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推进系统前沿技术讲座大作业燃气涡轮发动机燃烧室先进冷却方式学生姓名：方文2016年4月26日燃气涡轮发动机燃烧室先进冷却方式一，研究背景燃气涡轮发动机机在航空、航海、电力、石化、冶金等军事及民用领域有着广泛的应用，它具有效率高、重量轻、结构紧凑、调节快速及污染小等一系列优点。1939年，瑞士BBC公司（现ABB公司）研制成功世界上第一台电站燃气轮机，自此后短短半个世纪，燃气轮机技术迅猛发展，五十年代在航空领域取代活塞发动机取得统治地位，六十年代通过航空发动机改进的燃气轮机广泛应用与军用舰船，七八十年代各军事强国坦克、装甲车及民用大型客货轮也开始采用燃机作为动力，进入九十年代随着计算流体力学、空气动力学、计算机技术及新的材料技术的发展，燃气轮机的设计走向全三维无粘气动计算、可控扩散叶形、定向单晶和无余量精铸，并开始广泛采用多种冷却技术[1]。新世纪燃气轮机技术将继续在航空领域占据统治地位并越来越多的走向民用，燃气轮机被誉为继蒸汽机和内燃机之后最具市场应用潜力的第三代动力机械。在航空领域，虽然美国国家航空航天局（NASA）于1999年初宣布取消先进燃机系统计划（AST），但随即开始了为期五年的发动机技术创新计划—超高效发动机技术计划（UEET）,计划目标是研制新一代发动机技术的技术指标与GE90这样的发动机相比油耗降低10%，噪声降低10DB，NOx排放量降低20%，使用费用降低50%，并将其通用技术广泛应用于战斗机和民航发动机、舰用和工业用燃气轮机[2]，显然这是一个为期更短，应用范围更广的发展燃机技术的计划。另外美国二十年前在国家层面上开始实施的涡轮发动机技术发展计划——综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划,目标是到2005年使航空推进系统的能力翻一番,即推重比或功率重量比增加100%～120%,耗油率下降15%～30%，据悉该计划已经顺利结束，并获得了很大成功，而其后续计划——多用途、经济可承受的先进涡轮发动机(VAATE)计划也已经启动。同时,世界其他国家也在积极发展燃机工业，美国和欧洲合作的先进燃气轮机合作计划(CAGT)，英国开展的“先进核心军用发动机”(ACME)计划，欧盟的EC-ATS计划，日本的“新日光”计划和“煤气化联合循环动力系统”等[3]。从各国在燃气涡轮发展上制定的计划和其投入的力量看，未来军事发展中燃机工业的竞争将更加激烈。在民用方面，由于常规蒸汽轮机的朗肯循环参数的提高受到限制，并且需要体积巨大的锅炉，使得传统的锅炉加蒸汽轮机电站的发电效率与可控性受到限制，且其对温室气体的捕捉及脱硫等技术较为落后；随着世界范围内能源危机、能源高效利用的渴求以及对CO2等温室气体减排的要求，传统的简单焚烧化石燃料的能源供给状况必将发生根本性的改变。燃气轮机利用燃料燃烧产生的燃气直接做功，可直接通过提高燃气初温来提高热效率，天然气燃烧或煤炭油渣气化后燃烧的污染物和CO2排放远小于直接焚化，因此高效率大型燃气电厂将是未来取代传统煤电的可行方式，而高效的燃气轮机-蒸汽轮机联合循环发电技术被世界各国公认为未来经济可持续发展的新动力。整体式煤气化联合循环发电（IGCC）技术是当前世界上公认的高效洁净煤气化燃气-蒸汽联合循环发电技术之一，目前IGCC系统的供电效率可达45%-50%，比传统亚临界燃煤电站效率高出10%，污染物和温室气体排放量也大幅降低，由此创造的经济和环保价值是相当可观的[4,5]。我国燃气轮机产业起步相对较晚，与世界先进水平还有着较大的差距，欧美等燃机技术强国严防关键技术流入我国，在二十世纪九十年代之前主要依靠仿制前苏联及乌克兰的燃机技术，没有自主研发的型号，航空发动机等关键部件全部依赖进口。进入二十一世纪，通过广大科研工作者的不懈努力，我国在燃机技术领域取得了关键性的进展，自主研制的“太行”、“昆仑”航空发动机已经量产并装备部队；进口乌克兰舰用GT25000燃气轮机的全国产仿制型作为海军新一代主力战舰的动力核心在亚丁湾护航任务中表现出色。