航空发动机燃烧室研制之关键.docx

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1、航空发动机燃烧室研制之关键目录1 -序言12 .燃烧室是航空发动机的核心之一，它要经历怎样的研制阶段？23 .军民用航空发动机的燃烧室技术有何不同？54 .风扇/压气机64 .1.风扇叶片65 .2.整体叶盘/叶环86 .燃烧室97 .涡轮116. 1.涡轮盘116.2.涡轮叶片127.结束语14参考文献141.序百人们常把发动机比喻为飞机的“心脏”，而燃烧室可以说是“心脏”的“心脏”。燃烧室的作用是将化学能（燃油加空气）转化为燃烧产物和剩余的未燃空气的热能（温度升高）。燃烧室接受压气机流出的高压空气，通过燃油燃烧产生热能，为涡轮提供均匀混合的热气。这样涡轮才能输出驱动压气机工作所需的功率，这

2、就决定了燃烧室是发动机的“心脏”，也就是“心脏”的“心脏”。航空发动机的推力是由于发动机进口和出口的动量差和压力差产生的。航空发动机原理看似简单，但背后却存在着十分复杂的研制过程，尤其是作为核心部件的燃烧室及燃烧技术研究。航空发动机的燃烧室位于压气机和涡轮之间，发动机工作时，在燃烧室供入燃料，与高压空气混合，形成可燃混合气，进行充分的燃烧，以提高气流温度，并在涡轮和喷管中膨胀做功。航空发动机的推力是由于发动机进口和出口的动量差和压力差产生的。航空发动机原理看似简单，但背后却存在着十分复杂的研制过程，尤其是作为核心部件的燃烧室及燃烧技术研究。航空发动机的燃烧室位于压气机和涡轮之间，发动机工作时，

3、在燃烧室供入燃料，与高压空气混合，形成可燃混合气，进行充分的燃烧，以提高气流温度，并在涡轮和喷管中膨胀做功。航空发动机是飞机性能、可靠性和成本的决定性因素。从1903年莱特兄弟首次实现动力飞行所使用的推重比仅为0.11的水冷式发动机到第二次世界大战期间迅速发展起来的推重比可达1.0左右的活塞式发动机，再到如今成为航空动力装置主力的推重比已达10.0左右的喷气式发动机，航空发动机推重比有了重大发展（见图1）1o评价航空发动机性能的关键性指标为发动机的推重比，其每一阶段的发展都是与当时的社会需要以及科学技术发展水平（如耐高温的材料、先进的加工方法等）分不开的。自20世纪40年代进入喷气时代以来，伴

4、随着人们对发动机推重比需求的提高，航空发动机技术得到了飞速发展，它每一次的更新换代都伴随着一些新结构的应用，而支撑这些结构的基础就是一些新材料与制造技术的发展与使用。因此，必须对航空发动机关键部件在结构、材料及制造技术方面的发展及未来的应用趋势进行深入剖析。图11940-2010年间发动机推重比的发展2 .燃烧室是航空发动机的核心之一，它要经历怎样的研制阶段？第一点，航空发动机燃烧室的研制包括设计和研发两个阶段，所有的航空发动机燃烧室都要经历设计、加工和试验阶段。试验后又修改设计，修改设计后再做试验。而且要这样反复多次，才能定型，甚至于在设计定型以后，还会有一些小的改动。第二点，燃烧室的设计研

5、发以试验为主。现在计算流体力学(CFD)在风扇和压气机的设计研发过程中可起到关键性作用。在西方航空发达国家，己有成熟的三维压缩系统设计方法。但是在燃烧室的设计研发中计算流体力学方法仍起不到关键作用，这主要是由于燃烧室中的燃烧过程涉及湍流、液滴破碎和蒸发、油气混合、化学反应、化学平衡、化学动力学、传热学等诸多学科。CFD在试验结果出来以后对理解判断结果有帮助，并且在开始设计研发之前也可以辅助做一些初步方案筛选。第三点，燃烧室设计研发有两大部分：一是气动热力设计研发，另一个是机械设计研发。第一位进行的是气动热力设计，在燃烧室主要的燃烧问题解决以后，大体上在全环形燃烧室阶段开始机械设计。机械设计包括

