航空发动机
Aeroengine
收稿日期：2020-05-14基金项目：国家自然科学基金（52166006）、贵州省科学技术基金（黔科合基础-ZK[2021]一般279）、贵州省科技计划项
目（黔科合基础[2017]1069）、贵州省教育厅创新体重大研究项目（黔教合KY 字[2018]026）、贵州省普通高等学校工程研究中心项目（黔教合KY 字[2018]007）、江苏省“中小型绿动力装置”工程实验室开放基金（CEPE2019011）资助作者简介：陈坚（1984），男，博士，讲师，主要研究方向为燃烧技术；E-mail ：***********************。引用格式：陈坚，李建中，胡阁，等.高温升燃烧室流动与贫油熄火过程的影响规律[J].航空发动机，2022，48（2）：76-82.CHEN Jian ，LI Jianzhong ，HU Ge ，et al.Influence of flow and lean blowout process in high temperature rise combustor[J].Aeroengine ，2022，48（2）：76-82. 高温升燃烧室流动与贫油熄火过程的影响规律
陈
坚1，李建中2，胡
阁2，陈霖周廷
1
（1.贵州理工学院航空航天工程学院，贵阳550003；2.江苏省航空动力系统重点实验室，南京210016）
摘要：为了研究高温升燃烧室在冷态和燃烧状态下的流动差异及其对贫油熄火过程的影响规律，采用粒子图像测速法（PIV ）和高速相机对2种状态下流场结构及贫油熄火过程进行测量。结果表明：主燃孔和掺混孔射流与头部旋流存在相互作用，使得燃烧室流动处于自模化状态，其流场结构不随压损的改变而变化，但速度值随着压损的增大而提高；当量比的变化不会影响在燃烧状态下的流场结构，但影响速度值，且燃油喷射对头部流场存在一定影响；在冷态和燃烧状态下流场结构的差异最主要体现在局部回流区和气流速度上，燃烧状态下的轴向正速度约为冷态时的5~7倍，径向速度约为10倍；气流的流动方式对贫油熄火过程影响显著，在局部漩涡和垂直气流作用的区域火焰首先熄灭。 关键词：高温升燃烧室；流动特征；贫油熄火；航空发动机中图分类号：V231.3
文献标识码：A
doi ：10.13477/jki.aeroengine.2022.02.011
Influence of Flow and Lean Blowout Process in High Temperature Rise Combustor
CHEN Jian 1，LI Jian-zhong 2，HU Ge 2，CHEN Lin zhou-ting 1
（1.School of Aerospace Engineering ，Guizhou Institute of Technology ，Guiyang 550003，China ；2.Jiangsu Province Key Laboratory of
Aerospace Power System ，Nanjing 210016，China ）
Abstract ：In order to study the flow difference and its influence on lean blowout process in high temperature rise combustor under non-reactive and reactive states ，Particle Image Velocimetry （PIV ）and high-speed camera were used to measure the flow field structure and lean blowout process under non-reactive and reactive states.The results show that the interaction between the jets of primary and dilu⁃tion holes and the swirl of dome makes the combustor flow in a self modeling state.The flow field structure does not change with the change of pressure loss ，but the velocity increases with the increase of pressure loss.The change of equivalence ratio does not affect the flow field
in reactive state ，but affect the velocity value ，and the fuel injection has a certain influence on the f
low field in the dome.The difference of flow field between non-reactive and reactive states are mainly reflected in the local recirculation zones and velocity.The axial positive ve⁃
locity in reactive states is about 5～7times that in non-reactive states and the radial velocity is about 10times.The flow patterns of airflow have a significant effect on the lean blowout process ，and the flame is extinguished firstly under the action of vortex and vertical flow.
