航空发动机燃烧室的研究是否是个大坑?

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本文写作初衷是普及航空发动机知识,让更多的人能够了解航发燃烧室这个原本很小众的专业。所以本文
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*************2016/03/28更新**************
承蒙各位点赞,这个回答最终还是被我导师知道了(捂脸
然后他指出了我许多表述不严谨的地方,让我一并修改了,不能误导大家。

*************2016/03/25更新**************
没想到居然收获了一百多个赞,还被编辑推荐了,真是没想到。如果能让更多的人了解航发燃烧室,也是件很开心的事。

**********************正文*******************

随着大飞机和歼20等国产飞机的试飞,航空发动机也逐渐变得热门起来。但说起航空发动机的燃烧室,可能大家并不是很熟悉。说到底,飞机发动机和汽车发动机一样,本质上是
热机,都是烧油的,燃烧室就是负责把化学能转换为热能(下图中标红的部分)。从热力循环的角度,燃烧室基本决定了发动机的工作范围,也就决定了压气机和涡轮的性能要求。





(航空发动机热力循环——布雷顿循环。我保证,只有这一张看不懂的图)

航空发动机是个大坑,这个大家都知道,但是航空发动机燃烧室就算一个很小众的领域了。虽然属于发动机三大核心部件之一,但前有压气机一堆复杂的流体力学理论和数值研究,飘逸的风扇造型,后有高大上的单晶/粉末冶金的涡轮,燃烧室夹在中间,显得很弱小也不那么高调。




(GEnx发动机,燃烧室就像发动机的小蛮腰一样)

另一方面,航空发动机(或燃气轮机)燃烧室在国内的研究团队也不多,除了几大研究所之外,主要是北航、清华、中科院、西工大、南航等高校,真正有能力开展高温高压实验的团队屈指可数。当然并不是说燃烧室的研究多么的厉害,我反而觉得燃烧室研究(并非燃烧研究,后者属于基础科学)总的来说还处于比较传统的阶段。

这里首先给大家普及一个概念,现代航空发动机的燃烧室基本都采用环形燃烧室结构,就是围绕发动机主轴一圈,大概由15~30个头部组成,单个头部就叫做单头部燃烧室。所以这样看起来,全环燃烧室也不算小,但相对于整个发动机的尺寸来说就太小了。一个单头部的横截面积不过半张A4纸,绝对算是小蛮腰了。




(全环燃烧室结构示意图)

燃烧室的研发也是从单头部燃烧室开始,逐渐过渡到全环乃至整机测试,一共分为9级技术成熟度。一般来说,限于实验条件和经费,高校主要集中1~3级,研究所大概可以到6级,更高的就需要企业来完成。我所在的课题组也主要是做1~3级,随着北航国家实验室的建设,以后可能会扩展到4级(扇形燃烧室)。当然,如果从学术的角度,1级更接近研究物理本质的,也更容易发文章。




(燃烧室研发技术成熟度)

燃烧室虽然尺寸很小,但是内部的构型非常精巧(许多关键尺寸都在1mm以内),这里贴一张GE公司TAPS燃烧室(民航领域现役最先进燃烧室)的专利图。相对于压气机叶片或者涡轮叶片,虽然设计非常复杂,但结构形式相对固定,而燃烧室的设计自由度是最大的,在给定的空间内,可以有很多种设计方案,现役发动机的燃烧室结构也往往差别很大。比如GE公司的TAPS燃烧室采用贫油燃烧方案(LPP),而普惠公司的TALON燃烧室采用富油—焠息—贫油方案(RQL),都能达到低排放的目标,算得上殊途同归了。






(右边的燃烧室可以明显地看到中间一股射流截断了火焰,这就是RQL这类燃烧室的技术难点之一——焠息;而左边贫油燃烧室则相对更均匀)

燃烧室的进口对应高压压气机的出口,这里的空气来流已经是
几十个大气压,温度数百摄氏度。几十个大气压什么概念呢?比如GEnx的大推力工况是45个大气压,相当于450米的水压,三峡大坝蓄水高度170米,接近3个坝高的水底下。除此之外,压气机出口的空气流速高达130-170m/s,要知道12级台风也才32m/s。为了稳定火焰,燃烧室大多采用旋流器作为稳焰装置,内部流场极度复杂(湍流+强旋流),相当于是
在巴掌大的地方制造龙卷风,还要求持续高效地燃烧。大家可以随意感受一下~

