我专家研究发动机新技术 可用于垂直起降战机
美军的F-35B战机是一款可垂直短距起降的战机。
图一
航空燃气涡轮发动机燃烧室新技术
徐华胜
航空燃气涡轮发动机燃烧室的功能是将燃料的化学能通过燃烧转化为热能。在航空燃气涡轮发动机上燃烧室分为主燃烧室和加力燃烧室，主燃烧室是发动机核心机的三大高压部件之一，加力燃烧室主要用在战斗机发动机上以短时间增加发动机推力，使飞机加速，在除战斗机以外的其他飞机发动机上一般不设加力燃烧室。主燃烧室将燃料燃烧后形成的高温高压燃气驱动涡轮做功带动压缩部件，除去带动压缩部件所消耗的功之外，剩余的高温高压燃气的能量通过喷管排气产生推进力推动飞机前进，或通过动力涡轮带动螺旋桨、桨扇、旋翼产生拉力及升力。发动机吸入的空气中的氧气在主燃烧室燃烧过程中并未全部消耗，因此在涡轮后可以设置加力燃烧室，再次喷入燃料燃烧加热燃气，进一步提高燃气能量以增加发动机的推力，主燃烧室和加力燃烧室在发动机上的位置(如图1所示)。
随着航空发动机技术的发展，发动机的工作压力和涡轮前温度越来越高，燃烧室的工作条件和技术指标要求越来越苛刻，突出的技术矛盾是在燃烧室负荷越来高的情况下，满足高的燃烧性能和轻的重量要求，在传统燃烧技术基础上必须采用新的原理和技术方案以提高发动机总体性能指标。
主燃烧室新技术
航空燃气轮机主燃烧室的传统结构形式可分为单管燃烧室、环管燃烧室、环形燃烧室，这基本与航空燃气轮机的发展历程相对应。早期的燃烧室多为单管燃烧室，后来发展为环管燃烧室，上世纪60年代，环形燃烧室出现并成为燃气涡轮发动机的必然选择，随着燃烧技术的发展，短环形燃烧室是目前普遍采用的方案。在采用离心式压气机的燃气轮机中为了缩短轴距并利用离心压气机径向尺寸较大的特点，发展了环形回流燃烧室或环形折流燃烧室。
现代高性能发动机对主燃烧室提出了越来越高的要求，对于军用发动机主燃烧室而言，要求其具有更高的温升工作能力和更宽的工作范围；而民用发动机对燃烧室污染排放指标提出了极为苛刻的要求，以满足发动机适航取证。因此主燃烧室主要朝两个方向发展：高性能军用发动机使用的高温升燃烧室及民用发动机需要的低排放燃烧室；为应对上述挑战，提出了以下燃烧室新技术方案。
图二
旋流器阵列多点喷射燃烧室：此类燃烧室(见图2)是将常规燃烧室头部的旋流器和喷嘴的尺寸缩小，在传统燃烧室单个头部大小的空间内布置多个喷射点，每个喷射点的燃料和空气快速均匀的混合，每个喷射点有自己的回流区和燃烧区，燃烧时有多个火焰，由于每个喷射点的回流区长度短，燃烧驻留时间短，在降低污染物的生成方面有很大的潜力。同时该类型燃烧室由于有多个喷射点的存在，可以将喷射区域进行分区燃烧，兼顾燃烧室在低工况下的稳定工作及高工况下的高效燃烧，适合于工作范围宽广的高温升燃烧室；还可以对喷射点进行控制，具有温度场主动调节能力，能够满足高性能军用发动机高品质燃烧室出口温度场的需求。
图三
驻涡燃烧室：驻涡燃烧室(见图3)是一种采用独立凹腔进行稳焰的燃烧室，其原理是由超声速燃烧的背风台阶稳定火焰原理演变而来，最早在美国的IHPTET计划中提出。驻涡燃烧室由产生值班火焰的凹腔结构和钝体稳焰主燃区组成，其主要特点是可以实现分区分级燃烧，发动机在点火、慢车等小工况状态时，燃烧室只有驻涡区工作，保证了燃烧室低工况稳定性；而在起飞等大功率状态下燃烧室驻涡区和主燃区同时工作，保证高工况下的高效燃烧性能；驻涡燃烧室其点火器位于驻涡区内，不易被吹熄，点火性能相对其他燃烧室更加优越。由于实现分级燃烧，能够有效控制氮氧化物等污染排放物的生成。美国GE公司在驻涡燃烧室研究方面处于领先地位，通过多年的研究已经发展了四代驻涡燃烧室，并开展了相关的试验，GE公司在2007年完成了全环形驻涡燃烧室设计和试验验证，拟应用在高推重比发动机上。