6、材料选择、应力分析、强度计算、寿命预估、连接、振动分析、装配、间隙、公差和配合等。也要做必要的重量分析，加工工艺分析，维护修理方案等。很多情况下，人们往往只强调燃烧室的气动热力设计，而忽视了机械设计研发。实际上燃烧室的机械设计研发对燃烧室的寿命、维护和成本等非常重要。第四点，如何设计研发燃烧室？要从起点开始：其一，发动机的用途，最主要是军用的还是民用的；其二，发动机对燃烧室的要求，这是最根本的；其三，发动机的循环参数，这是燃烧室设计研发的最重要的一个起点，燃烧室是按照循环来设计的，也是按照循环来试验和研发；其四，是燃料。有了这四个起点，就开始搞初步设计研发，初步设计研发后，再进行详细的设计研发

7、。新一代的先进燃烧室初步设计研发以单管燃烧室的设计研发为主，而其详细设计研发则从全环形燃烧室设计研发开始，直到燃烧室装到发动机上，至定型并服役。第五点，初步设计主要是气动热力设计研发。初步设计研发中最最核心的问题是燃烧组织的设计研发，主要在单管燃烧室进行。燃烧组织问题到详细设计时不能再出现。详细设计阶段是全环形燃烧室设计研发，如果是型号研发，会牵涉到很多的机械设计研发的问题，还会涉及到很多工程上的问题。在初步设计研发中，在单管燃烧室里面出现的问题，必须在初步设计阶段解决，不能带到全环设计阶段。第六点，设计点设计和非设计点的设计研发。通常都是以燃烧室100%工况定义为设计点，但也必须要考虑非设计

8、点（或者过渡工况）。过渡工况的设计对于低污染燃烧室设计研发尤其重要，特别是采用贫油预蒸发预混合方案的燃烧室，其不可缺少的要有主油分级，这对过渡工况的设计研发变得极其重要。这从另一个方面说明燃烧室的设计研发离不开燃油系统的配合。第七点，从技术发展来看，燃烧室设计研发又分几个阶段，一个是技术研发阶段的燃烧室设计研发，二是型号研发阶段的燃烧室设计研发。现在我们常常讲基础研究、预先研究和型号研发等，但是很少说及技术研发。燃烧室研发要重视技术发展，等技术掌握了再上型号。全环形燃烧室乃至发动机型号服役后仍有一系列工程性问题需要解决。第八点，关于燃烧室设计的全过程如图所示。从整个国家来说当然必须要有基础研究

9、，就是航空发动机也要有基础研究，从航空发动机燃烧室研发体系来讲，发动机设计研究院所和发动机公司应该搞预研和技术研发，当然也应该搞型号研发，但绝不能去搞基础研究，但是从事燃烧室设计研发的技术人员需要掌握很好的基础知识，但是基础知识和搞基础研究是两码事。发动机燃烧室设计研发的重点在技术研发，而不可能也不应该放在基础研究上。现代高性能发动机对燃烧室提出了越来越高的要求，当前燃烧技术的发展趋势如何？3 .军民用航空发动机的燃烧室技术有何不同？第一，军用航空燃烧室的发展方向是高油气比，这来自于军用发动机推重比不断提高和超声速巡航的要求。国外推重比12的军用发动机已经服役，以后还会更高。提高推重比的一个主

10、要技术手段就是提高涡轮进口温度。要提高涡轮进口温度，除了提高发动机压比，燃烧室进口温度有点提高外，主要的就是要提高燃烧室总的油气比。现在美国已经实现的燃烧室油气比为0.046,其2023年以后会达到0.05,而在2030年以后会超过0.06。第二，对于民用航空发动机燃烧室。其发展方向是低污染。对于民航发动机(不只是燃烧室)来说，降低油耗是最受欢迎的。燃烧室在遇到降低污染排放和降低油耗的矛盾时，航空公司宁可选择降低油耗。另外航空发动机的首要要求是工作可靠，即是无论是低污染还是也低油耗，都不能影响到可靠性。第三，民用航空发动机低污染燃烧室的发展方向。目前民航发动机低污染燃烧室三种大的方案：1、富燃

11、快速淬熄贫燃方案(RQ1)。这个方案优点是容易解决高空点火和慢车贫油熄火问题，但在降低污染排放方面成效不大。2、贫油预蒸发预混合(1PP)方案，这是近30多年来主要的研发的方向。但1PP有很多技术难题，比如自燃、回火和振荡燃烧。目前已经服役的GE的TAPS燃烧室(用于GENX发动机和1EAP发动机)即是1PP燃烧室。1PP中的主油需要分级，使得系统变得复杂，也影响到可靠性。这种方案目前的油气比范围为0.03到0.033o3、油直混(1DM)方案。在国外这种方案叫贫油直喷(1DI)。其实贫油直喷几十年来燃烧室一直在用。除了蒸发管燃烧室以外，一律都是贫油直喷。直喷的关键是直喷以后还要直接混合，这是