有同学说可以开展数值模拟,的确计算流体力学(CFD)发展非常迅速,在某些领域,考虑到测量误差,DNS(直接求解N-S方程)已经比实验结果还要准确了。但在燃烧领域,尤其是航发燃烧室对应的湍流燃烧,准确地模拟还不太可能。在上段所述的复杂湍流环境下,还要叠加化学反应,使得数值模拟相当地费力且难以准确(关键是往往还难以验证,因为高温高压环境下,我们很难测量到足够丰富的内部信息)。所以燃烧室的研究
更多以实验为主
据说燃烧室部分的实验量,可能会占到发动机研发总实验量的一半。






(目前湍流燃烧领域第一大牛的杰作,全环燃烧室大涡模拟)

https://hal.archives-ouvertes.fr/hal-00803230/document

有同学说,那就多做实验呗,可劲烧。事实上,由于进口工况很高,要人为地制造这样的空气来流条件,很不容易。拿我们组的一号台举例,如果是把2kg/s的空气加热到550℃,粗略估算需要的加热功率为1100kW,考虑散热损失,那么加热器功率至少要1375kW。如果是用电加热的话,可能需要供电所专门铺线了吧。所以一般是采用
换热的方式,简单地说是先用一个小燃烧室产生高温燃气,通过换热器加热新鲜冷空气,然后被加热的空气再进入试验用的燃烧室。这样一套试验系统算是相当复杂了,我们组也是02年由我导师亲自上阵设计,再加上58年建成的(可能是)目前全国高校最大规模的暂冲气源,才基本可以覆盖民用航发的预研要求。每次来到一号台,看着复杂的管线和设备,想到多少师兄在这里战斗过,心里都会产生一丝敬畏之情。


(北航校训,此处无图)

开展高压试验的时候,为了保证安全,燃烧室需要包裹在厚厚的机匣以内,只能伸入少数的热电偶或采样管,采集的信息无非是出口总温、总压、压力脉动、出口燃气分析等宏观参数,难以对内部的流场有深入地认识。因此燃烧室的研发总体以实验和半经验的模型为主,更直白点,就是试错。往往是先设计出来了,再实验,发现哪方面有问题,再优化,再实验,反复迭代,找到一个能满足指标的可行的方案。当然在这个过程中,也需要相关的基础理论知识指导。但燃烧室设计属于技术范畴,就是说基本理论都写在教科书里,谁都知道,但真正要解决实际问题,还得需要灵活地设计。很可能只是改变了一个微小的结构,比如不到1mm的一个小尖,整个流场就发生了显著地改变,燃烧室性能得以大幅提升。GE公司在研发TAPS燃烧室时,一次实验过后发现慢车效率得到改善,拆装试验件后发现是在预燃级出口产生了一圈积碳。后来他们仿造积碳的结构重新设计,并据此申请了专利。





(TAPS混合器微分叉结构)

这里要特别说下高压试验,这学期我开始接手高压试验指挥,就是负责现场调度,应急处理突发事件。如果当天要做试验,基本上一整天都很紧张。早上先做操作单,接着各种检查试漏,清理现场,当气流的啸叫声渐起,声浪袭来,心跳也跟着加速,常常紧张得手忙脚乱。直到最后试验结束,关油关气关水关电,走出实验室大门才长舒一口气。刚开始指挥时,偶尔会忘记各种操作的顺序,或是对参数的判断有误,出了不少疏忽,幸好有老师和大师兄坐镇。经过一个多月的锻炼,现在变得熟练了许多,把紧张转变为了严谨的习惯。

综上所述,燃烧室研发的确也算个大坑。
难度之一,在于
理论模型的不完善和辅助设计工具的缺乏。燃烧室对应的基础学科是燃烧学,燃烧学是一门实验科学,燃烧这种带反应的流动本身就很难以准确地测量(测试手段有限)。当然,现在随着激光诊断技术的发展,越来越多的光学测试被用于燃烧室研究。基本是的N倍,除了测试气动场所需的PIV、LDA,还有燃烧场需要的PDA、PLIF、CARS、LII等等,不仅价格非常昂贵,调试难度也很大。
难度之二,在于
实验费时费力,尤其是高温高压实验,每天都处于发现问题——解决问题的过程中,对体力和智力都是严峻的考验。往往做一把实验发现性能不达标,就要立马改结构重新加工,核桃大小的旋流器,加工成本就不菲,可能烧一把就要放弃。一个好的燃烧室真的是用钱烧出来的。
难度之三,在于
精巧的设计。基本的理论到处都是,但怎么把理论转换为设计,是经验和灵感的结合。燃烧室长宽不过300mm,这么小的地方,要组织高效稳定的燃烧,要低排放,要稳定无振荡,要出口均匀,要高效冷却,要点火包线宽,熄火边界低,真的很不容易,可以称得上“螺蛳壳里做道场”。





