高剪切涡流器对某燃烧室性能影响试验研究

罗莲军

中国航发湖南动力机械研究所，湖南 株洲 412002

摘 要：为改善某燃烧室的出口温度场，设计了一种高剪切涡流器方案。利用高剪切涡流器匹配双油路离心喷嘴进行雾化性能试验、全环燃烧室地面点火与性能试验研究，并与基准涡流器试验结果进行对比分析。试验结果表明：高剪切涡流器有效改善了喷嘴雾化性能；高剪切涡流器方案的燃烧室地面点火边界与基准涡流器方案相当；高剪切涡流器方案最大爬升和最大起飞状态的OTDF和RTDF值均满足总体要求，相比于基准涡流器方案，OTDF有较大提升。

关键词：高剪切 涡流器 性能

Experimental Investigation on Effect of High Shear swirler on the Performance of a Combustor Chamber

Luo Lianjun

（AECC HUNAN Aviation Powerplant ReseaRch Institute，Zhuzhou，China 412002）

Abstract：In order to improve the exit temperature field of a combustor chamber,a high shear swirler is designed.A single cup spray performance test was carried out by using high shear swirler matched with a dual channel centrifugal nozzle.The ground ignition characteristics of the annular combustor and the test results were compared with the baseline swirler test results.The test results show that the spray performanceof the nozzle is improved effectively by the high shear swirler,and the ground ignition boundary of high shear swirler is comparable to the baseline swirler,The OTDF and RTDF values for the maximum climb and take off state of the high shear swirler all meet the overall requirements, and compared with the baseline swirler scheme,The OTDF value have been greatly improved.

Key words：high shear；swirler； performance

涡流器是航空发动机燃烧室内组织燃烧的一个重要部分，它的主要功用是：在火焰筒头部产生高速旋转射流，形成低压区，从而造成回流区，以保证火焰稳定。故涡流器的工作性能好坏，将会影响整个燃烧室的性能。为了适应现代先进航空发动机高温升和大热负荷燃烧室的要求，涡流器一般采用双级或三级涡流器结构。对于双级涡流器燃烧室而言，一级涡流器主要起助燃油雾化的作用，二级涡流器的主要作用则是在燃烧室头部形成回流区，以稳定火焰^[1][2]。文氏管是双级涡流器的重要组成结构，文氏管的主要作用是促进燃油的雾化和防止高温燃气的回流进而造成燃油喷嘴积碳，它的存在对流场及其喷雾场和燃烧性能有很大影响，文氏管的存在能控制下游流场燃油浓度分布的区域^[3][4][5]。

某燃烧室为环形直流燃烧室，匹配基准涡流器的燃烧室出口温度场一直不理想，OTDF高于0.3，不满足总体要求。高剪切涡流器是针对该燃烧室提出的一种提高性能的涡流器方案。涡流器通过引入强剪切的设计，即燃油不直接打在文氏管表面（不形成预膜），然后通过收缩通道的两股旋向相反的空气对粒子或液膜进行剪切，以改善燃烧室头部的喷雾质量从而提高燃烧室性能。为研究高剪切涡流器对燃烧室性能的影响，本文设计了高剪切涡流器匹配双油路离心喷嘴进行雾化性能试验、全环燃烧室地面点火试验与性能试验研究，并与基准涡流器试验结果进行对比分析。试验结果对燃烧室改进设计具有一定的指导意义。

1 试验件及试验系统

1.1试验件

本文研究的高剪切涡流器和基准涡流器都是双级轴向涡流器，叶片旋向相反，结构参数主要区别在于文氏管长度，高剪切涡流器的文氏管比基准涡流器的文氏管短8.6mm，其余结构（如一级、二级涡流器叶片角度和数量等）都保持一致，如图1所示。

图1 涡流器试验件示意图

1.2燃油雾化试验系统

采用Malvern激光粒度仪测量双油路离心喷嘴匹配涡流器出口下游30mm中心轴线处液雾的粒度及分布。该仪器是根据运动粒子在单色平行光束中产生衍射的原理制成的，测量原理图见图2。激光器发出一束单色平行光，透过粒子群时，遇到大小不同的粒子，将产生不同角度的衍射，用一个傅立叶透镜将衍射光收集在一组光探测环上。根据衍射原理，对光探测环上收集的光能分布进行分析，即可得出粒子群的雾滴平均直径及大小不同粒子的尺寸分布。

