航空发动机燃烧室流程损失问题的研究

姜山

摘要：航空发动机在试车过程中经常出现起动失败、涡轮后温度超温和耗油率高等问题。燃烧室作为发动机的核心部件之一，应着重考虑燃烧效率、出口温度场分布和压力损失，重点研究流场组织和燃油雾化两方面。本文论述了航空发动机燃烧室部件常见问题对燃烧室性能的影响，重点对叶片焊瘤、燃烧室机匣塌腰、火焰筒帽罩型面进行了计算和理论分析，为燃烧室部件现场问题处理提供了理论依据。

关键词：常见问题；压力损失；流量分配

1 绪论

航空发动机在试车过程中经常出现起动失败、涡轮后温度超温、耗油率高和推力下降等问题。燃烧室作为发动机的三大部件之一，发动机性能反应到燃烧室上主要为燃烧效率、压力损失。根据燃烧室性能试验结果来看，燃烧室的燃烧效率一般在0.975～0.998。根据行业经验，总压恢复系数偏低0.01，导致涡轮前总压偏低0.01，单位推力会降低0.007，燃油消耗量会增加0.006左右。

根据燃烧室的结构，燃烧室一般存在导流叶片与燃烧室机匣焊接焊瘤、燃烧室机匣塌腰、旋流器进口无倒圆，帽罩型面差等问题，为确定上述问题对燃烧室性能的影响，本文开展相关计算和分析工作。

2 结构简介

燃烧室在发动机上位于压气机和涡轮之间，在燃烧室机匣前部设置设置导流叶片，从导流叶片出来的气流经过突扩扩压器，被火焰筒帽罩分成三部分。一部分射流经旋流器参与燃油雾化、燃烧；其余两部分射流经内外环二股通道，从火焰筒各排孔进入，参与燃烧、掺混和冷却，共同形成有利于稳定燃烧的环境。

为了提供稳定燃烧条件，要求导流叶片较好的安装角、均布性和较小的焊瘤，以减小流量损失和压力损失，保证流场稳定性；要求火焰筒内部流量合理的分配，以保证稳定的燃烧；要求旋流器有较好的流量匹配，保证足够的旋流雾化能力和回流能力，需要旋流器具有较好的制造符合性。

下面对导流叶片、燃烧室机匣塌腰和帽罩型面的影响进行研究。

3 影响分析

3.1 导流叶片

根据实际研制状态，计算模型采用导流叶片与燃烧室机匣焊接处无焊瘤、R0.5的焊瘤和R0.7的焊瘤、顺流偏转3°、顺流偏转5°、周向偏转3°和周向偏转5°的模型。

根据计算结果，叶片根部倒圆R0.5时相对应按图样模型的压力损失增大0.01%，流量损失增大0.28%；随着倒圆半径增加至R0.7，压力损失增大0.09%，流量损失增大1.18%，涨幅较大。根据计算流场，当焊瘤大小超过0.5时，已超过附面层厚度，影响流通面积，进入压力和流量的敏感区，另外焊瘤过大，表面凸凹不平或者表面粗糙度较大也会对压力损失和流量有影响，故焊瘤大小应控制在R0.5以下，并对焊瘤表面进行抛光处理。

叶片顺流方向偏转时，压力损失较小，但由于顺流偏转减小了有效流通面积，故对流量损失影响较大，因此应严格控制叶形孔质量和叶片安装角。

叶片周向偏转时，叶片的分布不均，导致各叶片间的气流不均匀，产生紊流，故压力损失和流量损失均较大。

3.2 燃烧室机匣塌腰

分别采用无塌腰、塌腰1mm、2mm、3mm的模型进行计算。燃烧室机匣塌腰主要是焊接变形导致，根据计算结果，与标准状态（无塌腰）相比，塌腰1mm的压力损失增加0.01%，可忽略不计，流量分配比例变化（外环：内环：头部）由2.65：1.2：0.55变为2.63：1.22：0.55；塌腰2mm的压力损失增加0.16，流量分配比例变为2.6：1.24：0.56；塌腰3mm的压力损失增加0.36%，流量分配比例变为2.56：1.27：0.57。

塌腰对火焰筒头部和内环的流量影响不大，对外环的流量影响较大，塌腰1mm对压力损失影响不大，达到或超过2mm时的压力损失涨幅较大，故应控制燃烧室机匣跳动不超过1mm。

3.3帽罩型面

根据火焰筒帽罩型面一般结构，选取几种结构进行计算：头部相对较平；b）头部相对圆滑；c）原结构。如图2所示。

帽罩圆弧段对气流起引导作用，使气流经过帽罩的气流平缓过渡至内、外环通道，型面不好带来较大的气流冲击损失；头部较平会使经过环形梁板的气流形成仰角，故该圆弧段半径应适中选择，以降低压力损失。

4 总结

本文总结了航空发动机燃烧室研制过程中常见问题：双排叶片与燃烧室机匣焊接处存在焊瘤、燃烧室机匣塌腰、帽罩型面过渡差、平直段过大等问题，分析了其对压力损失和流量分配、损失的影响，并提出了控制建议及改进措施。贯彻文中控制建议和改进措施的燃烧室性能有了显著提高，对航空发动机燃烧室各零部件的质量控制具有一定的指導意义。

参考资料：

[1]《航空发动机设计手册》总编委员会，航空发动机设计手册第9册，航空工业出版社，2000-6

[2]A.И.米哈伊洛夫等，燃气涡轮发动机燃烧室的工作过程与计算，科学出版社，1964

[3]范作民等，燃烧室流量匹配和总压损失的试验研究，中国燃气涡轮研究院，1977