Key words ：high temperature rise combustor ；flow characteristics ；lean blowout ；aeroengine
0引言
作为航空发动机3大核心部件之一的燃烧室，是
把燃料化学能转化为热能的热端部件，其性能直接反映了航空技术的发展水平。因此在航空技术发展过程中备受关注，其性能也有了质的飞跃[1-3]。现今，各类航空器为了追求更高的动力性能，对发动机推重比的要求持续提高，燃烧室朝着高温升方向发展[4-6]。
尽管对高温升燃烧室在大状态下的油气比要求越来越高，但对其设计要求并没有降低：可靠的点火性能、拓宽稳定工作范围、降低出口温度分布系数、提高燃烧室寿命、减少污染物排放。这些要求之间往往相互矛盾，折中协调非常困难[7-8]。
贫油熄火被列为发动机的重要性能指标，其性能优劣将直接影响发动机的可靠性和稳定工作范围。由于航空发动机燃烧室内的气流根据其流量分配分
第48卷第2期2022年4月
Vol.48No.2Apr.2022
陈坚等：高温升燃烧室流动与贫油熄火过程的影响规律第2期
别由射流孔和头部旋流器进入，是包含旋流和横向射
流的复杂流动。旋流和射流之间存在相互作用，对燃
烧室的贫油熄火性能、稳定工作范围、出口温度分布
及污染物排放等具有至关重要的影响[9-10]。Muruga⁃
nandam等[11-12]对燃烧室的贫油熄火极限进行了试验
研究，当燃烧室在贫油熄火极限附近工作时，一些熄
火的先兆状况会反复出现，如果出现OH基团突然减
少，那么预示着即将熄火；Ateshkadi等[13]在对燃烧室
火焰稳定和贫油熄火极限的研究过程中发现，燃烧室
主燃区的形状对贫油熄火极限起关键作用，并由此提
出了一种新的预测燃烧室贫油熄火极限的模型；Richards等[14-15]研究发现主燃孔的位置对燃烧过程至关重要，并提出实现与主流最佳匹配主燃孔轴向位置应位于燃烧室高度的1/2处；Gogineni等[16]研究了不同主燃孔位置及孔径对燃烧室主燃区特征的影响，获得了主燃孔射流对燃烧室贫油熄火极限和污染物排放的影响规律；王晓峰等[17]结合数值模拟和试验结果，获得了主燃孔位置变化对燃烧室流动和点熄火性能的影响规律；王成军等[18]采用特征截面特征参数法，对中心分级燃烧室贫油熄火极限进行了预测，并对熄火过程中火焰结构变化的内因进行了分析。
本文将富油燃烧-淬熄-贫油燃烧（Rich-burn/ Quick-quench/Lean-burn,RQL）燃烧技术与高温升燃烧室设计相结合，设计基于RQL的高温升燃烧室，并以RP-3液态航空煤油为燃料，分别在冷态和燃烧状态下，采用粒子图像测速法（Particle Image Velocime⁃try，PIV）对燃烧室流场结构进行测量。另外，采用高速摄影机对燃烧室的贫油熄火过程进行拍摄，并将熄火过程的火焰图像与燃烧状态的流场结构进行叠加，分析流动与熄火过程的耦合特性。
二苯甲烷二异氰酸酯
1燃烧室结构及试验系统
乳品论坛
1.1燃烧室结构
本文研究的燃烧室为基于RQL燃烧技术的环形燃烧室单个头部，如图1所示。
将单头部扇形结构简化成长、宽、高分别为300、100和65mm的矩形结构。为了便于对气动和结构参数的孤立研究，燃烧室不设置冷却结构，头部、主燃孔和掺混孔均采用独立进气方式，其流量分配为32%、22%和46%。为了保证头部进气的均匀性，头部气流首先流经多孔板后，再由旋流器进入燃烧室。同理，气流在进入主燃孔和掺混孔前均需流经进气腔体，进气腔体的长度为腔体水力直径的10倍，主燃孔和掺混孔的开孔板厚1mm。主燃孔中心距离旋流器出口32.5mm，掺混孔中心距离旋流器出口63.5mm。为了便于试验中主燃孔和掺混孔的位置可调，在燃烧室上、下壁面均采用多个距离调节块相互搭接的形式并与燃烧室进行密封。采用双级反旋的斜孔式旋流器和离心喷嘴，喷雾锥角为77°，喷口位于旋流器中心，距离出口19.8mm。
1.2试验系统
试验系统（如图2所示）主要包括：矩形燃烧室、供气系统、供油系统、点火系统、高速相机、同步器、激光发射器、示踪粒子发生器、控制系统及2维PIV等。