图2 雾化粒度测量原理示意图

1.3地面点火及性能试验系统

地面点火试验及性能试验采用同一套试验件和试验系统，采用的全环燃烧室试验件如图3所示，主要由火焰筒组件（配装16件高剪切涡流器）、16件燃油喷嘴、外机匣组件、2个点火电嘴等组成，点火试验采用电嘴直接进行点火，点火装置储能为6J，点火频率为1.4Hz。

试验系统主要包括空压机、测试系统、供油系统、控制系统、数据采集系统和排气系统等。进口空气流量采用标准流量喷嘴测量，燃油流量采用涡轮流量计计量，压力用PSI9016压力系统测量，温度根据各测量截面的温度测量范围分别采用不同分度的热电偶进行测量，进入VXI数采系统进行处理。燃烧室进口静压采用3点壁面静压孔测量，总压采用2支2点梳状总压管进行测量，总温采用2支2点梳状热电偶进行测量，燃烧室出口温度采用3支5点梳状热电偶进行测量，总压采用3支3点梳状总压管进行测量。出口3支温度探针和3支总压探针各自相隔120°均匀安装在受感部安装盘上。总温和总压测点径向分布按等环面设计，探针测量范围及精度见表1。通过燃气分析系统的气体分析设备测量燃气成分及容积百分浓度。

表1 进出口测量参数范围及测量精度

点火试验具体流程如下：调节进口空气至试验状态要求参数，在保证进口空气参数不变的条件下，起动点火电嘴，并开始录取燃烧室进出口参数，3s后给燃烧室供油，供油的同时开始计时。以余气系数为2.0时对应的燃油流量为第1次供油流量：

a）如果点火起动成功，则保持燃烧室进口空气参数不变，逐步减少燃油流量，继续进行点火试验，直到点火不成功为止；

b）如果点火不成功，则保持燃烧室进口空气参数不变，逐步增加燃油流量，继续进行点火试验，直到点火起动成功为止。

点火试验时，燃烧室进口来流空气为常温常压，来流空气流量为0.4kg/s~1.2kg/s。

性能试验具体流程如下：按给定的进口参数录取燃烧室各个状态的部件性能，获取燃烧效率η、总压恢复系数σ、出口平均温度T_t4、出口温度分布系数OTDF、出口径向温度分布系数RTDF等。每个状态的性能试验，性能参数录取两次。

2 试验结果及分析

2.1雾化性能试验研究

分别对两种涡流器匹配双油路离心喷嘴进行了涡流器不供气和供气两种条件下的雾化试验，试验条件为常温常压，图4a）为喷嘴匹配涡流器试验件的雾化试验照片，此时喷嘴仅主油路供油且供油压差ΔP_f=0.7MPa，涡流器不供气，左侧图为基准涡流器结果，右侧图为高剪切涡流器结果。明显可以看出基准涡流器部分燃油因溅射在文氏管表面形成了油道，呈现出未雾化的状态，而高剪切涡流器则没有形成油道，不存在未雾化状态的燃油。图4b）为喷嘴仅副油路供油且供油压差ΔP_f=0.7 MPa，涡流器不供气，左侧图为基准涡流器，右侧图为高剪切涡流器。从二者的雾化照片看不出明显的差别。对比分析图4a）和图4b）差异，原因是喷嘴副油路油雾锥角比主油路要小，喷雾溅射在基准涡流器文氏管表面的百分比要少得多，所以基本不受文氏管长短的影响。而喷嘴主油路油雾锥角要大，文氏管越长，喷雾溅射在文氏管表面的百分比越多，就形成油道流下来，雾化效果就越差。所以不供气的条件下，仅主油路供油时高剪切涡流器雾化优于基准涡流器，仅副油路供油时则二者相差不大。

