張孝春，孫雨超，劉 濤

（中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng) 110015）

0 引言

加力燃燒室是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的重要部件。雖然其質(zhì)量只占發(fā)動(dòng)機(jī)總質(zhì)量的20%左右，但卻能大幅增大發(fā)動(dòng)機(jī)推力。渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)采用加力燃燒室，推力增大比可達(dá)40%～50%；渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)采用加力燃燒室，推力增大比可達(dá)60%～70%甚至更高。采用加力燃燒室能大幅增大發(fā)動(dòng)機(jī)的單位迎面推力和推重比，全面改善飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性并擴(kuò)大飛行包線，提高殲擊機(jī)的制空能力。因此，加力燃燒室在軍用飛機(jī)的發(fā)展中占有重要地位。

20世紀(jì)40年代，德國(guó)首先在JUMO-004E發(fā)動(dòng)機(jī)上采用加力燃燒室，此后加力燃燒室被廣泛應(yīng)用于戰(zhàn)斗機(jī)動(dòng)力裝置上。其產(chǎn)生源于飛機(jī)為了突破聲障對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能提高的要求，其設(shè)計(jì)技術(shù)隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能的提高而不斷發(fā)展。近年來(lái)，在高性能第4代飛機(jī)的研制過(guò)程中，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室提出許多新的、近乎苛刻的設(shè)計(jì)要求，加力燃燒室設(shè)計(jì)技術(shù)也因此取得了迅猛發(fā)展。

本文介紹了加力燃燒室設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展史，著重研究高性能先進(jìn)加力燃燒室的工作特點(diǎn)和極具挑戰(zhàn)性的設(shè)計(jì)要求，并分析由此產(chǎn)生的新設(shè)計(jì)技術(shù)，展望未來(lái)加力燃燒室的發(fā)展趨勢(shì)。

1 加力燃燒室的發(fā)展歷程

早期的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，如俄羅斯的РД9Б、Р11Ф-300、Р29Ф-300，美國(guó)的J57、J79和中國(guó)昆侖發(fā)動(dòng)機(jī)等，其加力燃燒室由擴(kuò)壓器、穩(wěn)定器、燃油總管、隔熱屏、加力筒體（即燃燒段）和點(diǎn)火器等組件構(gòu)成，如圖1所示。

圖1 渦噴加力燃燒室

由于渦噴加力燃燒室進(jìn)口溫度較高，火焰穩(wěn)定器前噴射的液體燃油在到達(dá)穩(wěn)定器前絕大部分已經(jīng)氣化，并與來(lái)流的燃?xì)膺M(jìn)行混合，屬于均勻混氣下火焰穩(wěn)定機(jī)理，組織燃燒比較容易，多采用簡(jiǎn)單的V形不良流線體火焰穩(wěn)定器（如圖2所示）。這種穩(wěn)定器的優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、質(zhì)量輕，基于鈍體后方回流區(qū)的原理工作，依靠回流區(qū)中熾熱的燃?xì)饣亓鱽?lái)點(diǎn)燃未燃混氣，建立自動(dòng)點(diǎn)火源，維持火焰的穩(wěn)定和傳播。

圖2 V形穩(wěn)定器和回流區(qū)

隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)不斷發(fā)展，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)以巡航狀態(tài)的高經(jīng)濟(jì)性和作戰(zhàn)狀態(tài)的高加力比等優(yōu)勢(shì)，逐漸取代了渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)。如英國(guó)的Spey，美國(guó)的F100、F404、F110，歐洲的RB199，俄羅斯的АЛ31Ф、РД33和中國(guó)太行發(fā)動(dòng)機(jī)等。渦扇加力燃燒室突出的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)是在擴(kuò)壓器之前增加了內(nèi)外涵氣流混合的混合器組件。Spey發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室如圖3所示。

圖3 Spey發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室

在渦扇加力燃燒室中，外涵氣流溫度很低，燃油在穩(wěn)定器前不能全部蒸發(fā)，在穩(wěn)定器截面混氣中除了氣態(tài)燃油外還存在部分液態(tài)油珠，穩(wěn)定器屬2相燃燒的火焰穩(wěn)定機(jī)理。為了利用內(nèi)涵的高溫氣流改善外涵的火焰穩(wěn)定性，在渦扇加力燃燒室中采用多種內(nèi)外涵混合器，如Spey發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室的漏斗形混合器、F100發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室的環(huán)形混合器，以及АЛ-31Ф和F110發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室的花瓣形混合器等。