燃烧室气流由1台罗茨风机供给，通过主气路后分为5路分别由头部和上、下主燃孔以及上、下掺混孔
进入燃烧室，每条支路上均安装涡街流量计和阀门对总压进行测量。试验是以燃烧室头部进口总压作为基准，上、下主燃孔和掺混孔的进口总压与头部保持一致。为了进行光学测量，在燃烧室侧壁面设置观察窗，其长和高分别为150和65mm，长度方向的起点与旋流器出口平齐。为了便于燃烧室在PIV测量图1基于RQL燃烧技术的环形燃烧室结构
图2试验系统
旋流器
上主
燃孔
进气
上掺
混孔
进气距离调节块
观察窗
主燃孔
掺混孔
下掺
混孔
进气
下主
燃孔
进气
离心喷嘴
多孔板
头部进气
罗茨
风机
空压机
点火器
油泵
油箱
粒子
发生器
阀门
流量计压力表
高速
相机
电脑
PIV相机
激光
发生器
燃烧室
同步器
电脑
遗传漂变
77
航空发动机第48卷
中尾气的排出，设计了分支型排气段，激光由平行于燃烧室通道的观察窗入，尾气则通过排气段侧开的支管排出。
在PIV测量中，为了保证具有足够高的测量精度，必须确保示踪粒子在气流中具有很好的跟随性和分布的均匀性。在燃烧状态下的测量中，还需要保证在高温下具有化学稳定性。Mgo的熔点为2852℃，具有较好的耐温性和跟随性，因此在测量中使用平均直径为10μm的MgO作为示踪粒子。示踪粒子由粒子发生器发出，喷注在进气总管内，喷注位置距离燃烧室各进口均达到3m以上，从而保证在试验过程中示踪粒子的均匀性。试验采用的激光器为Nd：YAG双脉冲激光器，单脉冲最大能量为200mJ，激光波长为532nm，最大工作频率为15Hz。数字相机为Imperx 公司的Bobcat B2041型，最大分辨率为2048像素×2048像素，最小跨帧时间为200ns，最高拍摄频率为
20Hz。同步控制器为Micro Pulse725型，通过多个延时通道同时产生多个延时的触发信号来控制激光器、数字相机和图像采集板，保证在严格同步的信号基础上协调工作。在测量燃烧状态下的流场时，为了减弱火焰对测量结果的影响，在相机镜头前安装机械快门和滤光镜片。滤光镜片通光波长为532nm，带宽为1nm；机械快门的最高工作频率为2Hz，拍摄图像200张。另外，为了尽量减小测量误差，PIV的拍摄时间间隔应小于预估时间[19]。在试验中参考最高速度估算出时间间隔为18μs，设置的实际时间间隔为5μs。数据询问窗口的设置尺寸为32pixels×32pix⁃els，放大倍数为2.604pixels/mm。另外，使用高速相机拍摄燃烧室的熄火过程，焦距调节至燃烧室中心截面，相机分辨率设置为1280pix
els×1088pixels拍摄频率为1000Hz，像素放大率为16.74pixels/mm。
2试验结果及分析
在Z=0测量截面（子午面）上，燃烧室在不同压损下的冷态流场如图3所示。图中黑实线代表零速度线，即回流区边界。从图中可见，主燃孔射流深度达到燃烧室高度的一半，将中心回流区截断，并在主燃孔射流交汇处下游形成低速尾迹区，尾迹区延伸到掺混孔射流处截止。在射流交汇处上游的上、下两侧，形成旋向相反的局部回流。这说明主燃孔射流与头部旋流存在相互作用，部分射流将进入头部富油区强化中心回流。在主燃孔射流交汇处下游上、下两侧，同样形成旋向相反的局部回流。局部回流区的形成强化了主燃孔气流与周围气流的动量和质量交换，有利于淬熄区的快速混合。掺混孔射流深度同样达到燃烧室高度的一半，在射流交汇处上游的上、下两侧，形成旋向相反的局部回流。在富油区和淬熄区内
（a）1%压损
（b）2%压损
（c）3%压损
（d）4%压损
深圳定制公交图3燃烧室在不同压损下的冷态流场
U/（m/s）
Y
/
m
m
65.0
32.5
0150
120
90
60
30
9876543210-1-2
-3
X/mm
贫油区
淬熄区
富油区
U/（m/s）
Y
/
m
m
65.0
32.5
0150
120
90
60
30
9876543210-1-2-3
X/mm
贫油区
淬熄区
富油区
10
-4
U/（m/s）
Y
/
m
m
65.0
32.5
0150
120
90
60
30
9876543210-1-2-3
X/mm
贫油区
淬熄区
富油区
