4】新一代高推重比發動機加力燃燒室技術

1引言

在中文裡只有加力燃燒室一個詞，但在英文中有Augmentor，Afterburner或Reheat三個詞，都是一個意思，都表示短時期內為航空發動機提供額外的推力[1]。

加力燃燒室通常用于軍用發動機起飛、爬升、迴避導彈或作戰機動飛行（例如很高過載的轉彎）等狀態。因為燃燒的熱量是在較低的壓力下加入，所以其熱力循環效率較低，這是民用航空發動機不用加力燃燒室的主要原因。但也有例外，例如對超音速民用飛機，起飛工況和巡航工況的推力要求差別太大，須要加力燃燒室，比如協和號飛機發動機Olympuss93，其在起飛時要開啟加力燃燒室。

在上一世紀，採用加力燃燒室的軍用發動機，在重量及複雜性上並未給發動機帶來很大害處困難，但在新一代的隱形飛機發動機設計中，減少發動機排氣的輻射性以及可調噴管（包括喉部尺寸及推力向量）的要求，使加力燃燒室的設計比以前大為複雜，因此帶來耗油率以及雜訊的增大。

帶加力燃燒室的戰鬥機有渦噴發動機和低涵道比渦扇發動機，其中以後者為主。在渦噴發動機的加力燃燒室研發中，最主要的問題是高頻振蕩燃燒，大體上在150到1000Hz（screech），這種高頻振蕩燃燒可以用帶孔的防振屏解決。對渦扇發動機的加力燃燒室，通常是在加力燃燒室進口較冷的風扇氣流與較熱的核心氣流相混合後進入燃燒區（混合加力），這常常會引起低頻振蕩燃燒（rumble），頻率在50~150Hz。加力燃燒室低頻振蕩燃燒比高頻的難以解決，因為一般來說防振屏效果不佳。一般需要從改變油氣濃度分布和燃燒組織上解決，而這又沒有適用的設計準則可循，不得不依靠大量的試驗。特別是對振蕩燃燒，用縮尺的模型試驗沒有意義，經常不得不在整個發動機上去調試加力燃燒室，這就耗費巨大。美國在研發TF30的加力燃燒室時遇到了很大困難，其後的F 100發動機也是如此。 F 100於1975年裝備F-15飛機，其推力與J75差不多，但推重比達為7。現在看來，推重比7的F 100發動機已是過時落後了，但是其發展的過程可以給我們許多啟示。

過去的加力燃燒室技術發展可以用以下幾個特點來概括：

A.火焰穩定器一直是V型槽；

B.研發最主要的困難在於振蕩燃燒，尤其是渦扇混合加力的低頻不穩定燃燒；

C.由於燃燒不穩定性與聲學邊界條件很有關係，縮尺模型的實驗結果不能代表實際發動機上的振蕩燃燒。這樣不得不動用發動機整機來調試加力燃燒室，耗費很大。所以過去加力燃燒室的研發中，常常在發動機已經交貨投入服役之後還會出現問題，還要用高空實驗台來實驗。這樣巨大的耗資要求研發人員不能把問題留到發動機研發的後期去，盡量避免到後期又出現必不可少的大改。

2新一代高推重比發動機加力燃燒室技術

這裡所說的新一代高推重比發動機，是指第五代及以後的高推重比發動機，其推重比高達12以上，由於高推重比，也使得發動機的油氣比很高。

總的來說，加力燃燒室的燃燒與主燃燒室有很大不同，但又有很大的關係。加力燃燒室進口是已燃燒過的氣體，氧氣已經部分消耗掉，其壓力比主燃燒室低，進口速度比主燃燒室高，進口溫度也高。由高推重比和高油氣比發動機的發展導致與之相匹配的加力燃燒室進口帶來以下三個特色：

A.進口溫度更高；

B.進口氧濃度更低；

C.進口M數高。

由以上三點帶來加力燃燒室設計研發上與以往有很大的不同。

新一代作戰飛機的另一個新要求是：新一代戰鬥機的存活率（survivability）上的要求對加力燃燒室設計有很大影響。因為加力燃燒室代表了戰鬥機可見性的一個主要和直接的來源，這帶來了加力燃燒室技術上的重大發展。

