1 引言

随着航空发动机推质比的不断增加，燃烧室油气比提高，常规燃烧室面临较大挑战：通过增加供油来实现高油气比条件的话，会导致主燃区的当量比增加，导致大状态下的冒烟^[1~2]；如果通过增加主燃区进气量来改善冒烟，又会导致燃烧室小状态下的贫油熄火性能变差。因此，如何在提高油气比的同时保持贫油熄火性能是一个重要问题。可变几何燃烧室^[3~5]作为一种新型的分级燃烧室，其特点在于可以通过主动改变燃烧室几何结构，通过改变流量分配和油气布局来适应各种参数的变化，满足发动机全工况的要求。

近些年来，国内外针对可变几何燃烧室进行了一些研究。1975年，Schultz^[6]在双环腔燃烧室中应用可变几何技术，对头部进口面积进行调节，并在风车状态下的空中点火性能进行研究，结果显示空中点火的进口总压由原来的0.07MPa下调到0.036MPa，性能得到了显著改善。20世纪80年代初，NASA和美国通用电气公司^{[7, 8]}在短距单环腔燃烧室设计概念上采用了可变几何旋流器，通过旋转二级旋流器叶片来改变旋流杯的气流。试验结果显示，可变几何燃烧室在小状态下性能很好，贫油熄火油气比可以达到0.0045，满足0.005的设计目标，慢车状态下燃烧效率可达97.6%，大状态下无可见冒烟。1985年，Saborn等^[9]在高温升回流燃烧室应用可变几何技术，对帽罩的开闭、喷嘴开闭的个数以及火焰筒的冷却结构等进行调节，并进行了海平面点火、空中点火、海平面贫油熄火和性能等四项测试。结果显示，可变几何结构工作良好；对于要求的贫油熄火油气比极限低于0.004；空中点火油气比极限达到了0.008；燃烧室效率和其他各项参数也都在可接受范围内。2003年，Li等^[10]研究了可变几何燃烧室对燃气涡轮发动机性能和排放的影响，试验通过改变帽罩横截面的面积比来调整贫油状态下的空气流量分配。结果表明，与传统结构相比，可变几何燃烧室显著降低了排放物和燃油消耗，提高了发动机的效率和稳定性。2012年，Giuliani等^[11]在小功率带旋流器的预混甲烷/空气燃烧室上研究了可变几何燃烧室拓宽燃烧范围的效果。试验通过控制喷嘴参考截面以及帽罩的切向动量和轴向动量的质量流量比，来调整火焰动态性能。结果表明，质量流量下降25%时，固定几何燃烧室还能够保持火焰稳定，下降30%时，则需要通过可变几何来保证火焰稳定。通过可变几何的手段，甚至能保证当质量流量下降到50%时，火焰仍能够保持稳定，而且贫油熄火性能也得到改善。

尽管可变几何燃烧室在调节流量分配和油气分布等方面已经进行了一些研究^{[12, 13]}，但由于其工作环境恶劣，结构复杂，常规旋流燃烧室的可变几何模式在工程上开展应用仍需大量工作。本项目组在前期针对单凹腔驻涡燃烧室开展了大量的研究^[14~21]，根据单凹腔驻涡燃烧室在结构和性能上的优势^[22]，结合可变几何技术，设计出可变几何单凹腔驻涡燃烧室，并以此为研究对象，着重开展贫油熄火性能的影响。

2 试验系统介绍 2.1 燃烧室模型

图 1（a）示出了可变几何单凹腔驻涡燃烧室的结构示意图，包括内外机匣、扩压器、火焰筒、可变几何结构等部分，其中火焰筒包括凹腔、帽罩、钝体、联焰板等部分。凹腔结构由凹腔前壁面、凹腔后壁面以及凹腔底部组成。凹腔前壁面靠近凹腔底部位置，以及凹腔后壁面靠近火焰筒壁面位置，分别开设空气进气槽。可变几何单凹腔驻涡燃烧室的流动如图 1（b）所示，扩压器出口气流分别进入燃烧室内外涵道和主流，外涵道空气分别通过凹腔前后进气槽以及凹腔冷却缝进入凹腔，形成稳定反向旋转的双涡结构剩余空气通过掺混孔进入火焰筒；内涵道空气主要通过冷却缝和掺混孔进入火焰筒。