涡轮级间燃烧室及超紧凑燃烧室：涡轮内燃烧最初的目的是采用涡轮内燃烧取代主燃烧室建立定温循环， 定温循环的效率比常规燃烧室的定压循环高30%~40%，但定温循环超出了常规发动机的设计参数与运行参数，只能用于理论研究。在本世纪初，由Sirignano等人提出了在高低压涡轮之间的补燃燃烧形式，在此方案的基础上发展了涡轮级间燃烧室(Inter-stage Turbine Burner，ITB)及超紧凑燃烧室(Ultra-Compact Combustor，UCC)。
图四
涡轮级间燃烧室(见图4)是在高低压涡轮之间再布置一个小型燃烧室，由于有涡轮级间燃烧室的存在，可以拓展压气机总增压比的设计范围，适当降低涡轮前温度，提高涡轮寿命，实现高飞行马赫数下发动机推力更大耗油率更低的目标。涡轮级间燃烧室由于受到结构布局的影响，需要在较小的空间内完成稳焰、燃烧等过程，所以一般采用驻涡凹腔稳焰燃烧的方案。
超紧凑燃烧室是涡轮间燃烧室的进一步提高和发展，其基本原理是将燃烧室与高、低压涡轮导叶整合，实现在涡轮导叶内燃烧，实现近似等温燃烧循环，提高发动机的热效率，此方案对发动机性能参数及结构的改变较多。超紧凑燃烧室是目前几种先进燃烧技术如：凹腔稳焰、多点喷射组织燃烧，周向燃烧、旋流燃烧、补气射流、驻涡燃烧等技术的综合应用的集成。
美国空军研究实验室针对超紧凑燃烧室开展了四个阶段的研究。阶段一：以替代主燃烧室为目标的研究；阶段二、阶段三：以替代涡轮级间燃烧室为目标的研究工作；阶段四：以实现涡轮内燃烧替代加力燃烧室为目标的研究工作，最终实施定温循环燃烧。超紧凑燃烧技术目前已经在涡轮间燃烧上进行了试验验证，其贫油熄火油气比只有目前系统的25%~50%，同时在应用时可以和涡轮叶片整合一体，实现涡轮内燃烧构想，并且已经开始实施，更设想用以取代主燃烧室，实施定温循环，实现高效率动力输出，并且作为下一代燃烧室技术，减小发动机重量和尺寸。
低排放燃烧技术：其中包括：贫油预混预蒸发燃烧技术；富油燃烧技术。 贫油预混预蒸发燃烧技术燃烧室的污染排放物包括：一氧化碳(CO)、未燃碳氢(UHC)、氮氧化物(NOx)和冒烟等4种燃烧产物，目前除氮氧化物以外，其他排放物指标已相当低，低排放技术的重点是进一步降低氮氧化物的排放，直接的措施是缩短燃料的燃烧时间，降低燃烧区的燃烧温度。贫油预混预蒸发燃烧室是通过在燃烧区加入大量空气，并使燃油和空气预先混合并完成部分蒸发再进行燃烧，相对于传统的旋流扩散燃烧，燃烧均匀，燃烧温度低，因此燃烧产物中的污染排放特别是氮氧化物(NOx)显著降低，贫油预混预蒸发燃烧技术有很多种方案，目前取得成功的是GE公司研制的双环预混旋流(TAPS)燃烧技术，燃烧室结合了分级分区燃烧和贫油预混燃烧的思想。由值班级(预燃级)和主燃级组成。值班级为扩散火焰模式，保证发动机启动点火可靠和较为宽广的燃烧边界；主燃级为贫油预混燃烧模式，主要工作于大工况，以减少NOx的生成。
目前，TAPS燃烧室已发展了三代，分别为TAPS1、TAPS2和TAPS3。TAPS1技术目标是要比传统富油头部设计的燃烧室或CAEP2标准降低NOx排放50%，成功用于GEnx发动机上；TAPS2的目标是在TAPS1的基础上再降50%，主要是针对总增压比大于40的发动机，比CAEP2标准NOx排放降低70%，首先用于我国大飞机C919的启动发动机LEAP-X上；TAPS3目标是比CAEP/6降低NOx排放75%，比CAEP/2降低85%。