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室前方的外涵道中不存在臨界截面，加力點(diǎn)火時(shí)的脈動(dòng)可以前傳至風(fēng)扇出口。為保證渦扇加力燃燒室接通時(shí)主機(jī)能夠穩(wěn)定工作，要求加力燃燒室實(shí)施軟點(diǎn)火，即在很低的油氣比（0.003～0.004）下點(diǎn)燃，采用值班火焰穩(wěn)定器可以實(shí)現(xiàn)該功能。同時(shí)，值班穩(wěn)定器處于內(nèi)涵氣流中，可以用強(qiáng)大的內(nèi)涵火焰支持外涵的燃燒。

渦扇加力燃燒室具有以值班穩(wěn)定器為骨干的復(fù)雜穩(wěn)定器系統(tǒng)。值班火焰穩(wěn)定器的工作原理如圖4所示。其基本流場(chǎng)結(jié)構(gòu)存在1個(gè)受壁面保護(hù)的內(nèi)部小回流區(qū)，前方有良好的燃油霧化和油氣摻混裝置（如蒸發(fā)管等），所以燃燒穩(wěn)定性良好，并可以在很低的總油氣比下成功點(diǎn)燃。值班穩(wěn)定器后方的大回流區(qū)還具有將內(nèi)部穩(wěn)定的火焰向外傳播的功能。

圖4 值班穩(wěn)定器工作原理

渦噴加力燃燒室常遇到1000～2000Hz的高頻徑向振型的振蕩燃燒，因此采用吸收徑向高頻振蕩能量較好的橫向波紋防振屏；而渦扇加力燃燒室的徑向尺寸較大，在調(diào)試過(guò)程中遇到的振蕩燃燒多為100～500Hz的低頻縱向振型，所以多采用吸收低頻振蕩能量較好的縱向波紋防振屏。

在高推重比的第4代航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中，加力燃燒室的工作條件發(fā)生了質(zhì)的變化，設(shè)計(jì)要求也有許多新特點(diǎn)，使加力燃燒室設(shè)計(jì)技術(shù)發(fā)生了許多革命性的變革。

2 先進(jìn)加力燃燒室的工作特點(diǎn)

從20世紀(jì)末開始，以美國(guó)F119、F135發(fā)動(dòng)機(jī)為代表的第4代和接近第4代水平的航空發(fā)動(dòng)機(jī)相繼問(wèn)世。由于第4代發(fā)動(dòng)機(jī)要求具有高推重比、推力矢量能力、隱身特性、低耗油率、高可靠性等，加力燃燒室也要滿足一些新要求。

2.1 內(nèi)涵進(jìn)口氣流溫度高

第4代發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室內(nèi)涵進(jìn)口氣流總溫高達(dá)1100～1250K，甚至達(dá)到1300K，比第3代發(fā)動(dòng)機(jī)的提高100～200K，給設(shè)計(jì)帶來(lái)新的挑戰(zhàn)。文獻(xiàn)[1]中的點(diǎn)火延遲時(shí)間隨煤油混氣溫度的變化曲線如圖5所示。隨著氣流溫度的提高，混氣點(diǎn)火延遲時(shí)間急劇縮短，甚至在到達(dá)穩(wěn)定器前就已經(jīng)自燃?；鞖庾匀伎赡芊恋K油珠穿透氣流，改變油珠蒸發(fā)率和燃油質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布，導(dǎo)致燃油質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布偏離設(shè)計(jì)要求，增加加力溫度場(chǎng)的不均勻性。進(jìn)口溫度過(guò)高和燃油自燃，還會(huì)導(dǎo)致穩(wěn)定器和噴油裝置發(fā)生燒蝕、變形、萌生裂紋、噴油桿結(jié)焦堵塞等故障。綜上，加力構(gòu)件的耐久性和可靠性成為突出難題。

