航空发动机燃烧室光学可视模型试验件及其流场测量研究进展

王于蓝; 范雄杰; 高伟; 刘存喜; 杨金虎; 刘富强; 穆勇; 徐纲

doi:10.11729/syltlx20190171

航空发动机燃烧室光学可视模型试验件及其流场测量研究进展

王于蓝^{1, 2,},
范雄杰^{1, 2},
高伟^{1, 2},
刘存喜^{1, 2, 3, ,},
杨金虎^{1, 2, 3},
刘富强^{1, 2, 3},
穆勇^{1, 2, 3},
徐纲^{1, 2, 3, ,}

1.
中国科学院工程热物理研究所中国科学院轻型动力重点实验室, 北京 100190
2.
中国科学院大学, 北京 100049
3.
中国科学院轻型动力创新研究院, 北京 100190

基金项目:

国家重大科研仪器研制项目 61827802

国家科技重大专项 2017-Ⅲ-0007-0032

详细信息

作者简介:
王于蓝(1993-), 女, 山西晋城人, 博士研究生。研究方向: 航空发动机燃烧基础研究。通信地址: 北京市海淀区北四环西路11号(100190), E-mail: wangyulan@iet.cn

通讯作者:
刘存喜, E-mail: liucunxi@iet.cn

徐纲, E-mail: xugang@iet.cn

中图分类号: V433.9
计量
- 文章访问数: 736
- HTML全文浏览量: 280
- PDF下载量: 106
出版历程
- 收稿日期: 2020-01-08
- 修回日期: 2020-06-08
- 刊出日期: 2021-02-24

Development of optically accessible gas turbine model combustor and its flow field testing

WANG Yulan^{1, 2,},
FAN Xiongjie^{1, 2},
GAO Wei^{1, 2},
LIU Cunxi^{1, 2, 3, ,},
YANG Jinhu^{1, 2, 3},
LIU Fuqiang^{1, 2, 3},
MU yong^{1, 2, 3},
XU Gang^{1, 2, 3, ,}

1.
Key Laboratory of Light Duty Gas Turbine, Institute of Engineering Thermophysics, Chinese Academy of Sciences, Beijing 100190, China
2.
University of Chinese Academy of Sciences, Beijing 100049, China
3.
Innovation Academy for Light-duty Gas Turbine, Chinese Academy of Sciences, Beijing 100190, China

摘要

摘要: 航空发动机燃烧室内的燃烧组织是高温高压受限空间内多级旋流复杂流场结构的气动、燃油雾化、蒸发、油气混合和燃烧化学反应多场耦合过程，而其流场特性影响雾化和燃烧过程，从而对燃烧室的燃烧性能具有决定性影响。对燃烧室内复杂强旋流流场组织机理的认识和高精度测试一直是发动机燃烧室研制过程中的难点之一。本文针对光学可视模型燃烧室试验件设计方法及典型发动机燃烧室的流场组织机理和特性进行总结，希望给发动机燃烧室研制过程中光学模型燃烧室试验件的设计提供一定的借鉴，深刻认识目前两类典型的传统旋流杯模型燃烧室和基于分区分级耦合燃烧技术的新型燃烧室的流场特性，促进航空发动机燃烧室的研制。
- 航空发动机 /
- 旋流流场 /
- 流场结构 /
- 光学可视模型燃烧室试验件 /
- 光学诊断
Abstract: The combustion in the chamber of aero-engine involving the aerodynamics of swirling air streams, fuel atomization, evaporation, the mixing of fuel droplets with air streams, and chemical reactions is a multiphase complex process under the conditions of high pressure and high temperature. The characteristics of the flow field play a significant role in determining combustion performances of the combustors by affecting the processes of fuel atomization and combustion. The interpretations off low mechanism and accurate tests of the highly swirling flows inside the combustors are always being one of the major challenges posed to the combustion researchers and engineers.In order to learn the knowledge of experimental setups of optically accessible gas turbine combustor facilities, and to have a grasp of swirling flow characteristics in swirl-cup traditional combustors and staged combustors combining premixed and diffusion combustion technologies, the design methods of the optically accessible model combustor, the organization mechanism of swirling flow, and the flow structures in typical combustors of aero-engines are analyzed and summarized in this study. The discussions in this paper may facilitate the research and development of aero-engine combustors.
- aero-engine /
- swirling flow /
- flow structure /
- optically accessible model combustor /
- optical diagnostics

HTML全文

0 引言

结冰会破坏飞机气动外形，影响飞机的气动性能与操稳特性，是影响飞行安全的重要隐患之一。因此，世界各国的民用航空适航规章中都明确规定，飞机适航取证过程中必须进行结冰的适航合格审定工作。

结冰风洞作为地面模拟设备，其试验条件连续可控、不受外界气候条件限制，较易实现FAR/CCAR 25部附录C的结冰云雾包线模拟，且试验成本低、周期短、可靠性高，常被选择作为结冰适航审定的主要符合性验证手段之一。

意大利CIRA-IWT和美国NASA-IRT是国际上最具代表性的2座结冰风洞，先后参与完成了波音、空客等多个型号飞机的结冰合格审定工作，在国际结冰研究机构中占有重要地位。这些结冰风洞在正式承接型号试验前均要经过相关标准的验证与标检，目前国际上大多数结冰风洞依照SAE颁布的ARP5905^[1]进行校测，以综合检验结冰风洞的相关性能指标是否满足结冰和防除冰试验要求。

3m×2m结冰风洞建成后，参照FAR/CCAR 25部附录C的结冰云雾包线范围CanKaoWenXian_3 ，按照SAE ARP5905相关标准要求完成了云雾参数校测工作。本文详细介绍了3m×2m结冰风洞在主试验段完成的云雾参数校测流程与方法，并给出代表性结果。