本文所设计的可变几何单凹腔驻涡燃烧室是通过改变凹腔前进气槽的开度，来改变凹腔的局部当量比，从而使燃烧室内的油气达到最佳匹配，满足发动机全工况的要求。在实际工作过程中，燃烧室会对变化的工况做出响应，通过移动机构来控制挡流板位置。本文从方便试验的角度出发，设计了如图 2所示的简化可变几何结构。具体实现方式，是在凹腔前进气槽后加装位置可调的挡流板，通过改变挡流板的位置，以此来达到控制燃烧室内的空气流量分配的效果。在设计点状态下，凹腔和主流正常进气及供油；在本文主要研究的慢车状态下，调整挡流板位置，减少凹腔进气，保证火焰稳定。通过这种将驻涡燃烧室与可变几何技术相结合的方法，希望设计出的燃烧室，能够解决高温升燃烧室大状态下冒烟和小状态下贫熄之间的矛盾。

图 3为可变几何单凹腔驻涡燃烧室的试验件，在燃烧室的侧面开了一个观察窗，以便于观察燃烧室内的贫油熄火现象。

2.2 试验系统

可变几何单凹腔驻涡燃烧室贫油熄火特性试验在常压下进行，试验系统包括：供气系统、加温系统、供油系统以及测试系统。其中，供气系统包括两台活塞式压气机和一台螺杆式压气机，可以提供最高1.3kg/s的总气量，可以满足试验不同燃烧室进口速度的要求；加温系统使用额定功率200kW的电加热器，能够将所提供的新鲜空气从室温加热到523K，可以满足试验不同燃烧室进口温度的要求；供油系统由油泵、阀门和喷嘴组成，燃料使用航空煤油。测试系统主要由流量测试和温度测试组成，空气流量通过安装在燃烧室上游的孔板流量计进行测量，满度流量200m³/min，最大绝对压力0.8MPa；温度由安装在燃烧室进口前的K型热电偶进行测量。试验系统如图 4所示。

2.3 研究内容

试验中的主要研究参数如下：进口空气温度T_i在287~487K变化；进口马赫数Ma_i在0.2~0.3变化；在可变几何结构方案的变化下，凹腔前进气开度OR在40%~100%变化。

本文在前期的工作中，对不同进口马赫数Ma_i、进口空气温度T_i和凹腔前进气开度OR，展开了数值模拟研究，得到了不同条件下的流量分配。表 1和表 2为不同进口马赫数Ma_i和进口空气温度T_i的流量分配，从表中可以看出，进口马赫数Ma_i和进口空气温度T_i的变化基本不会对各进气口流量分配造成太大影响。表 3为不同结构下的流量分配。

驻涡区供油装置采用离心喷嘴，在贫油熄火性能试验前先进行流量标定，得到如图 5所示的燃油流量m_f与供油压差Δp_f的关系，拟合得到关系式

${m_{\rm{f}}} = 0.27211{\rm{\Delta }}p_{\rm{f}}^{0.51229}$

(1)

3 试验结果分析

试验在不同的T_i和Ma_i下，完成了对不同凹腔前进气开度OR下单凹腔驻涡燃烧室的贫油熄火性能的研究，下面进行详细讨论。

3.1 不同T_i时，OR对LBO性能的影响

保持进口马赫数Ma_i=0.25时，在进口温度T_i变化时，凹腔前进气开度OR对贫油熄火性能的影响如图 6和图 7所示。从图 6中可知，当进口温度从287K增加到487K时，贫油熄火油气比LBO均呈现下降趋势，LBO分别降低27%（OR=100%），46%（OR=60%）和41%（OR=40%）。这主要是由于燃油的蒸发时间会受到温度的影响。根据d²定律，即

${d^2} = d_0^2 - \lambda \tau $

(2)

式中d和d₀分别为液滴直径和液滴初始直径，λ为燃油的稳态蒸发常数，τ为时间。

图 8为航空煤油从常温（即287K）到300℃的稳态蒸发常数^[23]，从图中可以看出，287~387K（即114℃），稳态蒸发常数增加了近20倍。根据d²定律，在不考虑初始雾化的影响下，387K时的液滴完全蒸发的时间将比常温状态下减少20倍，燃油蒸发速度增加，局部油气比增加，不容易熄火。同时，因为温度升高，火焰传播和化学反应速度增加，也有利于火焰稳定。

从图 7中可知，在进口温度为287K时，随着凹腔前进气开度OR的减小，LBO先增加后减小。而当进口温度逐渐升高到487K时，LBO的变化趋势逐渐变成随着OR的减小而单调减小。

这是由于LBO主要受到燃油雾化性能和空气流动速度的影响。图 9是随着OR减小的凹腔前进气截面的速度云图，从图中可以看出，随着OR的减小，凹腔前进气速度是明显下降的，因此导致燃油的二次雾化性能及油气混合变差。同时，根据Lefebvre的经验公式^[24]