圖5 點(diǎn)火延遲時(shí)間隨混氣溫度的變化（當(dāng)量比Φ=1，壓力為7kg/cm2）

2.2 加力溫度高

第4代發(fā)動(dòng)機(jī)平均加力溫度高達(dá)2100～2200K，核心燃燒氣流甚至可達(dá)2300K。這意味著必須充分利用加力進(jìn)口的空氣參與燃燒，進(jìn)一步減少隔熱屏冷卻空氣量，使燃燒區(qū)的可用氧氣燃燒殆盡。因此，必須精心組織燃燒區(qū)的燃燒，設(shè)計(jì)好燃油質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布，提高在全飛行包線內(nèi)加力供油調(diào)節(jié)和供油分布調(diào)節(jié)的精度。

2.3 加力燃燒室的流體損失小

加力燃燒室采用先進(jìn)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)布局，能大幅度降低流阻，改善發(fā)動(dòng)機(jī)在加力和非加力狀態(tài)下的經(jīng)濟(jì)性，為飛機(jī)實(shí)現(xiàn)在非加力狀態(tài)下的超聲速巡航創(chuàng)造條件。

2.4 全力減重

為提高推重比，在加力燃燒室設(shè)計(jì)中必須采用新結(jié)構(gòu)、新材料、新工藝，達(dá)到最佳減重效果。

2.5 小涵道比

第4代戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)均采用小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，組織其加力燃燒室外涵氣流燃燒有特殊困難，需采取特殊的技術(shù)措施。

2.6 要求加力燃燒室進(jìn)行隱身性能設(shè)計(jì)

在加力燃燒室設(shè)計(jì)中，要力爭(zhēng)少出現(xiàn)紅外和雷達(dá)信號(hào)，這對(duì)提高飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的隱身性能和安全性有重要作用。

此外，第4代發(fā)動(dòng)機(jī)還對(duì)加力燃燒室在工作可靠性、可維護(hù)性和經(jīng)濟(jì)性方面提出了更高要求。

3 先進(jìn)加力燃燒室設(shè)計(jì)技術(shù)

基于先進(jìn)加力燃燒室的工作條件和性能要求，近年來(lái)發(fā)展了許多新設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)和技術(shù)。

3.1 氣冷噴油桿和氣冷穩(wěn)定器

加力燃燒室內(nèi)涵進(jìn)口氣流溫度很高，極易發(fā)生噴油桿結(jié)焦、堵塞等故障。若噴射的燃油過(guò)早自燃，不僅會(huì)燒蝕噴油桿和穩(wěn)定器等結(jié)構(gòu)件，還會(huì)惡化加力燃油質(zhì)量分?jǐn)?shù)的分布。為了改善噴油桿的工作條件，提高噴油桿的可靠性和熱持久性，廣泛采用外涵冷氣冷卻內(nèi)涵噴油桿的新技術(shù)。F404/RM12加力燃燒室的氣冷噴桿結(jié)構(gòu)如圖6所示。圖中右側(cè)噴油桿是原來(lái)的非冷卻噴油桿，左側(cè)的為氣冷噴油桿，噴油桿外由1個(gè)橢圓截面的屏蔽管保護(hù)，并利用外涵空氣進(jìn)行冷卻。

先進(jìn)加力燃燒室內(nèi)涵進(jìn)口氣流溫度很高，使得穩(wěn)定器的璧溫大大超出耐高溫材料允許的極限，采用氣冷穩(wěn)定器十分必要。F404/RM12加力燃燒室內(nèi)涵采用的氣冷徑向穩(wěn)定器如圖7所示。V型徑向穩(wěn)定器內(nèi)設(shè)置冷卻空氣流路，引風(fēng)扇氣流冷卻穩(wěn)定器，提高了穩(wěn)定器的可靠性和熱持久性。

圖6 F404/RM12的氣冷噴油桿

圖7 F404/RM12加力燃燒室的氣冷徑向穩(wěn)定器

3.2 加力燃燒室組件的一體化設(shè)計(jì)

先進(jìn)加力燃燒室需要提高進(jìn)口氣流溫度、壓力，大幅度降低流體損失、減輕質(zhì)量，這些需求使加力燃燒室中許多組件的一體化設(shè)計(jì)和整體式造型不僅必要，而且具備了可能性。先進(jìn)加力燃燒室設(shè)計(jì)中廣泛采用一體化設(shè)計(jì)技術(shù)，下文僅介紹幾例。

3.2.1 混合器、擴(kuò)壓器、穩(wěn)定器一體化設(shè)計(jì)