我国大飞机、宽体客机、通用飞机等民用飞机未来走向国际市场，必须经过适航规章的合格审定。因此，本文旨在通过介绍3m×2m结冰风洞校测与验证的流程、方法和结果，为我国航空飞行器研制过程中结冰合格审定的取信工作提供技术支撑。

1 试验设备

3m×2m结冰风洞是一座拥有3个可更换试验段的闭口、回流式风洞，能够实现低温、低压和高湿的模拟结冰条件。

图 1 3m×2m结冰风洞二维布局图与主试验段

Fig. 1 2D layout and main test section of 3m×2m icing wind tunnel

下载: 全尺寸图片幻灯片

结冰风洞的辅助系统包括：制冷系统、喷雾系统、高度模拟系统、加湿系统、发动机进气模拟系统和防/除冰系统等，分别可实现温度模拟、云雾模拟、压力模拟、湿度控制、发动机功率状态模拟和模型热气供气等功能。风洞的基本性能参数如表 1所示。

表 1 结冰风洞基本性能参数

Table 1 Main performance parameters of icing wind tunnel

Content	Main test section	Second test section	High speed test section
Size	3m×2m×6.5m	4.8m×3.2m×9m	2m×1.5m×4.5m
Speed	21~210m/s	8~78m/s	26~256m/s
Temperature	Normal~-40℃
Humidity	70% ~100%
Altitude	0~20000m
Cloud	MVD: 10~300μm LWC:0.2~3g/m³ Uniformity: 60% of section

下载: 导出CSV

| 显示表格

喷雾系统由1000个水气内混合雾化喷嘴(Spray 98818)组成，可通过改变喷嘴的供水、供气压力生成具有特定液滴尺寸和液态水含量的结冰云雾，喷嘴可独立控制开关。

本文的校测工作在主试验段开展。

2 云雾参数校测

云雾参数是衡量结冰云雾场性能的重要参数，是影响结冰试验结果精准度的关键，其主要包括均匀度、容积平均直径(MVD，Median Volume Diameter)和液态水含量(LWC，Liquid Water Content)等。3m×2m结冰风洞建成以来，依据SAE(美国机动车工程师学会)、FAA(美国联邦航空管理局)、中国民用航空局等颁布的若干标准^[1-6]，并主要参考ARP5905的《结冰风洞校准与验收》，开展了主试验段的云雾场校测。此外，校测流程与方法还参照了美国NASA-IRT结冰风洞和意大利CIRA-IWT结冰风洞的校测报告^[7-10]。

云雾参数中的3个重要参数可通过调节水压、气压、喷嘴开度实现不同条件的模拟。其中水压通过水处理系统调节，气压通过供气系统调节，喷嘴开度通过喷雾控制系统开关喷嘴水路的电磁阀进行调节，通常采用全开、1/2开和1/4开等3个开度。

2.1 云雾均匀度校测

在进行MVD和LWC校测前，首先需要进行云雾均匀度校测，用以确定喷雾系统喷嘴的布局与开度。目前国内外大多数结冰风洞均以格栅校测为主。

3m×2m结冰风洞主试验段云雾均匀度校测采用1955mm×2705mm的格栅，格栅与上下洞壁相连，其面积覆盖了试验段中心88%的横截面积。格栅网格为150mm×150mm，格栅单元深60mm，迎风面宽度为5mm。

校测中，结冰试验按霜冰条件进行，试验静温低于-18℃，MVD为20μm(喷嘴地面测试时初步获得初始的水压、气压匹配)，格栅前缘目标厚度6.4mm左右。图 3为典型条件下均匀度格栅前缘结冰情况。

图 2 均匀度格栅

Fig. 2 Icing calibration grid

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 3 均匀度格栅结冰

Fig. 3 Icing on grid

下载: 全尺寸图片幻灯片

获得格栅结冰后，采用经过预冷的数显千分尺测量格栅迎风面的结冰厚度，依据编号，记录所有格栅横、竖栅条中心位置的结冰厚度。

结冰风洞的云雾均匀度表征的是试验段液态水含量的均匀程度，通常用相对量表示。根据ARP5905，液态水含量均匀度可通过格栅上结冰的相对厚度表示，其关系式如下：

(1)

式中:LWC_{(x, y)}为格栅上某位置的液态水含量，g/m³；LWC_C为格栅上中心位置(交叉点)的液态水含量，g/m³；τ_{(x, y)}为格栅上某位置的冰厚度，mm；τ_grid为格栅厚度，mm；τ_C为格栅上中心位置的冰厚度，mm；τ_iceR为相对厚度。

格栅上的测量位置一般取水平和竖直栅条的中心位置，如图 4所示。格栅中心位置的冰厚度计算公式如下：

(2)

图 4 典型的格栅测点选取示意图

Fig. 4 Test point selection of grid

下载: 全尺寸图片幻灯片

记录不同条件下均匀度格栅上冰的相对厚度，绘制二维厚度云图(等高线图)，用以评估试验段的云雾场均匀度。

图 5和6给出3m×2m结冰风洞主试验段典型条件下的云雾场均匀度校测结果。结果表明，试验段截面内80%以上区域液态水含量偏差在±20%内，云雾场的均匀性良好，满足ARP5905中关于LWC的空间分布要求。靠近上洞壁中部位置LWC整体偏小，而两侧一致性较好，根据格栅支撑结构位置情况，分析认为格栅上部支撑的3块矩形连接装置是造成该现象的主要原因，平面阻挡带来了前缘气流扰动，改变了水滴的撞击特性，使得格栅前缘的水收集率降低，表征为结冰厚度减小。该连接装置需要进一步优化，减少结构迎风面积。

图 5 全开状态云雾均匀度

Fig. 5 Icing cloud uniformity result with all nozzles open(V=80m/s, MVD=20μm, LWC≈1.0g/m³, T_s=－20℃)