以目前現在正在服役飛機發動機的加力燃燒室（圖1）來說明這一問題，加力燃燒室中，燃油通常都是由燃油環管及噴油桿上大量的孔噴出，這種多點噴射可以達到相對地均勻的燃油分布。在過去的加力燃燒室中，到達火焰穩定器的燃燒區，燃油與空氣已經預混合了，這樣可以獲得較好的燃燒效率。火焰穩定都採用V型槽（這是幾十年沒變化過。至少到第五代戰機，還會用改進的V型槽。）以此提供火焰穩定性，並結合結構上的堅固性以及合理的壓力損失。典型的堵塞比為0.3（第五代戰機上會有改變）。採用值班級火焰穩定器來點火，在各種條件下由值班火焰實現火焰穩定。過去加力燃燒室設計上除了燃燒均勻、效率好、壓力損失少之外，都要求有好的工作性、可靠性及壽命堅固性。這裡要特別提到壽命堅固性，因為加力燃燒室總是薄壁、輕重量的鈑金結構，又在高溫下有很高對流換熱，通常都有很大的熱脹及熱應力問題，正因為這堅固性使多年來V型槽火焰穩定器沒有大變過。事實上，加力燃燒室燃油噴射以及燃燒均勻性的設計經常需要在性能和壽命堅固性之間折衷。可靠性意味著點火可靠，加力分區分級供油可靠。而可工作性意味著靜態及動態穩定性，其中動態穩定性經常是對加力燃燒室設計者的挑戰。加力燃燒室從飛行包線左上角到右下角，其工作壓力及燃油流量變化範圍為1:10。要在這麼廣泛範圍內保持燃燒穩定，是一大難題。

圖1 正在服役中的飛機發動機典型的加力燃燒室簡圖

前面說過，第五代戰機加力燃燒室進口（以及工況）有三大特色，但對對加力燃燒室的基本要求沒有改變；設計研發技術的總原則沒變，即是保守的、小步前進的原則。

下面討論第五代戰機加力燃燒室的技術特點。最近幾十年來軍用戰鬥機的推重比明顯升高，從推重比7的F 100到推重比10的F 119，再到推重比12的F135和F136。這些發動機的發展中，主要的進步來自壓氣機壓比的提高、渦輪進口溫度高和燃燒室油氣比高。這也意味著渦輪排氣溫度高（渦輪焓降沒有燃燒室油氣比增大的那麼快）以及渦輪前排氣的氧濃度低。由此帶來以下的變化和問題：

第一，在加力燃燒室中噴射的燃油會由於氣流溫度高而使自燃時間縮短。這樣，如果設計者不希望在油-氣到達火焰穩定器迴流區之前就自燃的話，必須限制從噴油點到火焰穩定器的距離。第五代戰機在加力進口最尖峰溫度可達1300K，自燃延遲時間在1毫秒以下。這樣，最大允許的從噴油點到火焰穩定器的距離為50毫米。這樣很大程度上限止了到火焰穩定器可以形成均勻油氣分布的程度。這是該先進加力燃燒室技術特點，稱之為短配合，如圖2所示。

圖2 短配合的燃油噴嘴和火焰穩定器

第二，由於加力進口溫度高，帶來另一個特點，即火焰穩定器及燃油噴嘴需要主動冷卻。一般地，冷卻空氣來源於風扇氣流，這顯然使燃油流路、噴嘴、火焰穩定器結構複雜，必然導致如圖2所示的燃油噴嘴與火焰穩定器組合在一起。同時也要求把風扇空氣引來主動冷卻渦輪支架、加力燃燒室襯套以及排氣噴管。為此需要把加力襯套直接與渦輪機匣相聯接，這樣熱流路合在一起，給風扇冷空氣一個單獨隔開流路。如此安排使得冷卻好了，但使加力燃燒室和發動機核心氣流呈硬性凍結，也有不利；

第三，. 由於進口溫度高，儘管氧氣濃度低了，但是研究表明，火焰穩定以及效率的問題比以前容易一些。這種高進口溫度和低氧濃度的加力燃燒和現在已經在工業爐上採用的高進口空氣加熱、低氧的所謂「無焰」燃燒有類同之處。後者表明燃燒均勻、效率高、火焰穩定、較少機會出現嚴重的不穩定性、NOX低（要注意，這種燃燒已經在工業爐上實用；可以在工業燃氣輪機上應用；但無焰燃燒要在航空低污染上應用是不現實的）。這樣對先進加力燃燒室，火焰穩定、燃燒效率問題不大；燃燒不穩定性沒有以前那麼可怕，相反由於進口M數高，要降低總壓損失變得十分重要。其V型槽可能變成圖2所示的「細長體」加「裙邊」的形式。而總的阻塞比可能由30%調低一些，例如25%。

應當說明，本文所說的加力燃燒室技術發展是具體的，它直接關連到設計研發。

來自燃氣輪機燃燒室