(为了测试
小小的
一团火焰,常常是周围要布置一圈仪器)

最后说下燃烧室性能的考核。除了常规的燃烧效率(基本上99.9%以上),出口温度分布(避免涡轮热负荷过重),燃烧振荡等之外,目前最苛刻的要求在于污染排放。目前民航发动机发展的方向是低油耗(经济性)、低排放(环保性)、低噪声(舒适性)。其中噪声主要来自风扇叶片,效率取决于整体设计,而排放基本上就靠燃烧室解决。目前ICAO(国际民航组织)的适航要求愈发严格,它的流氓之处在于只要国外厂商达到什么水平,就会把适航标准提高到什么水平,阻止新人进入。所以国际民航发动机基本上被三巨头垄断,GE,罗罗,普惠。所以为了打破这种垄断,我们必须要达到比适航要求更低的水平。





(GE整机试验)

答主所在的课题组主要关注低排放燃烧室,这个领域的No.1应该属于GE公司的TAPS燃烧室,排放比现行标准低了50-66%!或许技术就像一座山,你在山上不同的高度,看到的也是不同的风景。原来站在脚下仰视高山的我们,总是很难想象山上会是怎样的风景,为何他们会发出那样的感叹。直到我们自己赶上了,才会发现这是怎样一方天地。





(TAPS燃烧室慢车工况图片,很漂亮的火焰)

为什么这么说呢,是因为我们
真的追上来了。答主所在的课题组去年在低排放燃烧室技术取得了
显著的突破,最近的数据表明,基本可以和TAPS平视了。有理由相信,在不长的时间内,这一技术会真正应用在中国自己的民用航空发动机上。

**********************彩蛋*******************

燃烧室虽然小,但是烧起煤油来其实很快。根据资料,波音737每小时大概消耗2.6吨燃油,而波音747一次起飞就烧掉5吨油(也就几十秒而已)——
——“你百公里几个油?”
——“我百公里一吨油~”

赵卫

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中国目前国情 除了搞计算机的整个工科都是个坑呀ヾ(@⌒ー⌒@)ノ
———————————————————























不过这个坑里的人们已经能看到曙光啦
太行已经列装J11b 再成熟一点就上J20了
航发集团成立 发动机已经从儿子变兄弟了 楼主要满怀希望地努力 或许中国下一代发动机就会用到你研究的成果呢v(^_^v)♪

Fraunhofer

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想起去年上燃烧室原理时,副院长苦笑着说:“以后你们去了研究所,会发现总体室是最忙的,要协调压气机、燃烧室和涡轮三个单位,压气机和涡轮总是说自己这里不能改那里不能改balabala,只有燃烧室不说话,于是搞燃烧室的就成了总体的开刀对象,基本两头受气……”
于是好多205(传热燃烧方向)的学长毕业后去烧锅炉了
不是一般的锅炉哦!单价上亿呢!!



比我们这些励志投身祖国国防建设的人高到不知道哪里去了

刺客an

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必须是大坑,但也是最能体现工程之美的大坑吧?
燃烧室设计这块太复杂了……它是多相流、化学动力学、冶金、结构力学等等高深知识的汇集地。在没有cfd的年代全靠试凑,也就是一点点烧出来的。即便有了cfd,也远不能模拟真实工况,还是主要靠经验设计与改良设计。
就光说雾化吧,这个过程就复杂得了不得。液滴破碎机理、流动、掺混、蒸发……fluent到现在都没法直接模拟雾化颗粒细度。
三旋流头部的套筒台阶高度,改一点点,排放性能就可能截然不同,你还找不出理论来解释。
匿名用户

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航空发动机燃烧室的工作过程远比航空发动机其它部件复杂,它涉及到气体流动、传热、传质以及化学反应等一系列复杂过程。由于燃烧过程及其控制微分方程的复杂性,极大地限制了以解析方法为特征的经典燃烧理论的应用范围。人们对燃烧理论的掌握远远落后于燃烧技术的需要,它与大量的实际燃烧现象和过程基本上是脱节的。因此,长期以来,燃气轮机燃烧室的设计方法主要是依靠试验及由大量实验数据归纳出的经验公式。你说研究燃烧室是不是坑?
由于传统的设计方法具有试验周期长,定量分析效果差,试验费用较高等缺点,目前主流研究方法是采用了燃烧理论与数值方法结合的设计方法,这种设计方法具有研制周期短,研制费用低,计算结果清晰和可调整性好等特点。随着燃烧理论和计算流体力学以及计算机科学的迅速发展,这种设计方法将成为发展的必然。主要依靠计算而不需要大量的试验调试来解决燃烧室性能的预估和工程设计,有利用提高涡喷发动机工作可靠性和经济性以及满足环保要求,这对于促进航空发动机的研究具有重要的实际意义。
题外,本人不是从事燃烧室设计的,这是根据自己了解的写出来。