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 6 半开状态云雾均匀度

Fig. 6 Icing cloud uniformity result with half nozzles open(V=80m/s, MVD=20μm, LWC≈0.5g/m³, T_s=－20℃)

下载: 全尺寸图片幻灯片

云雾场均匀度校测是一项十分复杂且工作量巨大的测试工作，采用良好的校测流程会大大提高校测效率。根据已完成的校测工作建议结冰风洞校测流程如下：

(1) 根据喷嘴的地面测试结果，确定喷嘴的良好工作区间(即水气压组合条件)，在良好的工作条件下，喷嘴之间的个体差异通常会随着水气压的增大而降低；

(2) 建立不同喷嘴开度与LWC的对应关系图，每个开度的LWC下限通常为有效的喷嘴水气压组合状态，即最小的水气压组合。图 7为喷嘴开度与LWC的对应关系的示意图；

图 7 喷嘴开度与LWC的对应关系示意图

Fig. 7 Relationship between nozzle openning and LWC

下载: 全尺寸图片幻灯片

(3) 减小喷嘴开度时，以喷嘴之间近似等间距、距离最短为原则进行配置；

(4) 影响均匀度的因素主要包括：喷嘴个体差异、水气压组合、喷嘴开度、风速等。在不更换喷嘴或改变喷嘴开闭的情况下，均匀度与影响因素之间的关系如图 8所示。在低LWC范围内，建议优先选择更高的水气压组合条件、更低的开度；

图 8 均匀度的影响因素

Fig. 8 Factors whtich affect cloud uniformity

下载: 全尺寸图片幻灯片

(5) 在保证均匀度良好的前提下，喷嘴开度与试验段LWC近似正比关系，风速与LWC近似反比关系，校测前可根据此原则进行估算。

2.2 MVD校测

云雾中悬浮的液态小水滴大小不一，其变化范围可由几微米至几百微米，通常采用单一参数描述云雾全部水滴的总体特性，常采用容积平均直径MVD代表^[11-12]。目前各国结冰风洞对于MVD校测采用的仪器有所不同，主要设备包括前向散射分光仪(FSSP)、光学阵列测量仪(OAP)、马尔文测量仪(Malvern Spraytec)、相位多普勒粒子分析仪(PDPA)和机载式相位多普勒干涉仪(PDI-FPDR)等。

3m×2m结冰风洞MVD校测采用Malvern Spraytec和PDI-FPDR进行多仪器匹配测量。Malvern Spraytec主要进行喷嘴的地面测试，测量范围为0.5~2000μm，测量精度为±1%(Dv50标准粒子)。PDI-FPDR主要用于洞内校测，测量范围为0.5~1000μm，测量精度为0.5μm。

PDI-FPDR是在相位多普勒干涉仪(PDI)基础上发展的新一代相位多普勒颗粒分析系统，其工作原理是采用激光器作为光源，将颗粒看作一个微小的透镜，测量颗粒对平行入射激光的散射光变化，以其不同空间接收位置散射光的相位变化来反映该微小透镜的焦距大小，即颗粒的粒径大小；通过频率变化反映其运动速度的大小^[11]。

MVD洞内校测是将PDI-FPDR测量仪置于风洞中心，给定固定的水压(p_w)、气压(p_a)匹配工况，连续采集云雾水滴直径30s以上，待测试结果稳定后记录MVD、水压和气压。改变不同水压、气压匹配状态，重复测量过程，建立MVD、p_w和p_a数据库。

图 9 用于MVD校测的PDI-FPDR仪器

Fig. 9 PDI-FPDR instrumentation for MVD calibration

下载: 全尺寸图片幻灯片

(1) 云雾MVD模拟方法

基于校测过程中所建立的MVD、p_w和p_a数据库，通过数值解析法分析MVD与p_w、p_a的相关性，采用最小二乘误差分析法建立MVD与p_w、p_a的关系函数MVD=f(p_w, p_a)。该关系函数作为结冰云雾的控制依据，可以根据试验前所需的MVD和LWC快速查询系统控制所需的p_w、p_a。

(2) 误差分析

绘制MVD=f(p_w, p_a)函数曲线，并将实际校测值以离散点形式绘制于同一曲线图中，分析校测值与理论分析结果的偏差是否满足±10%的偏差要求(见ARP5905 P16)。此外，校测标准中备注指出，当MVD小于30μm时，以±3μm的不确定度替代10%偏差要求。

(3) 重复性校测

开展相同模拟条件下的重复性校测，检验是否满足±10%的偏差要求。

(4) 针对性校测

针对不同试验的模拟条件需求，试验前可根据试验条件进行查表与计算获得喷雾系统所需的p_w、p_a，再抽检典型状态进行风洞内实际校测，以确保云雾参数控制的准确度。

图 10给出了3m×2m结冰风洞主试验段典型MVD校测结果。其中(a)为试验测量结果与拟合曲线，(b)为试验测量结果与数值拟合结果的差异性分析。结果表明，MVD随水压增大而增加，随气压增大而减小；在气压大于某一临界值时，将无法形成稳定的喷雾条件；对于同一水气压组合条件下的MVD重复性偏差小于10%，在30μm以下偏差值小于3μm；水滴直径模拟范围能够覆盖FAR 25部附录C规定的15~50μm的范围，且相对于数值拟合分析结果，实际测试结果在±10%的偏差范围内。