$SMD = 2.25{\sigma ^{0.25}}\mu _{\rm{f}}^{0.25}m_{\rm{f}}^{0.25}{\rm{\Delta }}p_{\rm{f}}^{ - 0.5}\rho _{\rm{a}}^{ - 0.25}$

(3)

式中SMD为索太尔平均直径，σ为油滴表面张力系数μ_f为燃油粘性系数，m_f为燃油质量流量，Δp_f为供油压差，ρ_a为空气密度。

离心喷嘴的燃油质量流量可以表示为^[25]

${m_{\rm{f}}} = k{\rm{\Delta }}p_{\rm{f}}^a$

(4)

式中k和a是与离心喷嘴设计及燃油特性有关的系数。综合以上两式可得

$SMD \propto {\rm{\Delta }}p_{\rm{f}}^{0.25a - 0.5}$

(5)

将式（1）代入，即得

$SMD \propto {\rm{\Delta }}p_{\rm{f}}^{ - 0.372}$

(6)

由于流量的下降，所需的燃油总量下降，油压同时下降，SMD变大，因此，导致燃油的雾化性能变差，这些都不利于火焰稳定。但是，进气速度的降低，可以使得火焰可以在更低的火焰传播速度下保持稳定，这又使得进气速度的下降对火焰稳定有利。当温度为287K时，此时温度对于燃油雾化以及火焰传播速度的改善并不明显，在开度OR减小的过程中，速度降低所产生的不利影响使得LBO先上升（4%）。但是随着OR的进一步减小，速度降低对于火焰稳定的有利影响逐步起主导作用，因此LBO后下降（4%）。而当温度逐渐升高到487K时，温度对于燃油雾化以及火焰传播速度有明显影响，燃油雾化性能几乎不再受到进口速度和油压降低的影响，此时当开度OR减小时，LBO单调下降（16%）。

3.2 不同Ma_i时，OR对LBO性能的影响

保持进口温度T_i=487K时，在进口马赫数Ma_i变化时，凹腔前进气开度对贫油熄火性能的影响如图 10和图 11所示。

从图 10可见，当燃烧室进口马赫数Ma_i从0.2增加到0.3时，贫油熄火油气比LBO均呈现上升趋势，LBO分别增加9%（OR=100%）、18%（OR=60%）和52%（OR=40%），这主要是由于新鲜混气来流速度显著提升，对于火焰稳定产生不利影响；同时，进口温度T_i=487K时，进气速度的提高对于燃油雾化的有利影响已经很小，因此LBO随着进口马赫数Ma_i升高而升高。

从图 11可知，在不同Ma_i和OR匹配时，LBO存在一致的情况，且同样的现象在图中多次出现。这是由于随着Ma_i的增加，凹腔前进气速度增加；而OR的减小，会导致凹腔进气速度的减少，两者共同作用的结果就是凹腔前进气在多点保持一致，LBO相应也在多点保持一致。LBO在Ma_i=0.2时，LBO随着OR的减小而下降的趋势较为明显（38%），这主要是因为在低Ma_i下，OR的变化对凹腔前进气速度的影响较为显著，新鲜混气来流速度有较为明显的降低，火焰稳定性能提高，因此LBO有明显下降；而在高Ma_i下，OR的减小使凹腔前进气速度达到的值仍然较高，对火焰稳定的改善并不明显，因此LBO下降趋势同样并不明显（16%和13%）。

4 结论

本文设计了一个可变几何单凹腔驻涡燃烧室，通过改变凹腔前进气槽的开度，实现了对凹腔当量比的控制，并在此基础上进行了贫油熄火性能试验，得到以下结论：

（1）可变几何单凹腔驻涡燃烧室的贫油熄火油气比LBO随着燃烧室进口温度T_i的增加而减小。

（2）可变几何单凹腔驻涡燃烧室的贫油熄火油气比LBO随着燃烧室进口马赫数Ma_i的增加而增加。

（3）保持燃烧室进口马赫数Ma_i=0.25不变，当燃烧室进口温度T_i=287K时，可变几何单凹腔驻涡燃烧室的贫油熄火油气比LBO随着凹腔前进气开度OR的减小先增加后减小，而当燃烧室进口温度T_i逐渐升高到487K时，这一趋势逐渐转变为单调减小。

（4）保持燃烧室进口温度T_i=487K不变，可变几何单凹腔驻涡燃烧室的贫油熄火油气比LBO随着凹腔前进气开度OR的减小而减小。

（5）可变几何技术可以有效改善驻涡燃烧室的贫油熄火性能。