10
-4-5-6
U/（m/s）
Y
/
m
m
65.0
32.5
0150
120
90
60
30
86420-2
X/mm
贫油区
淬熄区
富油区
14
-4
-612
10
-8
78
陈坚等：高温升燃烧室流动与贫油熄火过程的影响规律
第2期形成的局部回流虽然是成对出现的，但其位置和大小并不是严格对称的。这说明虽然射流孔的结构是对称的，但是单孔射流与头部旋流之间的作用力是有差异的。在下掺混孔后缘形成了低速尾迹区，而在上掺混孔处却没有出现。正因如此，贫油区内上、下两侧的流动方向是不对称的，上掺混孔射流在一定程度上主导了贫油区内的气流方向。另外，在不同压损下的中心回流区结构、局部回流区形成位置、射流孔射流轨迹、尾迹区位置及结构基本保持一致。可以说明，主燃孔和掺混孔射流与头部旋流相互作用，提高了燃烧室内湍流强度，燃烧室的流动处于自模化状态（雷诺数达到一定值后，雷诺数的改变几乎不影响流场性质），其流场结构与压损无关。
燃烧室在不同压损状态下，Z =0截面上不同轴向位置的轴向速度和径向速度分布如图4所示。图中速度均进行归一化处理，其参照量为4%压损状态下仅头部进气时的最大轴向和径向速度。从图中可见，在不同压损状态下，各轴向位置的速度分布趋势保持一致，即流场的结构特征不会改变，但速度随着压损的增加而提高。这说明压损的改变不会影响燃烧室
内的速度分布，但是对沿程速度产生影响。增加燃烧室压损有利于增强富油区燃油掺混以及淬熄区内气流的快速混合，从而强化富油区的燃烧性能和提高淬熄区的快速混合效果。在X =10mm 处，轴向速度分布呈现类似“M ”型分布，即中间范围为负向速度，两侧为正向速度。通过两零速度点之间的高度计算其中心回流区高度约为51mm 。径向速度则呈现上侧正向速度，下侧负向速度的双峰结构。在X =25mm 处，轴向速度在高度为20~40mm 时出现负向速度值大幅度提高。结合流场图不难说明，主燃孔射流交汇处前缘形成的局部回流区能有效加强中心回流区内局部的气流混合。因此，其径向速度在靠近燃烧室高度的中心出现了明显的双峰分布。在X =50mm 处，结合流场图发现，轴向速度在低速尾迹区出现明显的负速度区域。同时，由于存在旋向相反的一对局部回流区，因此径向速度在燃烧室高度两侧形成双峰的结构特征，且上侧的速度峰值较高。说明上、下两侧的局部回流区并不是严格对称的，上侧的局部回流具有更高的回流强度。在X =100mm 处，轴向速度分布均为正值，而径向速度分布均为负值，且轴向速度和径向速度的分布呈不均匀状态，整体来看下侧的速度值略高。说明贫油区的流动特征受掺混孔射流的影响明显，从而影响燃烧室出口温度分布。
燃烧室在1%压损下的不同当量比燃烧状态下的速度矢量和轴向速度如图5所示。从图中可见，在不同当量比状态下，燃烧室内的速度矢量方向、局部回流区形成位置及旋向基本没有变化。说明在燃烧状态下，当量比的变化不会改变燃烧状态下的流场结构。另外，在燃烧状态下，由于液态燃料是以离散液滴形式喷入燃烧室，部分示踪粒子会附着在液滴上。同时，在旋流器出口附近，液滴的喷射速度较
气流速度高，较大尺寸的液滴由于惯性力大，穿透深度增加，且与气流的跟随性变差。因此距旋流器出口较近的轴向距离内，PIV 测量出的主要是液滴的运动轨迹。但随着轴向距离的增大，燃油颗粒逐渐蒸发成燃油蒸汽并与气流混合，PIV 相机才能准确捕捉到示踪粒子，从而反映出流场的真实状态。与图3的冷态流场对比可以明显发现，由于燃油从离心喷嘴喷出具有一定的喷雾锥角，因此在旋流器出口没有表现为冷态时的贴壁流动，而是表现为具有一定扩张角的高速流动区域，且在该区域内具有较高的速度梯度。同时由于
（a ）轴向速度分布
（b ）径向速度分布
图4
燃烧室在Z =0截面上不同轴向位置的速度分布
H /m m
75
7065605550454035302520151050U /U max
-0.8
0.8-1.4
1.4-0.30
民主法制00.150
0.10.20.3
Δp /p t3=1%
Δp /p t3=2%
Δp /p t3=3%
Δp /p t3=4%
X =10mm X =25mm
X =50mm X =100mm H /m m