图 10 典型MVD校测结果

Fig. 10 Typical MVD calibration result

下载: 全尺寸图片幻灯片

2.3 LWC校测

LWC代表单位体积内的总含水量。目前各国结冰风洞采用的测试仪器主要包括冰刀、旋转圆柱、LWC热线测量仪等^[11-12]。

3m×2m结冰风洞LWC校测主要有LWC-200热线测量仪(见图 11)和冰刀装置(见图 12)。LWC-200热线测量仪因能够快速获得LWC测量值，主要用于提高LWC的校测效率。测量范围为0~3.0g/m³，响应频率25Hz。校测过程中，测量仪安装在试验段中心，即可以根据仪器测量值建立起LWC与其他影响参数之间的关系。

图 11 LWC-200热线测量仪

Fig. 11 LWC-200 hot-wire instrumentation

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 12 用于LWC校测的冰刀装置

Fig. 12 Icing blade for LWC calibration

下载: 全尺寸图片幻灯片

冰刀法是国内外常用LWC校测方法，但总体效率较低，主要用于校测结果间的相互对比验证。校测过程中，将冰刀支撑于风洞试验段中心，在指定试验条件下运行风洞并开启喷雾系统，喷雾稳定后，将冰刀防护罩打开，待冰生长一定时间后，将防护罩关闭。使用预冷的数显游标卡尺测量冰刀工作面上的冰厚度(不少于3个测点位置)，记录平均值，并按下式计算液态水含量^[14]。

(3)

式中：ρ_ice为冰的密度，kg/m³；τ为冰刀上平均结冰厚度，m；E_b为收集系数，由CFD计算获得；V为模型区中心风速，m/s；t为结冰时间，s。

改变不同水压、气压、水滴直径、风速(V)、模拟高度(H)、喷嘴开度(N_D)等控制条件，重复测量过程，建立LWC与影响参数的数据库。

(1) 云雾LWC模拟方法

通过多步数值分析法建立LWC与影响参数的关系函数如下：

(4)

该关系函数同样作为结冰云雾的控制依据，可以根据试验前所需的MVD和LWC查询或求解系统控制所需的p_w、p_a。

(2) 误差分析

设置其他影响参数为定值，绘制LWC=f(p_w, MVD)函数曲线，并将实际校测值以离散点形式绘制于同一曲线图中，分析校测值与理论分析结果的偏差是否满足±20%的偏差要求(见ARP5905 P16)。

(3) 重复性校测

开展相同模拟条件下的重复性校测，检验是否满足±20%的偏差要求。

(4) 针对性校测

针对不同试验的模拟条件需求，首先根据试验条件进行查表与计算获得喷雾系统所需的p_w、p_a，再进行试验条件抽样校测，确保云雾参数控制的准确度。

图 13描述了当前结冰风洞部分已校测的数据点与FAR 25部附录C规定的结冰云雾包线间的关系，这表明风洞已经完成了一定范围的包线内典型状态校测，部分状态点的模拟能力已超出结冰云雾包线范围。理论上，在风速不受限定的情况下，3m×2m结冰风洞能够模拟大部分的结冰云雾包线，但仍需关注高风速、低液态水含量下的均匀性。图 14给出了3000m高度下的校测结果，其中(a)为LWC校测试验结果与数值拟合曲线，(b)为试验测量结果与数值拟合结果的不确定度分析。结果表明，在保持MVD不变的情况下，LWC随着水压的增大而增加；对于同一水气压组合条件，LWC的重复性偏差小于20%，且部分工况下优于±10%；LWC校测结果与数值拟合结果能够满足±20%的指标要求。

图 13 典型LWC校测结果与结冰云雾包线的对应关系

Fig. 13 Correlation between typical LWC calibration result and icing envelope

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 14 典型LWC校测结果

Fig. 14 Typical LWC calibration result

下载: 全尺寸图片幻灯片

2.4 小结

3m×2m结冰风洞云雾参数校测主要依据ARP5905校测标准要求，以实际校测结果数据为输入条件，分析建立喷雾系统控制策略与方法，并进行误差分析与可靠性分析。具体流程如图 15所示。

图 15 云雾参数校测数据处理流程

Fig. 15 Data processing for cloud calibration

下载: 全尺寸图片幻灯片

结冰风洞实际能力能够覆盖大部分FAR/CCAR 25部附录C的结冰云雾包线范围，但校测前应统筹规划好需要测试的离散结冰状态点，以提高校测工作的效率，确保云雾参数校测的数据库完整性，并需在风洞运行过程中定期开展校测与检验。

3 结论与建议

3m×2m结冰风洞已经完成了主试验段的云雾场校测，云雾场均匀度能够覆盖试验段横截面积的60%以上，云雾容积平均直径(MVD)稳定性优于±10%，液态水含量(LWC)稳定性优于±20%，云雾参数满足ARP 5905相关指标要求。然而，结冰风洞的云雾参数校测是一个复杂且长期的工作，ARP5905中指出结冰风洞每5年需要进行一次全面校测，期间还要进行中间校测和检验性校测，其中检验性校测需每6个月进行一次，主要检测云雾参数是否有大的变动。因此，结冰风洞需要通过持续不断地开展定期与不定期校测工作，以确保试验参数与试验结果的重复性和稳定性。

由于国内大多数MVD和LWC测试设备均为引进国外成熟产品，在设备本身的标定与检测方面还存在一定困难和局限性，建议我国各类结冰风洞在建立正规的测试仪器标定流程前，先进行单仪器的重复性对比与多仪器间的互对比研究，以确保测试仪器的精准度。

图 1 光学可视模型燃烧室试验件发展趋势

Fig. 1 The development of optically accessible model combustor

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 2 辛辛那提大学旋流杯模型燃烧室试验件^[9-15]

Fig. 2 Swirl cupmodel combustor rig in University of Cincinnati ^[9-15]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 3 旋流杯模型燃烧室高温高压试验件(DLR，2 MPa，850 K)^[16]

Fig. 3 The high temperature and high pressure facility of swirl cup combustor (DLR, 2 MPa, 850K) ^[16]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 4 考虑火焰筒冷却结构的旋流杯模型燃烧室^[18]