我们知道燃气轮机主要有压气机、燃烧室和涡轮组成，燃烧室是航空发动机核心部件之一。军用航空发动机燃烧室的发展趋势，是高温升；民用航空发动机燃烧室的发展趋势，是更低的污染排放[6]。这二者都需要大幅度提高用于参加燃烧的空气分配比例。因此，减少冷却空气的分配比例，是一个必然的趋势。而为了提高发动机的循环效率，压气机的增压比，也必然大幅提高，从而导致用于燃烧室冷却空气的品质下降#对于未来高温升甚至超高温升的燃烧室，所面临的关键技术挑战之一，就是在冷却气量分配减少和冷却品质下降的条件下，进一步保持甚至提高火焰筒的耐久性。现代航空发动机性能的飞速提升客观地要求主燃烧室在很高的进口压力和温度下长期工作，燃烧室温升和热负荷逐渐地提高，可用于火焰筒冷却的空气量不断地减少，而同时冷却气温度又不断地上升。在如此苛刻的条件下仍要维持火焰筒壁温不超过950℃，以及温度梯度不能过大，以确保火焰筒能够可靠工作和具有足够长的使用寿命，是航空发动机燃烧室设计面临的严峻挑战。气膜冷却基本原理是：从高温环境的壁面上的孔向主流引入二次气流（冷却工质或射流），这股冷气流在主流的压力和摩擦力作用下向下游弯曲，附着在壁面一定区域上，形成温度较低的冷气膜将壁面同高温燃气隔离，并带走部分高温燃气，从而对壁面起到良好的冷却保护作用。二次流体可以为与主流相同的流体，也可以为异种流体。反映气膜冷却表面冷却效果的参数主要包括绝热壁面有效温比η和换热系数h等。绝热壁面有效温比定义为CawTTTT式中：T为气流恢复温度，一般取主气流的进口温度T；awT是有气膜冷却的情况下沿期末下游某处绝热壁面上的恢复温度，它即不等于主流的恢复温度也不等于冷气流的恢复温度。而是等于热侧壁面附近冷热流体按某种比例掺混的混合气体恢复温度，也就是壁面冷侧在绝热条件下的壁面温度，称为绝热壁温；CT为冷却气膜出口温度。气膜冷却对流换热系数的定义式为WawTTqh式中：q为混合气流与壁面之间的对流换热量；wT为壁面的实际温度。气膜冷却发展历程和它的分类1气膜冷却2冲击气膜冷却3双层壁气膜冷却4浮动壁（瓦块）气膜冷却美国战机F-22的发动机F119采用这种方式F-35的发动机F135也是这种5发散冷却（多斜孔气膜冷却）密密麻麻的小气膜孔近年来，人们发展了一种多斜孔壁冷却（也称致密微孔壁冷却）结构，它可以看作是向发散冷却的一种逼近。与常规的气膜冷却相比，多斜孔壁结构的气膜孔密集得多，而且孔径也小得多。多孔壁的传热由三部分组成，即（1）冷侧对流冷却，（2）孔内表面对流冷却，（3）热侧气膜冷却。这种冷却结构在热侧形成的气膜更均匀，对壁面的覆盖更完全，从而明显地提高冷却效果。如何在更少冷却空气量和更高温度下可靠有效地冷却燃烧室火焰筒是非常重要且迫切需要解决的问题，该问题必须通过采取创新性的技术来解决。从目前的认识水平看，以空气为介质的各种冷却方式中，发散冷却（采用多孔介质材料制作壁面）方式的冷却效果最好。但是由于其壁内的空隙很小，极易被燃烧产物中的微粒堵塞，所以一直未能得到工程的实际使用。二，国外研究现状在多斜孔壁冷却技术研究方面，国外开展较早，目前已经得到实际应用，取得了较好的效果。美国GE公司生产的GE-90（图1）[7]发动机的燃烧室上采用了多斜孔壁冷却技术，在保证壁温控制在材料的许用温度之内的前提下大大减少了所需的冷却空气量[7]。美国军用发动机F414（图2）的燃烧室上也采用了多斜孔壁冷却结构，冷却效果仍可达到90%。图1GE90燃烧室多孔壁冷却结构图2F414涡扇发动机剖面图英国Rolls-Royce公司研制的RB-715发动机采用了一种新型的低污染轴向台阶式燃烧室[8]，如图1.11所示，它的最大优越性是可以有效地减少航空发动机尾气氮氧化物NOx的排放。但台阶式燃烧室需要冷却面积比常规燃烧室增加15%，而冷却气流量反而减少15%，这给燃烧室的冷却带来了困难。为了解决这一难题，Rolls-Royce公司也采用了多孔全覆盖气膜冷却方式。