫度參數(shù)水平最高的燃燒室試驗器。2015 年底該試驗器建成時最高試驗壓力達到了6.95 MPa（1 009 psi），最高試驗溫度達到了1 089 K（1 500 ℉），最大空氣流量達到了54 kg/s（120 lb/s），可用于目前最先進的民用發(fā)動機GE9X 的7 頭部扇形燃燒室試驗。

相比之下，國內(nèi)與國外在這方面差距較大。近20 年來我國航空發(fā)動機科研院所的燃燒室試驗器實際能夠達到的試驗壓力、溫度普遍停留在3 MPa、900 K 以內(nèi)的水平，更高壓力和溫度的試驗器十分稀缺，2.5 MPa 以上的高溫高壓全環(huán)試驗?zāi)芰τ葹楸∪?。直到最近幾年個別科研單位才建成了4.5 MPa、923 K 的扇形燃燒室試驗器，縮小了與國外的差距。

3.2 測試技術(shù)水平

在燃燒室試驗氣動參數(shù)測量方面，國外的測量精度往往更高。約1986 年，PW 公司開展扇形和全環(huán)燃燒室試驗時，進氣壓力測量精度就能達到±0.1%，進氣溫度在260 ℃以內(nèi)的溫度測量精度能達到±0.139 ℃，進氣溫度在815 ℃以內(nèi)的溫度測量精度可達到±0.56 ℃，出口燃氣溫度（最高約1 800 ℃）測量精度可達到±0.5%[24]，而且具有一定代表性。在國內(nèi)，燃燒室進氣壓力和溫度測量精度目前還普遍停留在±0.5%的水平；出口燃氣溫度測量誤差受熱電偶耙冷卻影響較大，測量精度難以達到±1%（偏差±50 ℃以上都有可能）。

在污染排放測量方面，國外科研單位對國際通用的ICAO 和SAE 相關(guān)規(guī)范十分熟悉，而且及時跟進最新動態(tài)，對測試系統(tǒng)的搭建也具有豐富的經(jīng)驗。分析儀器方面，UHC、CO、CO2、NOx等成分分析儀技術(shù)已十分成熟，美國CAI 和德國Simens 生產(chǎn)的分析儀表在國內(nèi)外應(yīng)用十分廣泛。另外，從文獻[25]可知，微粒子測量設(shè)備至少在7 年前就已相對成熟，歐美很多研究機構(gòu)的排放測量系統(tǒng)已廣泛配置，相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)也已頒布（如SAE AIR6241）。在國內(nèi)，由于軍機研制起步較早，而民機起步較晚，國內(nèi)科研單位對污染排放重視程度不夠，在測量規(guī)范上對ICAO 和SAE 關(guān)注較少，之前一直沿用的是20 世紀(jì)80 年代發(fā)布的2 份國內(nèi)標(biāo)準(zhǔn)（HB 6116—1987 和HB 6117—1987），直到2020 年才進行了升版。在民機排放測量方面，目前國內(nèi)在測試系統(tǒng)搭建和使用維護等方面的經(jīng)驗較少，國產(chǎn)的氣體成分分析儀在部分技術(shù)指標(biāo)和可靠性等方面難以滿足測量規(guī)范的要求。國內(nèi)已搭建的測量系統(tǒng)均采用國外品牌分析儀，多數(shù)系統(tǒng)在樣氣冷卻與保溫、傳輸時間等方面存在一定問題，但依然滿足ICAO 和SAE 的基本要求。微粒子測量最近幾年才得到關(guān)注，國內(nèi)部分單位雖已具備顆粒物質(zhì)量和數(shù)量的測量能力，但不完全滿足最新ICAO 和SAE 規(guī)范要求。