RayS

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上网不涉密,涉密不上网.我不是北航的 也知道

机务大哥

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大学本科专业是航空发动机,不过本科也就是泛泛的介绍了涡扇发动机的几大部分。现在在航空公司干机务,感受就是实际应用跟欧美差距很大,燃烧室工作条件是很恶劣的,但一台发动机(主要接触738的cfm56-7b)飞几年,会定期孔探检查压气机燃烧室和涡轮部分,燃烧室还是很耐操的,相比之下同学也有研究生做燃烧实验的,很多还停留在实验室阶段,跟航发一样,任重而道远,希望早点看见安全可靠经济性好的国产航发上飞机



匿名用户

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无邀不谢。
是大坑,不是最大的坑。
你让基础材料研究领域一直徘徊的苦逼们情何以堪啊~
匿名用户

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对于航空发动机行业,不管什么燃烧室还是气动热力,你要是有任何一点认为坑的想法,赶紧离开不用犹豫。因为你肯定做不下去。
能在这一行不停做下去的要么是星辰大海、情怀爆表的人,要么是家境殷实而且不介意努力学习那么多年终于由中产以上进军到社会底层的人……

海砂子

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专利评估

一。与外函道涡轮风扇发动机对比

A。等压燃气喷射发动机有类似的工作过程,可大量吸入空气增加推进工作介质。

1。利用喷嘴喷出高速可燃气体流体动力产生空吸 作用吸入空气,在点火燃烧后这个作用会加强,类似计算机上电启动时的自举过程。鱼鳞罩是预燃室,在鱼鳞罩出口与第一级燃烧室入口会产生空吸作用,以下各级 类似。在静止状态能产生强大推力。这个空吸作用类似涡轮、涡扇发动机的风扇压气机,这里把压气功能分散到各级燃烧室。燃烧过程程次分明,从喷嘴到尾喷口等 压燃烧。

2。燃烧时从鱼鳞孔吸入的空气沿鱼鳞罩内壁流动并向中心扩散,产生一层气膜,隔离火焰和鱼鳞罩,使鱼鳞罩工作在比较低的温度。

B。设计简化无转动部件,维护保养方便。

1。冲压发动机特点是无相对运动部件,简单的结构拆卸方便。

C。特殊的设计使发动机对材料要求降低。

1。发动机内部被气膜与火焰隔绝使整个发动机工作在比较低温度,用普通耐热钢既可。减小热损伤和热疲劳。

2。除了专利权利要求项目以外可以采用成熟技术及标准件。

D。工作空间从低海拔到稀薄大气层甚至真空也可以工作(简单改进设计)。

1。在有空气的高度用空气做助燃剂。

2。无空气时屏蔽进气口用携带助燃剂。

E。因为是冲压类发动机最高工作速度高过涡无涡轮和风扇轮风扇发动机。

1。无涡轮和风扇压气助燃内部阻力小。

2。涡轮和风扇有转速极限使飞行器最大工作速度3M(声速)左右。冲压类发动机可以达到7M。(上网查冲压发动机有详细介绍)

F。有鱼鳞罩屏蔽,点火启动不受发动机外部条件限制。

1。在鱼鳞罩屏蔽下外部气流不会对点火产生干扰任何状态下随时点火。提高飞行器可操纵性。

G。燃烧温度达到2000摄氏度以上,热效率高。

H。综合B和F,可以得出故障率低,可靠性高。这两点对飞行器是至关重要的。

二。制作成本及工艺

A。结构简单,材料普通。

1。零部件少且简单。

2。用普通耐热不起皮钢如:0G18Ni9Ti

B。工艺简单,所需设备少。

1。只需要一台专用加工机床。

C。 制作成本保守估计不大于外函道涡轮风扇发动机的1/10。

三。应用范围

适用于各类水平起飞飞行器。

3。 如果作为航天飞机动力可使垂直起飞变成水平起飞,减少地面设施利用大型机场跑道即可,使无动力降落成为有动力降落,减少飞行对天气依赖。总之提高安全性,降低运行成本。

5。 发达国家正在研发的超高速客机因没有适合的动力进展缓慢,本专利发动机可以满足要求。

也是现在使用的飞机对动力的一种选择。

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