歐洲EJ200發(fā)動(dòng)機(jī)的加力燃燒室如圖8所示。其內(nèi)外涵氣流混合、擴(kuò)壓和組織燃燒采用一體化設(shè)計(jì)，即將環(huán)形穩(wěn)定器前移到混合截面，穩(wěn)定器內(nèi)、外側(cè)分別流過(guò)內(nèi)、外涵氣流，內(nèi)涵氣流在穩(wěn)定器前進(jìn)行擴(kuò)壓，在穩(wěn)定器后與外涵氣流邊混合邊燃燒，從而縮短了加力燃燒室長(zhǎng)度、減輕質(zhì)量、減小流體損失。

圖8 EJ200發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室

3.2.2 噴油桿和穩(wěn)定器一體化設(shè)計(jì)

出于進(jìn)一步減小流體損失的考慮，結(jié)合對(duì)加速燃油霧化、蒸發(fā)，縮短點(diǎn)火延遲時(shí)間，以及改善噴油桿、穩(wěn)定器的熱持久性、可靠性的需要，在加力燃燒室設(shè)計(jì)中將以往分開的噴油桿和穩(wěn)定器組合在一起，進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，并進(jìn)行整體造型。法國(guó)M88發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室噴油桿和穩(wěn)定器的一體化結(jié)構(gòu)如圖9所示。V型徑向穩(wěn)定器內(nèi)包含多孔的空氣導(dǎo)管、徑向燃油噴桿和隔熱擋板，穩(wěn)定器和噴油桿都由發(fā)動(dòng)機(jī)外涵空氣冷卻。

圖9 M88發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室噴油桿和穩(wěn)定器的一體化結(jié)構(gòu)

3.2.3 渦輪后支板、穩(wěn)定器和噴油桿一體化設(shè)計(jì)

渦輪后機(jī)匣的整流支板起著渦輪排氣的整流以及渦輪外壁和中心錐體的結(jié)構(gòu)支撐作用，將其與穩(wěn)定器、噴油桿一體化設(shè)計(jì)，可以進(jìn)一步縮短發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)度、減輕質(zhì)量。從如圖10所示的美國(guó)專利可見，曲線形支板前端可使渦輪排氣整流，后端做成平頭，產(chǎn)生回流區(qū)，穩(wěn)定火焰，支板中間插入噴油桿，燃油從支板側(cè)面的開孔中噴出。如果在支板上對(duì)應(yīng)噴油孔的前后位置開孔,噴出的空氣射流會(huì)改善燃油射流的穿透和燃油質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布。美國(guó)第4代發(fā)動(dòng)機(jī)F119如圖11所示。從中不難看出，其加力燃燒室布局與該專利非常相似。文獻(xiàn)[4]提出的渦輪后支板、穩(wěn)定器、噴油桿一體化的另1種結(jié)構(gòu)方案如圖12所示。其特點(diǎn)是在支板穩(wěn)定器的外緣設(shè)置1個(gè)環(huán)形的壁式值班穩(wěn)定器，將支板火焰連成一體。

圖11 F119發(fā)動(dòng)機(jī)

圖12 與渦輪后框架一體化的加力燃燒室方案

3.3 值班穩(wěn)定器的演變

在渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室中，值班穩(wěn)定器是組織燃燒的骨干，既承擔(dān)實(shí)現(xiàn)軟點(diǎn)火的功能，又起到傳焰和支持其他穩(wěn)定器組織燃燒的作用。在以長(zhǎng)徑向穩(wěn)定器組織燃燒的徑向加力燃燒室及與渦輪后框架一體化的加力燃燒室中，不可能在徑向中部位置設(shè)置常規(guī)結(jié)構(gòu)的值班穩(wěn)定器，必須對(duì)值班穩(wěn)定器的造型和結(jié)構(gòu)進(jìn)行巨大改變。

F110-GE-132發(fā)動(dòng)機(jī)的徑向加力燃燒室如圖13所示。從圖中可見，在徑向穩(wěn)定器的外端后方配置1個(gè)環(huán)形的壁式火焰穩(wěn)定器作為值班穩(wěn)定器，實(shí)現(xiàn)點(diǎn)火和傳焰的功能，這與圖12中的壁式穩(wěn)定器的作用相同。一美國(guó)專利介紹了在支板穩(wěn)定器后方的內(nèi)錐體上設(shè)置臺(tái)階來(lái)產(chǎn)生回流區(qū)，穩(wěn)定火焰，作為值班穩(wěn)定器，也是1種不錯(cuò)的選擇，如圖14所示。