在非接觸式測量方面，國外科研機構(gòu)開展燃燒室試驗時，光學(xué)設(shè)備應(yīng)用較多且使用經(jīng)驗豐富，如美國NASA 在ASCR 臺上配置了PLIF、米氏散射、化學(xué)發(fā)光和拉曼（Raman）等4 種激光測試能力和光學(xué)冒煙測量儀，用于單頭部和矩形多頭部試驗；德國DLR 在HBK-S 臺上配置了PDPA（相位多普勒粒子）、PIV、PLIF、CARS（相干反斯托克斯拉曼散射）、LII 和拉曼6 種光學(xué)設(shè)備，用于單頭部試驗。近幾年德國某公司還有采用瑞利散射測量3 頭部扇形燃燒室出口流場、壓力和溫度分布的案例[26]。采用這些光學(xué)手段不僅可避免對燃燒室內(nèi)部流場產(chǎn)生干擾，而且還可以直觀地測量或呈現(xiàn)反應(yīng)區(qū)的組分濃度、空間分布和火焰結(jié)構(gòu)等，加深設(shè)計人員對燃燒室內(nèi)部的流動與反應(yīng)過程的認識，便于設(shè)計方案的修改和迭代。而國內(nèi)目前開展燃燒室試驗仍以接觸式測量為主，光學(xué)儀器方面僅PIV、PDPA 和PLIF 使用較多，其他光學(xué)設(shè)備由于布置和調(diào)試較復(fù)雜等原因，目前多停留在實驗室階段，尚未達到工程化應(yīng)用的層面。對于燃燒室內(nèi)部的光學(xué)測量，國內(nèi)具有一定的低頻低壓測試能力，但仍缺乏成熟的加溫加壓環(huán)境下高頻診斷和光學(xué)試驗件設(shè)計能力。

在燃油噴嘴霧化試驗方面，國外的發(fā)動機OEM供應(yīng)商（如GE 和RR 等公司）已廣泛使用美國Enurga 公司開發(fā)的激光消光技術(shù)和產(chǎn)品（如Setscan）測量霧錐截面的周向濃度分布和徑向濃度分布，在計算機中直接生成易于判讀的密度云圖（圖8、9）。而國內(nèi)還一直沿用噴嘴試驗標(biāo)準(zhǔn)（HB 7667—2000）規(guī)定的傳統(tǒng)機械收集法，存在試驗效率低、判讀誤差大等缺點，直到近2～3 年才開始陸續(xù)采購和使用這種光學(xué)設(shè)備。

圖8 Setscan 噴霧分布測量儀[27]Fig. 8 Setscan patternator of spray distribution[27]

圖9 Setscan 測量霧錐截面密度分布圖[27]Fig. 9 Cross-section spray distribution by Setscan[27]

3.3 試驗豐富性和前瞻性

國外航空發(fā)達國家不僅在燃燒室試驗方面經(jīng)驗豐富、測試手段成熟，而且除常規(guī)試驗項目外，還進行了許多非常規(guī)試驗，較深入地研究了各種因素對燃燒室性能的影響。例如，為了支撐民機適航取證，法國DGA 在2010 年左右開展了單頭部燃燒室吸雨模擬試驗，檢驗了燃燒室的工作穩(wěn)定性和效率損失[28]。為了加深對點火機理的理解，德國DLR 在2010 年左右采用高速攝像和PLIF 等光學(xué)手段研究了高空點火過程中火焰的傳播規(guī)律[29]。為了研究燃油在噴射時出現(xiàn)相變對噴霧特性的影響，加拿大NRC 在2017 年左右采用米氏散射和PIV 等光學(xué)手段研究了壓力霧化噴嘴在燃油超高溫條件下（755 K）的噴霧情況[30]。

考慮到防止噴嘴結(jié)焦、降低污染排放及未來石油資源面臨枯竭等多種因素，最近幾年國外正廣泛進行SPK（合成烷烴煤油）、生物燃油/煤油混合物等各種替代燃料對燃燒室性能影響的試驗研究，評估替代航空煤油的可行性[15,31]，部分燃料已進入實用階段。例如，據(jù)國外網(wǎng)站Aero-Mag 在2020 年10 月報道，RR 公司將在下一代發(fā)動機Ultrafan 驗證機地面試驗中首次使用100%的可持續(xù)航空燃料（Sustainable Aviation Fuel，SAF）。這種低碳燃料已通過適航認證，有望將發(fā)動機的CO2凈排量降低75%以上。