12、其重点，所以我们称之为贫油直混燃烧(1DMJo由于没有了预蒸发预混合，就没有自燃和回火问题，而且振荡燃烧问题也不突出，也没有主油分级问题。但1DM在油气比0.03到0.033时，其NOx减少不及1PP好。1DI贫油直喷方案20年前由NASA刘易斯研究中心提出，至今未有技术上的突破。近年NASA格林研究中心又开始对1D1研究，但是仍然是采用以前的技术路线，目前的结果也不理想，距离实用还有较大距离。实际上NASA考虑的是今后更高油气比下势必要采用贫油直混燃烧技术。西北工业大学动力与能源学院的燃烧团队的直混燃烧技术与其不同，比较接近实用。第四，军用航空发动机燃烧室和民用航空发动机燃烧室设计研发上的差

13、异。军用航空发动机燃烧室的主要特点是整个燃烧室单位长度上燃烧强度很高（或者在整个长度上温度很高）。这导致了军用发动机燃烧室的两个问题：第一是冷却；第二是可见冒烟。而现在民用低污染燃烧室燃烧区是贫油燃烧，冷却问题不很突出。新一代军用和民用发动机燃烧室有其共同之处，两者的燃烧空气百分数大大增加，带来了慢车贫油熄火和高空点火问题。这两种燃烧室最大的共同点处是今后都可能采用直混燃烧方案，只是低污染燃烧室是贫油直混，而高油气比燃烧室是化学恰当比燃烧。两者的共同点还有很多：燃烧组织方式相同、没有主燃孔。两种燃烧室的燃烧区均由头部确定，即均有副模燃烧区和主模燃烧区，这样才能解决慢车状态贫油熄火。两种燃烧室的

14、空气动力学设计也一样，比如都是采用弱旋流；冷却设计也一样，都是采用发散小孔冷却，只是材料可以不同。更有趣的是两种燃烧室喷嘴空气膜的设计也可以相同。4 .风扇/压气机压气机用来提高进入发动机内的空气压力，它不仅受较高的离心负荷、气动负荷等，还会受到发动机进气道外来物的冲击，受风沙、潮湿的侵袭，同时由于压气机前面增压级和后面增压级的流通能力不匹配，容易产生喘振现象，因此，无论在设计、制造，还是维修中都需在这方面耗费更多的精力和成本。下面分两部分概述压气机结构及制造技术的发展变化。4.1.风扇叶片20世纪80年代初，风扇叶片一般为窄弦、带凸肩、实心结构，由钛合金整体锻件加工而成，其主要加工工序2为：

15、先墩出叶根和凸肩，并预锻成形，再在带转动炉膛的电阻炉中加热，取出后精锻、切边，最后经过数道机加工序得到成品叶片。由于凸肩的存在，降低了风扇的流通能力，气动效率低，同时，实心的叶片质量过大，这种叶片不适合更大推力发动机对风扇叶片的要求。为解决这些难点，英国罗罗公司于80年代中期开创性地设计并制造出了新型宽弦、无凸肩、夹芯风扇叶片，这种风扇叶片能够消除原有中间凸肩的相互干扰阻力，提高空气流量和气动效率，增加抗外物撞击能力及喘振裕度，并且使风扇的叶片数量减少1/3,其制造工艺是在叶盆和叶背钛合金面板之间放一块钛合金蜂窝夹芯块，两块面板和蜂窝夹芯块经活化扩散连接形成一体。为进一步减轻结构重量，罗罗公司

16、于1994年研究成功第二代宽弦空心风扇叶片4,这种叶片采用钛合金3层结构的超塑成形/扩散连接(SPF/DB)组合工艺制成，风扇叶片芯部采用建筑上所用的三角形桁架结构，取代了第一代宽弦风扇叶片的内部蜂窝芯板，这种实心度更低的叶片比蜂窝芯叶片轻15%,该种叶片已经用于波音777和A330飞机的“遗达”发动机上。同时，美国普惠公司在PW4000系列基础上研制的增推型发动机PW4084的风扇叶片的设计也采用宽弦空心结构5,其宽弦风扇叶片用两块经过加工的钛合金带筋厚板，首先采用扩散连接(DB)工艺连接，然后应用超塑成形(SPF)工艺使叶片成形，最后数控加工出叶根与叶型。未来，在推重比1520的发动机上，压气机的使用温度将达到705982C,复合材料有可能成为压气机叶片、机匣和空心风扇叶片的主要材料，图2为NASA最近研制的一种轻质、低噪音复合材料宽