富油燃烧技术：富油燃烧的基本特点是主燃区空气量低于燃料完全燃烧所需空气量，当燃烧区为富油燃烧时，因燃烧不完全，燃气温度较低，NOx生成量也较低，但是经过富油燃烧后，有大部分燃油未燃烧完全，随着燃气向下游流动，必定要在化学恰当比附近燃烧，此时，燃气温度很高，是NOx大量产生的区域，为了跳过该区域，通过在富油燃烧区末端加入大量空气瞬时降低燃气温度，此后未完全燃烧的可燃成分在贫油状态继续燃烧，从而整个燃烧过程的温度降低。典型的富油燃烧技术是PW公司研制的富油燃烧-快速淬熄-贫油燃烧(RQL)技术。PW公司将RQL燃烧技术用在V2500发动机扇形试验段上试验，其结果比当时的排放标准低50%。之后，PW公司进行一系列的低排放燃烧室的研发，它的低排放燃烧室称为TALON燃烧室，分别发展了TALONⅠ、TALONⅡ和TALONⅩ等一系列低排放燃烧室，已在PW4084、PW6000、PW8000等发动机上成功应用。
图五
加力燃烧室新技术
战斗机在起飞、爬升、规避导弹或作战机动飞行等状态需要更大的推力以实现短时间加速飞行，发动机使用加力是短时间内增加推力的最好办法。加力燃烧室是实现发动机加力的部件，它能保持发动机最大转速和涡轮前燃气温度不变的情况下，将燃油喷入气流中让剩余氧气再次燃烧，产生额外推力。现在军用涡扇发动机加力燃烧室(图5所示)，大都采用V形稳定器来稳定火焰，这种加力燃烧室通过气流在钝体后形成的尾迹旋涡和回流区产生一个油气混合均匀的低速区，从而具备了火焰稳定的必备条件。
现代高推重比航空发动机加力燃烧室工作条件越来越恶劣，性能要求更高，主要特征表现在内涵进口温度更高、氧含量降低的情况下，进一步提高加力温度和燃烧效率，降低流体阻力，缩短长度，加力重量超轻。传统发动机加力燃烧室很难实现上述要求，未来加力燃烧室的发展必然将某些部件进行一体化设计，变得更加紧凑，以减少长度和降低重量，提高发动机推重比。涡轮后框架一体化加力燃烧室、旋流加力燃烧室、外涵加力燃烧室是目前研究的重要方案。
涡轮后框架一体化加力燃烧室：涡轮后框架一体化加力燃烧室的主要特征是取消传统加力燃烧室的混合扩压器，将喷油杆和钝体稳定器整合到涡轮后支撑框架的支板上，形成超级紧凑的一体化结构，加力燃油从支板内的喷嘴孔喷入并进入支板后形成的回流区内稳定燃烧，涡轮后框架一体化加力燃烧室与传统加力燃烧室对比如图6所示。这种加力燃烧室的设计关键在于：合理的安排燃油喷射，既保证加力燃油浓度分布与氧浓度分布主动匹配，又避免燃油的自燃与结焦，还能保证燃油在支板后的回流区内形成稳定燃烧点火源，同时保证加力燃烧室较低的流阻损失；一体化加力燃烧室方案能适用于更高的加力热负荷，具有更简单的结构以及更高的喷杆和稳定器工作可靠性，在高推重比发动机研制中得到了深入广泛的研究。采用涡轮后框架一体化加力燃烧室的典型代表为美国PW公司研制的F119发动机，其推重比在10左右。
旋流加力燃烧室：旋流加力燃烧室是采用类似主燃烧室的旋流燃烧原理组织燃烧，以涡轮后承力框架作为旋流加力的叶片，燃油喷杆内置在叶片内，形成旋流器的流场结构，取消了喷油杆和钝体稳定器。该方案可大幅度强化油气混合，提高燃烧强度和燃烧稳定性，缩短燃烧段长度，降低尾喷流火焰辐射强度，从而缩短加力燃烧室的长度、减轻重量，提高发动机隐身性能，但旋流加力燃烧室出口气流存在较大的余旋，会引起发动机推力损失。
外涵加力燃烧室：常规加力燃烧室是采用内外涵燃气和空气混合后再点火燃烧，外涵加力燃烧室是直接在外涵道贫油组织燃烧。与传统方案相比，外涵加力燃烧室结构尺寸更紧凑，有利于发动机减重设计；外涵空气含氧量高，有利于组织燃烧，但由于进气温度和压力较低，燃油蒸发困难，不利于油气混合，影响点火性能和燃烧效率。外涵加力燃烧室工作与常规加力燃烧室组织燃烧方式基本相同，采用喷油杆喷油与空气混合，钝体稳定器稳定火焰。
外涵加力技术主要应用在两个方面：垂直/短距起降(STOVL)发动机技术和变循环发动机(VCE)技术。