在國內(nèi)，燃燒室試驗科目和內(nèi)容相對比較傳統(tǒng)和常規(guī)，仍側(cè)重于點熄火、燃燒效率、污染排放和溫度分布等性能的驗證，對民機燃燒室特有的一些技術(shù)問題缺乏足夠的試驗研究。例如，國內(nèi)僅開展了少量的噴嘴熱防護試驗和振蕩燃燒機理性試驗研究，幾乎未涉及燃燒室吸雨試驗、加溫霧化試驗和點火機理試驗。對于航空替代燃料的研究，目前國內(nèi)也開展了一些相關(guān)試驗工作[32-33]，但燃料種類單一（主要為煤基合成燃料），不夠全面和深入，離實際應(yīng)用尚早，與國外差距較大。

4 思考與總結(jié)

隨著我國大型客機研制工作的開展，國內(nèi)相關(guān)單位從2012 年開始也積極研發(fā)配套的大涵道比渦扇發(fā)動機，目前驗證機已基本達標(biāo)，正在發(fā)展相關(guān)型號。在借鑒國外民機和參考國內(nèi)軍機試驗技術(shù)的基礎(chǔ)上，我國民機燃燒室試驗技術(shù)也取得了較快的發(fā)展，國內(nèi)相關(guān)高校和研究所正在開展大量基礎(chǔ)理論和關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)。近幾年，國內(nèi)針對窄體客機和寬體客機燃燒室，除了開展點火熄火、燃燒效率和出口溫度場等常規(guī)的試驗科目外，針對LPP 燃燒室的固有特點還開展了煤油結(jié)焦研究試驗、穩(wěn)態(tài)噴嘴熱防護試驗、振蕩燃燒研究試驗和燃燒室振蕩邊界摸底試驗等，在試驗方法上積累了寶貴的經(jīng)驗。燃燒室污染排放測試技術(shù)已打破國內(nèi)局限，基本達到ICAO 和SAE 最新規(guī)范的要求。PLIF、CARS 等光學(xué)診斷技術(shù)也逐漸受到重視，在單頭部燃燒室試驗中應(yīng)用越來越多。相關(guān)單位對標(biāo)美國GE 公司和英國RR 公司，即將建成一批與國際水平接軌的民機燃燒室試驗器。由于國內(nèi)民機燃燒室研制經(jīng)驗尚不夠豐富，相應(yīng)的試驗技術(shù)還存在一些有待填補或加強的地方，如燃燒室吸雨試驗技術(shù)、循環(huán)工況下的噴嘴熱防護試驗技術(shù)、自燃回火試驗技術(shù)和替代燃料試驗技術(shù)等。

5 結(jié)論與建議

民機燃燒室研制與燃燒室試驗密不可分，且大量燃燒室試驗主要集中在TRL 3～5 階段開展。從某種意義上說，燃燒室試驗技術(shù)水平?jīng)Q定了燃燒室研制水平。民機燃燒室試驗技術(shù)涵蓋試驗方法、試驗設(shè)備、測試儀器、數(shù)據(jù)采集與處理等多個方面，還涉及光學(xué)、聲學(xué)和動態(tài)等非常規(guī)測試領(lǐng)域，需要全面發(fā)展才能支撐民機低污染燃燒室的研發(fā)工作。

目前，國內(nèi)外燃燒室試驗技術(shù)仍存在著較大差距。但與軍機相比，民機相對開放，對外合作較容易，因此可積極向西方發(fā)達國家學(xué)習(xí)先進技術(shù)，在試驗器建設(shè)、試驗方法和測試技術(shù)等方面廣泛開展的國際合作，取長補短，快速縮短與發(fā)達國家的差距，為我國商用大飛機發(fā)動機燃燒室研制提供有力的保障，提升行業(yè)的發(fā)展水平。