目前，采用多孔全覆盖气膜冷却技术燃烧室的发动机有F404[9]。Martiny[10]用红外热像仪对倾角为17°的多排气膜孔阵列的壁面温度进行了测量，并采用流动显示技术测量了流场，发现不同吹风比下流场差别很大，但他们的孔排只有4排，流场尚未达到充分发展状态。Andrew等[11-13]人对多斜孔壁的单位面积孔数、孔间距、孔排距、孔的倾角、孔阵的排列形式等对冷却效果的影响作了深入的研究，研究发现在开孔面积一定的条件下，孔数的增加有利于换热效果增强；孔间距与孔径的比值减小有益于提高冷却效果；叉排孔阵的冷却效果好于顺排孔阵；长菱形排布的孔阵(孔排距大于孔间距)的冷却效果好于正菱形排布的孔阵；冲击板上冲击孔的位置位于多斜孔板两孔中心时冷却效果较好；孔斜角减小有益于冷却，并认为孔倾角在17°-20°之间较好。Harrington[14]对直孔气膜冷却的绝热冷却效率进行了实验和数值模拟研究，气膜孔长径比为1，叉排排布。结果表明：基于单排孔的叠加算法得出的冷却效率偏高；吹风比为0.65时可获得最佳的绝热冷却效率，并且在该吹风比下高的主流湍流度可使平均绝热冷却效率降低12%，主流湍流度在吹风比较小时影响较为显著。三，国内研究现状林宇震等[15]对具有不同倾斜角多斜孔壁冷却方式绝热温比进行了研究。研究方法为传热传质类比实验方法。多斜孔壁由多斜孔试验板模拟。多斜孔试验板中小孔方向与主流夹角为0°,小孔与板表面夹角分别为30°,45°及150°。各多斜孔板的孔排距比与孔间距比保持一致。实验结果反映了不同孔倾斜角对多斜孔壁冷却方式气膜绝热温比的影响。并讨论了在航空发动机中采用多斜孔壁冷却方式时选择孔倾角的考虑。罗艳春[16]等分析了航空发动机燃烧室冷却的基本原理，探讨了3种先进冷却室壁的结构和换热原理，比较了3种冷却方式的优缺点，研究结果表明，多斜孔气膜冷却在未来的航空发动机中，将得到更广泛的应用。得出结果如表一所示表13种冷却结构的性能比较火焰筒结构冲击/多斜孔多层多孔层板多斜孔复杂性居中最高最低造价居中最高最低重量最高居中最低方便修理居中最不便方便焊接居中最不合适最简单冷却性能好好好出现裂缝最少最可能居中这3种冷却室壁都能有效解决高温升和低污染条件下燃烧室的冷却问题，但各有优缺点。其选用很大程度上取决于发动机设计者的延续性，总的来说，多层多孔的层板冷却方式，缺点较多，涉及到层板的流阻特性，层板的换热以及层板的工艺制造等问题#就各方面性能综合而言，多斜孔气膜冷却具有明显的优势，能满足现代高性能航空发动机燃烧室火焰筒壁的冷却要求，因此在未来的航空发动机中，将得到更广泛的应用。金捷、马继华等[17,18]在模拟实际燃烧室室壁加热情况下，研究不同几何参数的冲击/气膜复合冷却结构对燃烧室壁温的影响，并得到了不同冷却气流量下沿轴向的壁温分布，并将该冷却结构与纯气膜和夹层气膜冷却进行了分析比较，表明冲击/气膜复合冷却效果优于纯气膜和夹层气膜冷却。张建强等[19]对比了冲击/气膜复合冷却与夹层气膜冷却，研究表明在冷却气量较低时冲击/气膜复合冷却的冷却效果劣于夹层气膜冷却，但当冷却气量超过某值时，冲击/气膜冷却的冷却有效性优于夹层气膜冷却，且该转折值相当于现代典型航空发动机空气流量的20%~25%左右，说明在冷却空气量只占总空气量的20%~30%的高温升燃烧室中，冲击/气膜复合冷却结构的应用是可行的。在冷却气量一定且开孔面积相同的条件下，冲击孔较大时的冷却效果优于孔径较小时的冷却效果，且狭缝内的交叉流对换热的影响很大。刁瑶朋[20]对于保证高温升燃烧室火焰筒壁温，进行了多斜孔冷却火焰筒燃烧性能试验。通过对多斜孔冷却火焰筒和常规气膜冷却火焰筒的试验对比，研究了多斜孔冷却火焰筒的燃烧性能。研究结果表明：与常规气膜冷却火焰筒相比，多斜孔冷却火焰筒具有冷却空气量少，火焰筒壁温低和温度梯度小等特点；采用了多斜孔冷却火焰筒，其温度场，燃烧效率，火焰筒壁温和慢车贫油熄火油气特性等燃烧性能均达到或超过多斜孔冷却火焰筒的水平。梁康保[21]在他的研究气