圖13 F110-GE-132徑向加力燃燒室

圖14 臺(tái)階式值班穩(wěn)定器

3.4 隔熱屏冷卻技術(shù)的新發(fā)展

先進(jìn)加力燃燒室的加力溫度不斷提高，一方面增加了對(duì)冷卻的需求，另一方面要求參與核心流燃燒的空氣更多，參與冷卻的空氣更少。于是高效冷卻隔熱屏和先進(jìn)冷卻技術(shù)的研究成為加力燃燒室發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)之一。先進(jìn)冷卻技術(shù)在實(shí)際中的應(yīng)用如雙層壁的沖擊加氣膜冷卻和小孔的發(fā)散冷卻，而EJ200發(fā)動(dòng)機(jī)則采用非對(duì)稱波紋的隔熱屏加強(qiáng)冷卻效果。

另1個(gè)發(fā)展趨勢(shì)是冷卻空氣量的自動(dòng)調(diào)節(jié)，如圖15所示。在隔熱屏冷卻通道中設(shè)置1個(gè)通過(guò)作動(dòng)筒帶動(dòng)的由屏壁和搭接環(huán)形成的調(diào)節(jié)“閥門”。屏壁和搭接環(huán)沿周向分布不同的開口和孔，可相互轉(zhuǎn)動(dòng)一定角度。在發(fā)動(dòng)機(jī)低狀態(tài)下，閥門處于“開”位置，流通面積大，大量冷氣以低壓降進(jìn)入核心流，以低損失實(shí)現(xiàn)2股氣流的混合，改善熱循環(huán)效率；在發(fā)動(dòng)機(jī)高狀態(tài)（加力狀態(tài)）下，閥門處于“閉”位置，流通面積小，冷氣以高壓降進(jìn)入核心流，實(shí)行更有效地冷卻。而且，冷氣沿周向非均勻分布，即在高溫的支板穩(wěn)定器后方通過(guò)單層壁上的大孔進(jìn)氣，來(lái)降低壁溫和隔絕燃?xì)?，而在溫度較低的穩(wěn)定器之間位置則用2層孔進(jìn)較少量冷氣，貼壁保護(hù)。以達(dá)到更經(jīng)濟(jì)有效地使用外涵冷卻空氣的效果。

圖15 隔熱屏冷卻空氣量的自動(dòng)調(diào)節(jié)

3.5 隱身設(shè)計(jì)

發(fā)動(dòng)機(jī)隱身設(shè)計(jì)的主要工作是減小雷達(dá)散射面積和降低紅外輻射強(qiáng)度，加力燃燒室的組件對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)隱身性能好壞起重要作用。采用一體化設(shè)計(jì)的整體式加力燃燒室，盡量減少外露組件，或采用小角度的直線內(nèi)錐體等，能達(dá)到較好的雷達(dá)隱身效果。采用冷卻方式，盡量降低外露組件的壁溫是降低紅外輻射強(qiáng)度的有效措施。文獻(xiàn)[7]中的計(jì)算結(jié)果如圖16所示，其對(duì)小角度直線內(nèi)錐體進(jìn)行孔和縫組合冷卻后平均壁面溫度降低了25.8%，紅外輻射強(qiáng)度則降低了68.49%。采用隱身涂層、二元噴管等也可減小雷達(dá)散射面積和降低紅外輻射。

圖16 孔和縫組合冷卻的加力內(nèi)錐溫度分布

3.6 振蕩燃燒的排除

先進(jìn)加力燃燒室的單位容積釋熱率增大，產(chǎn)生振蕩燃燒的傾向也隨之明顯。一體化設(shè)計(jì)使結(jié)構(gòu)更緊湊、系統(tǒng)剛性更強(qiáng)，使采用通過(guò)阻尼或調(diào)整脈動(dòng)源等排除振蕩燃燒的措施難度加大。