Fig. 4 Swirl cup model combustor having flame tube with primary holes, dilution holes and cooling air holes^[18]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 5 密歇根大学TAPS燃烧室模型^[19]

Fig. 5 TAPS model combustor of University of Michigan^[19]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 6 德国宇航局(DLR)燃烧室模型^[22]

Fig. 6 Model combustor of DLR^[22]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 7 BOSS光学可视模型燃烧室(DLR)^[23]

Fig. 7 Big optical single sector model combustor (DLR)^[23]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 8 日本JAXA高压试验装置^[24]

Fig. 8 High pressure combustor facility of Japan Aerospace Exploration Agency^[24]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 9 南航LPP燃烧室试验方案^[30-32]

Fig. 9 Lean premixed prevaporized combustor facility of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics^[30-32]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 10 TeLESS光学可视模型燃烧室^[33]

Fig. 10 Optically accessible model combustor of TeLESS^[33]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 11 高温高压光学可视模型燃烧室试验件^[34]

Fig. 11 High temperature and high pressure model combustor with optical access^[34]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 12 三级轴向旋流模型燃烧室^[35]

Fig. 12 Three-staged axial swirler model combustor^[35]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 13 限制域对流场的影响^[9]

Fig. 13 Confinement effects on flow field^[9]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 14 流场模式转换临界点时的两种流场结构^[9]

Fig. 14 Flow fields with two metastable modes^[9]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 15 旋流杯模型燃烧室头部之间耦合相互作用对流场结构的影响(轴向速度)^[38]

Fig. 15 The effect of sector-to-sector interactions on flow field of swirl cup combustor (axial velocity)^[38]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 16 旋流杯五头部模型燃烧室试验件^[39]

Fig. 16 Linear-arranged 5-swirler array of swirl cup combustor^[39]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 17 旋流杯模型燃烧室头部间距对流场结构的影响^[39]

Fig. 17 Effect of inter-swirler spacing on flow field of swirl cup combustor^[39]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 18 中心回流区空间布局示意图^[39]

Fig. 18 Periodic flow patterns of center recirculation zone^[39]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 19 旋流杯模型燃烧室内流动模式分析^[39]

Fig. 19 Flow pattern sketches in swirl cup combustor^[39]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 20 某分级分区低排放燃烧室三头部试验件内回流区(Plane 1：中心头部，Plane 5:侧边头部)^[41]

Fig. 20 Recirculation zone in the three-sector rig of a internal staged low emission combustor (Plane 1: center dome, Plane 5: side dome)^[41]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 21 旋流杯燃烧室典型流场结构

Fig. 21 The typical flow field structure of swirl cup combustor

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 22 旋流杯燃烧室冷/热态流场对比^[11]

Fig. 22 Comparison between non-reacting and reacting flow fields in swirl cup combustor^[11]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 23 旋流杯燃烧室真实火焰筒结构的流场特征^[12]

Fig. 23 The flow field in swirl cup combustor with real liner^[12]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 24 中心分级燃烧室典型流场结构^[45]

Fig. 24 The typical flow field of internal staged combustor^[45]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 25 TAPS燃烧室冷态、热态流场^[19]

Fig. 25 Non-reacting and reacting flow fields in TAPS combustor^[19]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 26 TAPS燃烧室冷/热态工况下的湍流强度和雷诺应力^[19]

Fig. 26 Turbulence intensity and shear strain rate in TAPS combustor under non-reacting and reacting conditions^[19]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 27 RR公司Lean-burn燃烧室内流场^[48]

Fig. 27 Flow field in Lean-burn combustor of Rolls-Royce company^[48]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 28 Lean-Staged燃烧室流场^[29]

Fig. 28 Flow field of Lean-Staged combustor^[29]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 29 预燃级内级旋流器有旋/无旋对流场及燃油分布的影响^[49]

Fig. 29 Effect of inner swirler angle on flow field and spray pattern^[49]

下载: 全尺寸图片幻灯片

图 30 主燃级旋流角度对流场的影响^[50]

Fig. 30 Effect of main swirler angle on flow field^[50]

下载: 全尺寸图片幻灯片

参考文献(51)