75
70
6560555045403530
25
小型航空发动机
2015
1050
V /V max
-0.3000.15-0.60
0.6-0.10.10.3-0.1000.05Δp /p t3=1%Δp /p t3=2%Δp /p t3=3%Δp /p t3=4%X =10mm
X =25mm X =50mm X =100mm 79
航空发动机
第48卷
液滴相对气流具有更高的速度，因此在其迅速扩张以及与气流的相互剪切作用下，在旋流器出口上、下两侧的角落出现局部回流（角回流区），且2个角回流区的旋向相反。说明燃油喷射与气流的相对运动对燃烧室头部的流场结构造成影响[20]。另外，由于在燃烧状态下，一方面，燃烧室内的温度升高，气流密度减小，使得燃烧室内气流的气动阻力减小，导致燃烧室内的气流速度提高；另一方面，燃烧引起更大能量耗散，使得燃烧室内的正向速度梯度增大。因此，主燃孔和掺混孔射流上游的局部回流区虽然存在，并与冷态时的旋向相同。但回流区有所减小，尤其富油区内的局部回流（主燃孔射流上游）减小尤为明显；同时主燃孔射流下游的局部回流区消失。说明燃烧状态对燃烧室富油区和淬熄区内的流场结构具有一定影响；同时淬熄区内的驻留时间将被缩短。在贫油区内，下掺混孔射流下游的局部回流区消失，整体上的流动方向与冷态时的相同，但速度梯度明显增大，且随着当量比的增大，其速度梯度进一步增大。说明燃烧状态对贫油区内的气流流动方向影响较小，但是高温导致速度及速度梯度的增大。
燃烧室在改变当量比条件下不同轴向位置的轴向速度和径向速度分布与冷态时的对比曲线如图6所示。
从图6（a ）的轴向速度分布曲线中可见，在富油区和淬熄区内（X =10、25、50mm ），虽然在燃烧状态下的轴向速度基本为正向速度分布，且在相同轴向位置处的正向速度平均值比冷态时的提高5~7
倍，但其分布曲线变化趋势与冷态时的几乎相同。说明虽然在富油区受燃油液滴的影响，没有反映出中心回流的流动特征，但液滴的运动轨迹是由燃烧室的气流流动决定的，即气流的流动特征决定了燃油的分布特征。富油区内正向速度的提高，有利于增强其剪切作用，从而强化富油区的燃烧性能。淬熄区内正向速度的提高，有利于缩短其驻留时间，从而有效抑制淬熄区内热力型NO x 的大量生成。另外，在相同压损、不同当量状态下的轴向速度分布曲线基本重合。说明相比于当量比的改变，燃烧室压损的变化对轴向速度分布中的速度影响更为明显。在贫油区（X =100mm ），在燃烧状态和冷态下的轴向速度虽然均为正向速度分布，但是在燃烧状态下的轴向速度明显提高，且速度分布的不均匀性增大。同时在相同压损下，随着当量比的增大，轴向速度提高。说明贫油区内的温度分布不均匀导致轴向速度分布不均匀，同时燃烧温度的提
（a ）1%压损，当量比为0.47
（b ）1%压损，当量比为0.66
图5
燃烧室在1%压损下的不同当量比燃烧状态下
的速度矢量和轴向速度
（a ）轴向速度分布
（b ）径向速度分布
图6
燃烧室在冷态与燃烧状态下的流动速度分布
U /（m/s ）
Y /m m
65.0
32.5
150
12090
6030
9751-1X /mm
贫油区
淬熄区
富油区13
-311-52U /（m/s ）
Y /m m
65.0
32.5
150
12090
60309
7
5
1
-1
X /mm
贫油区
淬熄区
富油区13
-311-52
Y /m m
75
70
65
60555045403530252015
10
50
U /（m/s ）
-404-606-22603
6Δp /p t3=1%X =10mm X =25mm X =50mm X =100mm 8129
冷态ϕ=0.47ϕ=0.66Y /m m
75
7065605550454035302520151050V /（m/s ）
-
15
-6
06-2
2
-5-3-1Δp /p t3=1%
X =10mm X =25mm X =50mm
X =100mm -151
冷态
ϕ=0.47
ϕ=0.66
80
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