對(duì)渦扇加力燃燒室中常遇到的低頻縱向振蕩燃燒來(lái)說(shuō)，通常利用帶孔襯套的赫姆霍茨共鳴響應(yīng)來(lái)阻尼加力燃燒室振蕩能量，但該方法需要體積很大的共鳴器，普通的防振屏難以奏效，必須開辟新途徑。俄羅斯早期在АЛ31Ф發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)試時(shí)曾進(jìn)行利用內(nèi)錐體開孔來(lái)抑制振蕩燃燒的嘗試（如圖17所示）；如圖18所示的專利提出在一體化設(shè)計(jì)的加力燃燒室內(nèi)錐體上嵌裝1圈袋狀的諧振腔，在內(nèi)錐表面開口。由于諧振腔體積較大，可以有效地抑制低頻振蕩燃燒，吸收振蕩能量。雖然在先進(jìn)加力燃燒室中改變?nèi)加唾|(zhì)量分?jǐn)?shù)分布，或改變穩(wěn)定器結(jié)構(gòu)受到較多限制，但仍是排除振蕩燃燒的1種可行手段。

圖17 俄羅斯АЛ31Ф發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室的內(nèi)錐體

圖18 1種內(nèi)錐體諧振腔

3.7 數(shù)值仿真和傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法的結(jié)合

傳統(tǒng)的加力燃燒室設(shè)計(jì)將半經(jīng)驗(yàn)半理論的計(jì)算分析與試驗(yàn)檢驗(yàn)相接合，逐次逼近，具有“試湊”性質(zhì)。近年來(lái)，由于計(jì)算流體力學(xué)和計(jì)算燃燒學(xué)的蓬勃發(fā)展，在加力燃燒室設(shè)計(jì)和試驗(yàn)分析中廣泛采用數(shù)值模擬技術(shù)，盡管在2相流動(dòng)和燃燒模型方面還存在較大誤差，但數(shù)值仿真在先進(jìn)加力燃燒室的設(shè)計(jì)和研制中發(fā)揮的作用越來(lái)越重要，已經(jīng)初步形成了數(shù)值仿真和傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法相結(jié)合的設(shè)計(jì)體系。

M88發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室如圖19所示，采用3DCFD設(shè)計(jì)工具，優(yōu)化徑向火焰穩(wěn)定器的數(shù)量和形狀，加強(qiáng)了主氣流與二次流的混合；F404/RM12加力燃燒室如圖20所示，通過(guò)流體數(shù)值計(jì)算獲得氣冷穩(wěn)定器內(nèi)冷卻氣的流線，改進(jìn)了穩(wěn)定器結(jié)構(gòu)；文獻(xiàn)[3]中某加力燃燒室3D燃燒場(chǎng)的計(jì)算如圖21所示，通過(guò)研究沿軸向總溫的分布，改進(jìn)了燃燒的組織。

圖19 M88-2發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室冷態(tài)溫度分布

圖20 F404/RM12加力燃燒室氣冷穩(wěn)定器流線

圖21 某型加力燃燒室熱態(tài)氣流總溫沿軸向的變化

4 加力燃燒室發(fā)展趨勢(shì)

近年來(lái)，加力燃燒室的設(shè)計(jì)技術(shù)取得了長(zhǎng)足進(jìn)展，其結(jié)構(gòu)形式五花八門。常規(guī)加力燃燒室在提高加力溫度和燃燒效率、降低流體損失、減小長(zhǎng)度和尺寸、減輕質(zhì)量等諸多方面不斷改進(jìn)，同時(shí)在改善熱持久性、可靠性、可維護(hù)性和降低成本等方面也取得了新成果。

隨著飛機(jī)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能和功能要求的不斷提升，一些新概念加力燃燒室陸續(xù)被提出，多種新的組織燃燒方式相繼出現(xiàn)。

4.1 變循環(huán)加力燃燒室

變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的外涵道具有可變性，能在寬廣的飛行范圍內(nèi)獲得最佳熱力循環(huán)特性，是下1代戰(zhàn)斗機(jī)理想的動(dòng)力裝置。變循環(huán)加力燃燒室要在涵道比大范圍變化的條件下穩(wěn)定、高效地組織燃燒，這是1項(xiàng)技術(shù)挑戰(zhàn)。美國(guó)F120變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)如圖22所示，該發(fā)動(dòng)機(jī)具有雙外涵，在加力燃燒室的混合器處設(shè)置“后可變面積引射器”，用以改變內(nèi)、外涵面積和涵道比。

圖22 F120變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)