[1]	金如山, 索建秦. 先进燃气轮机燃烧室[M]. 北京: 航空工业出版社, 2016. JIN R S, SUO J Q. Advanced gas turbine combustor[M]. Beijing: Aviation industry press, 2016.
[2]	林宇震, 林阳, 张弛, 等. 先进燃烧室分级燃烧空气流量分配的探讨[J]. 航空动力学报, 2010, 25(9): 1923-1930. DOI: 10.13224/j.cnki.jasp.2010.09.007 LIN Y Z, LIN Y, ZHANG C, et al. Discussion on combustion airflow distribution of advanced staged combustor[J]. Journal of Aerospace Power, 2010, 25(9): 1923-1930. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2010.09.007
[3]	林宇震, 许全宏, 刘高恩. 燃气轮机燃烧室[M]. 北京: 国防工业出版社, 2008. LIN Y Z, XU Q H, LIU G E. Gas turbine combustor[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2008.
[4]	LEFEBVRE A H, BALLAL D R. Gas turbine combustion: alternative fuels and emissions[M]. 3rd ed. Boca Raton, FL: CRC Press, 2010.
[5]	张弛, 林宇震, 徐华胜, 等. 民用航空发动机低排放燃烧室技术发展现状及水平[J]. 航空学报, 2014, 35(2): 332-350. DOI: 10.7527/S1000-6893.2013.0358 ZHANG C, LIN Y Z, XU H S, et al. Development status and level of low emissions combustor technologies for civil aero-engine[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2014, 35(2): 332-350. doi: 10.7527/S1000-6893.2013.0358
[6]	ALDÉN M, BOOD J, LI Z S, et al. Visualization and understanding of combustion processes using spatially and temporally resolved laser diagnostic techniques[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2011, 33(1): 69-97. doi: 10.1016/j.proci.2010.09.004
[7]	BOUDIER G, GICQUEL L Y M, POINSOT T, et al. Comparison of LES, RANS and experiments in an aeronautical gas turbine combustion chamber[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2007, 31(2): 3075-3082. doi: 10.1016/j.proci.2006.07.067
[8]	MONGIA H C, AL-ROUB M, DANIS A, et al. Swirl cup modeling part Ⅰ[R]. AIAA 2001-3576, 2001.
[9]	FU Y Q, CAI J, JENG S M, et al. Confinement effects on the swirling flow of a counter-rotating swirl cup[C]//Proceedings of the ASME Turbo Expo 2005: Power for Land, Sea, and Air, Reno, Nevada, USA. 2008: 469-478. doi: 10.1115/GT2005-68622
[10]	KAO Y H, DENTON M, WANG X H, et al. Experimental spray structure and combustion of a linearly-arranged 5-swirler array[C]//Proceedings of the ASME Turbo Expo 2015: Turbine Technical Conference and Exposition. 2015. doi: 10.1115/GT2015-42509
[11]	FU Y Q, CAI J, JENG S M, et al. Reacting spray structure of a counter-rotating swirl cup[C]//Proceedings of the ASME Turbo Expo 2005: Power for Land, Sea, and Air, 2008. doi: 10.1115/GT2005-68490
[12]	MOHAMMAD B S, CAI J, JENG S M. Gas turbine single annular combustor sector aerodynamics[R]. AIAA 2010-579, 2010.
[13]	HASSA C, VOIGT P, LEHMANN B, et al. Flow field mixing characteristics of an aero-engine combustor-part Ⅰ: experimental results[R]. AIAA 2002-3709, 2002. doi: 10.2514/6.2002-3709
[14]	MOHAMMAD B, JENG S M, ANDAC M G. Influence of the primary jets and fuel injection on the aerodynamics of a prototype annular gas turbine combustor sector[C]//Proceedings of the ASME Turbo Expo 2010: Power for Land, Sea, and Air, 2010. doi: 10.1115/GT2010-23083
[15]	KWONG W Y P, STEINBERG A M. Effect of inter-nozzle spacing on lean blowoff performance of a linear multi-nozzle combustor[R]. AIAA 2019-2244, 2019. doi: 10.2514/6.2019-2244
[16]	WILLERT C, JARIUS M. Planar flow field measurements in atmospheric and pressurized combustion Chambers[J]. Experiments in Fluids, 2002, 33(6): 931-939. doi: 10.1007/s00348-002-0515-7
[17]	COCHET A, BODOC V, BROSSARD C, et al. ONERA test facilities for combustion in aero gas turbine engines, and associated optical diagnostics[J]. AerospaceLab, 2016(11): 16 doi: 10.12762/2016.AL11-01
[18]	XIAO Y L, WANG Z P, LAI Z X, et al. Flow field and species concentration measurements in the primary zone of an aero-engine combustion chamber[J]. Advances in Mechanical Engineering, 2018, 10(1): 1-11. doi: 10.1177/1687814017748052
[19]	SULABH KUMAR D. An experimental study of the stable and unstable operation of an llp gas turbine combustor[D]. Ann Arbor, MI: The University of Michigan, 2008.
[20]	DHANUKA S K, TEMME J E, DRISCOLL J F. Lean-limit combustion instabilities of a lean premixed prevaporized gas turbine combustor[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2011, 33(2): 2961-2966. doi: 10.1016/j.proci.2010.07.011
[21]	CARL M, FRODERMANN M, BEHRENDT T, et al. Experimental investigations of an axially staged combustor sector with optical diagnostics at realistic operating conditions[C]//Proceedings of the RTO AVT Symposium on Gas Turbine Engine Combustion, Emissions and Alternative Fuels. 1998.
[22]	ZARZALIS N, RIPPLINGER T, HOHMANN S, et al. Low-NO_x combustor development pursued within the scope of the Engine 3E German national research program in a cooperative effort among engine manufacturer MTU, University of Karlsruhe and DLR German Aerospace Research Center[J]. Aerospace Science and Technology, 2002, 6(7): 531-544. doi: 10.1016/S1270-9638(02)01179-3
[23]	FREITAG S, BEHRENDT T, HEINZE J, et al. Study of an airblast atomizer spray in a lean burn aero-engine model combustor at engine conditions[C]//Proceedings of the 24th European Conference on Liquid Atomization and Spray Systems. 2011.
[24]	MATSUURA K, KUROSAWA Y, YAMADA H. Develop-ment of high-pressure spray test facility for evaluation of aero-engine fuel injector performance[R]. JAXA RM06-010, 2007.
[25]	MATSUURA K, SUAUKI K, KUROSAWA Y. Effects of ambient pressure on spray characteristics of a high-shear-type aero-engine airblast fuel injector[C]//Proceedings of the 22nd European Conference on Liquid Atomization and Spray Systems (ILASS). 2008.
[26]	MAKIDA M, YAMADA H, SHIMODAIRA K, et al. Verification of low NO_x performance of simple primary rich combustion approach by a newly established full annular combustor test facility[C]//Proceedings of the ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea, and Air. 2009. doi: 10.1115/GT2008-51419
[27]	YAMAMOTO T, SHIMODAIRA K, KUROSAWA Y, et al. Research and development of staging fuel nozzle for aeroengine[C]//Proceedings of the ASME Turbo Expo 2009: Power for Land, Sea, and Air. 2010. doi: 10.1115/GT2009-59852