图4c）为喷嘴双油路供油且供油压差ΔP_f=0.7 MPa，涡流器供气且总压损失为1%，左侧图为基准涡流器，右侧图为高剪切涡流器，从二者雾化照片判断，基准涡流器形成的油雾粒径较大，线条较粗，有明显的大液滴移动轨迹，而高剪切涡流器形成的油雾粒子较小，没有明显的移动轨迹，线条较细，喷雾较为均匀，雾化质量较好。将供气总压损失从1%逐渐增大至5%，利用Malvern激光粒度仪测量涡流器出口下游30mm中心轴线处SMD，试验结果如图5所示。对于同一个涡流器方案，SMD随着供气总压损失增加而减小，这是因为文氏管出口两股旋向相反的气流的剪切作用在加强，对油雾的剪切雾化作用越来越大。而在相同供气总压损失条件，高剪切涡流器雾化SMD小于基准涡流器，原因是文氏管变短，溅射在文氏管表面的燃油量就越少，通过离心压力雾化和空气剪切雾化双重雾化，雾化质量得以改善。结果证明高剪切涡流器确实改善了燃油的雾化性能，提升了雾化质量，这与图4c）可以互相印证。

a)主油路供油、涡流器不供气（∆P_f=0.7MPa）

b)副油路供油、涡流器不供气（∆P_f=0.7MPa）

c)双油路供油、涡流器供气（∆P_f=0.7MPa，总压损失1%）

图4 喷嘴匹配涡流器喷雾试验

（左侧图为基准涡流器，右侧图为高剪切涡流器）

图5 供气条件下喷嘴匹配涡流器喷雾SMD对比

2.2地面点火试验研究

图6对比了基准涡流器方案和高剪切涡流器方案的地面点火性能试验结果。从图中可以看出，基准涡流器方案和高剪切涡流器方案的地面点火边界基本相当，高剪切方案点火油气比随Vrθδ的变化较基准涡流器方案略微平缓。

点火试验时仅副油路供油，所以点火性能主要受副油路雾化性能影响，而从前面图4b）可以得出，仅副油路供油时基准涡流器和高剪切涡流器的雾化性能基本一致，所以二者点火边界相当。

图6 地面点火试验结果

2.3性能试验研究

最大爬升和最大起飞状态的燃烧室出口OTDF和RTDF对比见图7a）~7d），试验结果表明，在最大爬升和最大起飞状态燃烧室的出口温度分布OTDF均未超过0.3，满足总体要求，对比基准涡流器有较大的提升；燃烧室的出口温度分布RTDF均未超过0.1，与基准涡流器基本相当。在这两个状态燃油喷嘴双油路同时供油，在试验状态下，高剪切涡流器的雾化质量明显优于基准涡流器，这是高剪切涡流器出口温度分布OTDF明显改善的主要因素。

该燃烧室出口温度分布RTDF随油气比的增加而降低，这说明对于该燃烧室，RTDF受喷嘴燃油流量和雾化的影响规律较为明显。

a)最大爬升状态OTDF

b)最大爬升状态RTDF

c)最大起飞状态OTDF

d)最大起飞状态RTDF

图7 燃烧室出口温度分布对比

3 结论

本文对高剪切涡流器试验件匹配双油路离心喷嘴进行雾化性能试验、全环燃烧室地面点火试验与性能试验研究，并与基准涡流器试验结果进行对比分析，可以得出如下结论：

（1）不供气的条件下，仅主油路供油时高剪切涡流器雾化优于基准涡流器，仅副油路供油时则二者相差不大；而在供气条件下，双油路供油时高剪切涡流器雾化SMD明显小于基准涡流器；

（2）高剪切涡流器地面点火性能良好，点火边界与基准涡流器方案相当；

（3）最大爬升和最大起飞状态高剪切涡流器的OTDF和RTDF值满足总体要求，OTDF相比于基准涡流器方案有较大提升。

参考文献：

[1]韩启祥.双旋流器单头部模型燃烧室冷态流场试验[J].航空动力学报，2008：50-60.

[2]彭云晖，林宇震，许全宏等.双旋流空气雾化喷嘴喷雾、流动和燃烧性能[J].航空学报，2008，29（1）：1-14.

[3] Ateshkadi A, Mcdonell V G, Samuelsen G S. Effect of hardware geometry on gas and drop behavior in a radial mixer spray[J]. Symposium on Combustion, 1998, 27(2):1985-1992.

[4]Ateshkadi A，McDonell V G，Samuelsen G S．Effect of mixer geometry on fuel spray distribution， emission and stability[R]．AIAA-98—0247，1998：5-7.

[5]Mongia H C，Gore J P，Grinstein F F，et a1．Combustion research needs for helping development of next generation advanced combustors[R]．AIAA 2001—3853，2001：14-19