4.2 超級(jí)燃燒室

渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)（TBCC）作為空天作戰(zhàn)飛機(jī)的動(dòng)力裝置，具有廣闊的應(yīng)用前景。TBCC要求加力燃燒室既能在渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的工作模態(tài)下良好工作，又要在逐步轉(zhuǎn)換為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)后，以沖壓燃燒室模式高效、穩(wěn)定燃燒，被稱為“超級(jí)燃燒室”。

TBCC有串聯(lián)和并聯(lián)2種技術(shù)方案。1種方案如美國(guó)NASA和GE公司的串聯(lián)式超級(jí)燃燒室，如圖23所示，其進(jìn)口的可變面積引射器可大幅度改變內(nèi)、外涵面積，以保證從起飛狀態(tài)到馬赫數(shù)4飛行狀態(tài)的約10倍涵道比變化；另1種串聯(lián)式超級(jí)燃燒室方案，如圖24所示，其特點(diǎn)是進(jìn)口內(nèi)涵面積不變，僅改變外涵面積?！俺?jí)燃燒室”的研制是加力燃燒室設(shè)計(jì)技術(shù)的革命性進(jìn)步，要求對(duì)進(jìn)氣模態(tài)的轉(zhuǎn)換具備高度適應(yīng)性，在2種不同模態(tài)下均能穩(wěn)定、可靠工作。其進(jìn)氣方式的控制、燃燒組織和狀態(tài)調(diào)節(jié)技術(shù)的突破是取得成功的關(guān)鍵。

圖23 GE公司的超級(jí)燃燒室方案

圖24 內(nèi)涵進(jìn)口固定面積的超級(jí)燃燒室方案

4.3 凹腔駐渦加力燃燒室

利用凹腔產(chǎn)生回流區(qū)穩(wěn)定火焰，即駐渦燃燒，具有燃燒穩(wěn)定、起動(dòng)點(diǎn)火性能好、工作范圍寬、燃燒效率高等特點(diǎn)，不僅可應(yīng)用于主燃燒室，在加力燃燒室中也有較好的應(yīng)用前景。取得美國(guó)專利的凹腔駐渦加力燃燒室方案如圖25所示。在徑向穩(wěn)定器后方設(shè)置1個(gè)環(huán)形駐渦凹腔，在凹腔前后壁面沿切向引入外涵氣流，增強(qiáng)回流區(qū)的強(qiáng)度，駐渦腔內(nèi)噴入燃油，以值班穩(wěn)定器的形式組織加力燃燒室內(nèi)的燃燒。GE公司計(jì)算的駐渦加力燃燒室流線如圖26所示，該公司還成功地進(jìn)行了試驗(yàn)臺(tái)燃燒試驗(yàn)。

圖25 凹腔駐渦加力燃燒室方案

圖26 駐渦加力燃燒室流線

4.4 脈沖爆震加力燃燒室

脈沖爆震燃燒室是1種利用周期性爆震波產(chǎn)生高溫、高壓燃?xì)獾姆欠€(wěn)態(tài)燃燒裝置，與普通燃燒室的區(qū)別有2點(diǎn)：非定常工作和爆震燃燒過(guò)程。爆震燃燒過(guò)程近似等容過(guò)程，其循環(huán)效率略高于等容循環(huán)，大大高于普通發(fā)動(dòng)機(jī)中的等壓循環(huán)。脈沖爆震燃燒室可以構(gòu)造專門的脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)，也可用于加力燃燒室，如圖27所示。采用爆震燃燒有利于減小單位燃油消耗率，提高單位推力，進(jìn)而提高推重比。為達(dá)到足夠大的連續(xù)穩(wěn)定推力，滿足工程實(shí)用環(huán)境要求等方面需求，還需做大量的研究工作。

圖27 脈沖爆震加力燃燒室

5 結(jié)束語(yǔ)

加力燃燒室是軍用噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)短時(shí)間內(nèi)增大推力、提高飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能的重要部件，其發(fā)展軌跡顯示了航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)前進(jìn)的歷程。近20年來(lái)，航空發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)加力燃燒室性能要求不斷提升，提出許多新要求，先進(jìn)加力燃燒室部件的工作條件發(fā)生巨大變化。新需求帶動(dòng)了加力燃燒室設(shè)計(jì)技術(shù)的蓬勃發(fā)展，更多先進(jìn)加力燃燒室設(shè)計(jì)技術(shù)和新穎結(jié)構(gòu)相繼出現(xiàn)。當(dāng)前，隨著飛機(jī)對(duì)動(dòng)力裝置需求的進(jìn)一步擴(kuò)展和設(shè)計(jì)技術(shù)的長(zhǎng)足進(jìn)步，加力燃燒室設(shè)計(jì)技術(shù)將持續(xù)快速發(fā)展。

[1] Jeffery A L, Brogan T P, Philippona D S, et al. Development needs for advanced afterburner designs [R]. AIAA-2004-4192.