[28]	KOBAYASHI M, OGATA H, ODA T, et al. Improvement on ignition performance for a lean staged low NO_x combustor[C]//Proceedings of the ASME 2011 Turbo Expo: Turbine Technical Conference and Exposition. 2012. doi: 10.1115/GT2011-46187
[29]	MATSUYAMA R, KOBAYASHI M, OGATA H, et al. Development of a lean staged combustor for small aero-engines[C]//Proceedings of the ASME Turbo Expo 2012: Turbine Technical Conference and Exposition. 2013. doi: 10.1115/GT2012-68272
[30]	颜应文, 徐榕, 邓远灏, 等. 贫油预混预蒸发低污染燃烧室头部流场研究[J]. 航空学报, 2012, 33(6): 965-976. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-HKXB201206002.htm YAN Y W, XU R, DENG Y H, et al. Flow field study for head of lean premixed prevaporized low-emission combustor[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2012, 33(6): 965-976. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-HKXB201206002.htm
[31]	邓远灏, 颜应文, 党龙飞, 等. 贫油预混预蒸发低污染燃烧室流场特性试验[J]. 航空动力学报, 2015, 30(10): 2416-2424. DOI: 10.13224/j.cnki.jasp.2015.10.016 DENG Y H, YAN Y W, DANG L F, et al. Experiment of flow field characteristics in a lean premixed prevaporized low emission combustor[J]. Journal of Aerospace Power, 2015, 30(10): 2416-2424. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2015.10.016
[32]	颜应文, 党龙飞, 邓远灏, 等. LPP低污染燃烧室单头部燃烧性能试验[J]. 航空动力学报, 2015, 30(4): 814-822. DOI: 10.13224/j.cnki.jasp.2015.04.007 YAN Y W, DANG L F, DENG Y H, et al. Experiment of combustion performance in LPP low emission combustor with single dome[J]. Journal of Aerospace Power, 2015, 30(4): 814-822. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2015.04.007
[33]	WANG B, ZHANG C, LIN Y Z, et al. Influence of main swirler vane angle on the ignition performance of TeLESS-Ⅱ combustor[J]. Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, 2017, 139(1): 011501. doi: 10.1115/1.4034154
[34]	LIU C X, LIU F Q, YANG J H, et al. Experimental investigation of spray and combustion performances of a fuel-staged low emission combustor: effects of main swirl angle[J]. Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, 2017, 139(12): 121502. doi: 10.1115/1.4037451
[35]	陈柳君, 乐嘉陵, 张俊, 等. 三级轴向旋流燃烧室流场结构研究[J]. 推进技术, 2018, 39(8): 1821-1828. DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2018.08.017 CHEN L J, LE J L, ZHANG J, et al. Experimental investigation of flow field in an aero-engine combustor with triple-stage axial-rotating swirling[J]. Journal of Propulsion Technology, 2018, 39(8): 1821-1828. doi: 10.13675/j.cnki.tjjs.2018.08.017
[36]	CHENF, LIU H. Particle image velocimetry for combustion measurements: Applications and developments[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2018, 31(7): 1407-1427. doi: 10.1016/j.cja.2018.05.010
[37]	SO R M C, AHMED S A, MONGIA H C. Jet characteristics in confined swirling flow[J]. Experiments in Fluids, 1985, 3(4): 221-230. doi: 10.1007/bf00265105
[38]	KAO Y H, TAMBE S B, JENG S M. Aerodynamics of linearly arranged rad-rad swirlers, effect of number of swirlers and alignment[C]//Proceedings of the ASME Turbo Expo 2013: Turbine Technical Conference and Exposition. 2013. doi: 10.1115/GT2013-94280
[39]	KAO Y H, TAMBE S B, JENG S M. Aerodynamics study of a linearly-arranged 5-swirler array[C]//Proceedings of the ASME Turbo Expo 2014: Turbine Technical Conference and Exposition. 2014. doi: 10.1115/GT2014-25094
[40]	HUO W Y, LIN Y Z, ZHANG C, et al. Effect of boundary conditions on downstream vorticity from counter-rotating swirlers[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2015, 28(1): 34-43. doi: 10.1016/j.cja.2014.12.014
[41]	FAN X J, LIU C X, XU G, et al. Experimental investigations of the spray structure and interactions between sectors of a double-swirl low-emission combustor[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2020, 33(2): 589-597. doi: 10.1016/j.cja.2019.09.009
[42]	GIRIDHARAN M G, MONGIA H C, JENG S-M. Swirl cup modeling-Part Ⅷ: Spray combustion in CFM-56 single cup flame tube[R]. AIAA 2003-0319, 2003. doi: 10.2514/6.2003-319
[43]	MONGIA H C, GORE J P, GRINSTEIN F F, et al. Combustion research needs for helping development of next-generation advanced combustors[R]. AIAA 2001-3583, 2001.
[44]	COLBY J A, MENON S, JAGODA J. Spray and emission characteristics near lean blow out in a counter-swirl stabilized gas turbine combustor[C]//Proceedings of the ASME Turbo Expo 2006: Power for Land, Sea, and Air. 2008. doi: 10.1115/GT2006-90974
[45]	DRISCOLL J F, TEMME J. Role of swirl in flame stabilization[R]. AIAA 2011-108, 2011.
[46]	FOUST M, THOMSEN D, STICKLES R, et al. Development of the GE aviation low emissions TAPS combustor for next generation aircraft engines[R]. AIAA 2012-936, 2012. doi: 10.2514/6.2012-936
[47]	LAZIK W, DOERR T, BAKE S, et al. Development of Lean-burn low-NO_x combustion technology at rolls-Royce Deutschland[C]// Proceedings of the ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea, and Air. 2009. doi: 10.1115/GT2008-51115
[48]	MEIER U, FREITAG S, HEINZE J, et al. Characterisation of lean burn module air blast pilot injector with laser techniques[C]//Proceedings of the ASME Turbo Expo 2013: Turbine Technical Conference and Exposition. 2013.
[49]	吴浩玮, 陈浩, 刘存喜, 等. 预燃级内级旋流对燃烧室点/熄火性能的影响[J]. 燃烧科学与技术, 2017, 23(6): 560-566. DOI: 10.11715/rskxjs.R201611016 WU H W, CHEN H, LIU C X, et al. Effect of pilot-inner-staged swirl on ignition and blowout performance of combustor[J]. Journal of Combustion Science and Technology, 2017, 23(6): 560-566. doi: 10.11715/rskxjs.R201611016
[50]	LIU C X, LIU F Q, YANG J H, et al. Experimental investigation of spray and combustion performances of a fuel-staged low emission combustor: effects of main swirl angle[J]. Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, 2017, 139(12): 121502. doi: 10.1115/1.4037451
[51]	YANG J H, LIU C X, LIU F Q, et al. Experimental and numerical study of the effect of main stage stratifier length on lean blow-out performance for a stratified partially premixed injector[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part A: Journal of Power and Energy, 2018, 232(7): 812-825. doi: 10.1177/0957650918758227

施引文献(26)

期刊类型引用(19)

1.	高郭池，张波，全敬泽，尹崇，丁丽，姜裕标. 正常类飞机自然结冰试飞适航审定技术. 航空学报. 2024(01): 195-216 . 百度学术
2.	陈方备，王畅，戴铮，崔燚，吴健. 空气雾化喷嘴喷雾特性实验研究. 工程热物理学报. 2024(03): 873-878 . 百度学术
3.	赵照，熊建军，冉林，易贤. 大型结冰风洞热气供气防除冰试验技术. 航空动力学报. 2024(05): 16-22 . 百度学术
4.	赵照，王梓旭，熊建军，冉林，易贤. 大型结冰风洞双供水供气喷雾控制系统研制. 测控技术. 2024(07): 48-54 . 百度学术
5.	魏龙涛，刘森云，王桥，郭奇灵. 0.75m×0.50m结冰风洞气动——热流场品质评估. 航空工程进展. 2024(04): 162-170+2 . 百度学术
6.	魏龙涛，左承林，郭向东，刘森云，郭奇灵. 三维冰形激光测量技术在结冰风洞中的应用. 航空动力学报. 2024(11): 246-253 . 百度学术
7.	赵照，易贤，冉林，熊建军. 多路热气流量控制及其在防除冰试验中的应用. 测控技术. 2023(10): 18-23+37 . 百度学术
8.	赵照，熊建军，冉林，郭向东，李自雨. 基于ZigBee技术的结冰风洞温度无线测量系统设计. 电子设计工程. 2022(05): 51-55+60 . 百度学术
9.	熊建军，刘锡，冉林，赵照. 基于控制律的电加热防除冰系统设计与验证. 测控技术. 2021(02): 130-134+139 . 百度学术
10.	赵照，熊建军，张平涛，冉林，李自雨. 基于分布式光纤测温的结冰风洞喷雾耙温度场测量. 计算机测量与控制. 2021(03): 14-17+22 . 百度学术
11.	郭向东，柳庆林，赖庆仁，杨升科，赵照. 大型结冰风洞气流场适航符合性验证. 空气动力学学报. 2021(02): 184-195 . 百度学术
12.	赵照，熊建军，冉林，何苗. 基于动态神经网络的喷雾耙供气温度数据重构. 仪表技术与传感器. 2021(04): 116-121 . 百度学术
13.	陈舒越，郭向东，王梓旭，刘森云，吴迎春. 结冰风洞过冷大水滴粒径测量初步研究. 实验流体力学. 2021(03): 22-29 . 本站查看
14.	Zhiqiang GUO，Mei ZHENG，Qian YANG，Xiaofeng GUO，Wei DONG. Effects of flow parameters on thermal performance of an inner-liner anti-icing system with jets impingement heat transfer. Chinese Journal of Aeronautics. 2021(09): 119-132 . 必应学术
15.	王先炜，樊晓锋，林森什，陈彪. 结冰对直升机进气系统压力损失影响的试验研究及分析. 直升机技术. 2021(04): 62-66 . 百度学术
16.	战培国. 结冰云小水滴粒径测量设备综述. 测控技术. 2020(06): 1-7 . 百度学术
17.	郭向东，张平涛，赵献礼，杨升科，林伟. 大型结冰风洞热流场符合性验证. 实验流体力学. 2020(05): 79-88 . 本站查看
18.	郭向东，张平涛，赵照，赖庆仁，郭龙. 大型结冰风洞云雾场适航应用符合性验证. 航空学报. 2020(10): 205-219 . 百度学术
19.	倪章松，刘森云，王桥，王梓旭，郭龙. 3m×2m结冰风洞试验技术研究进展. 实验流体力学. 2019(06): 46-53 . 本站查看

其他类型引用(7)

资源附件(0)

图(30)

计量

文章访问数: 736
HTML全文浏览量: 280
PDF下载量: 106
被引次数: 26

0 引言
1 试验设备
2 云雾参数校测
2.1 云雾均匀度校测
2.2 MVD校测
2.3 LWC校测
2.4 小结
3 结论与建议

航空发动机燃烧室光学可视模型试验件及其流场测量研究进展

作者简介: 王于蓝(1993-), 女, 山西晋城人, 博士研究生。研究方向: 航空发动机燃烧基础研究。通信地址: 北京市海淀区北四环西路11号(100190), E-mail: wangyulan@iet.cn

通讯作者: 刘存喜, E-mail: liucunxi@iet.cn 徐纲, E-mail: xugang@iet.cn

计量

出版历程

Development of optically accessible gas turbine model combustor and its flow field testing