[2] ZHANG Xiaochun, CHIU Huihuang. Numerical modeling of afterburner combustion [R]. ISABE-85-7039:362-372.

[3]徐興平，張孝春，劉寶，等.加力燃燒室3維兩相化學(xué)反應(yīng)流數(shù)值模擬[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2009，35（5）：15-17.

XU Xingping, ZHANG Xiaochun, LIU Bao, et al. Numerical simulation of 3D and 2-phase chemical reaction flow for afterburner[J]. Aeroengine, 2009，35（5）：15-17.（in Chinese）

[4]孫雨超，張志學(xué)，李江寧，等.一體化加力燃燒室方案設(shè)計(jì)及數(shù)值分析[J].航空科學(xué)技術(shù)，2011（4）：71-74.

SUN Yuchao, ZHANG Zhixue, LI Jiangning,et al. Design and numerical research of integrated rear frame and afterburner [J].Aeronautical Science and Technology,2011 （4）：71-74.（in Chinese）

[5] Wadia A R, James F D. F110-GE-132 enhanced power through low-risk derivative technology [J]. ASME Journal of Turbomachine，2001, 123（7）：544-551.

[6] Wragg J D. A combat engine for europe: EJ-200[J].Aerospace,1989, 16（1）: 8-15.

[7]鄧洪偉，尚守堂，邵萬(wàn)仁，等.基于加力內(nèi)錐冷卻的紅外隱身技術(shù)研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2011，37（2）：12-15.

DENG Hongwei, SHANG Shoutang, SHAO Wanren, et al. Inestigation on infrared stealth technology based on afterburner cone cooling[J]. Aeroengine, 2011，37（2）：12-15.（in Chinese

[8] Jacques D.M88-2 E4: Advanced new generation engine for rafale multi-role fighter[R]. AIAA-2003-2610.

[9]梁春華，楊東丹，劉紅霞，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)新型補(bǔ)燃增推燃燒室的現(xiàn)狀與發(fā)展[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2012，38（5）：1-5.

LIANG Chunhua, YANG Dongdan, LIU Hongxia, et al. Present and future development of advanced second burner for aeroenine[J]. Aeroengine, 2012，38（5）：1-5.（in Chinese）

[10] Hakan S. Development of a cooled radial flameholder for the F404/RM12 afterburner [R]. ISABE-2003-1058.

[11]李鋒,郭瑞卿,李龍賢,等.整流支板和火焰穩(wěn)定器的一體化設(shè)計(jì)加力燃燒室性能的數(shù)值模擬[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2012，38（5）：6-9.

LI Feng, GUO Ruiqing, LI Longxian, et al. Numerical simulation of characteristics for afterburner with integrated flowplate and flameholder [J]. Aeroengine, 2012，38 （5）：6-9.（in Chinese）

[12] Burrus D L, Johnson A W, Roquemore W M, et al. Performance assessment of a prototype trapped vortex combustor concept for gas turbine application[R]. AIAA-1997-261.

[13] Ravichandran M , Ganesan V. A study on 3-D velocity distribution of isothermal flow behind an afterburner flame stabilizer[R]. ISABE-93-7039.

[14] Olovsson S. Combustion calculations on a premixed system with a bluff body flameholder[R]. AIAA-92-3470.

[15] Davoudzaden F, Buehrle R, Liu N. Numerical simulation of the RTA combustion rig[R]. NASA-TM-2005-213899.

[16]徐興平，張孝春，游慶江，等.加力燃燒室熱射流點(diǎn)火的燃油自燃規(guī)律研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2014,40（1）：39-41,74.

XU Xingping, ZHANG Xiaochun, YOU Qingjiang, et al. Investingation on fuel autoignition law of hot-jet ignition for afterburner[J]. Aeroengine, 2014, 40（1）：39-41, 74.（in Chinese）