0航空动力学报
JOURNAL OF AEROSPACE   POWER
1998年 第13卷  第2期科技期刊
尾缘吹气式火焰稳定器试验研究
北京航空航天大学　　杨茂林全　中　白兴艳　岳连捷　张频捷
【摘要】　本文提出了一种新型火焰稳定器—尾缘吹气式火焰稳定器，它具有流线形头部，槽宽小，尾缘吹气并供油，不加力时流阻很小，加力时吹气扩大回流区，是一种机械与气动稳定结合的稳定器。对该稳定器进行了试验研究，得到流阻损失、贫熄边界、燃烧效率等性能的初步结果，表明该稳定器具有优越性，并有希望用于加力燃烧室。　
主题词：　火焰稳定器　加力燃烧　气动稳定
分类号：　V235.113
1　引　言
　　高性能推进系统加力燃烧室，要求稳定器流动损失小，燃烧效率高，稳定范围宽。有些要求之间常互有矛盾，一般来说，损失大是换取燃烧性能好的代价。
　　气动稳定器不加力时不吹气，其流阻特别小。有的在射流中加喷燃油，以扩大贫熄边界。70、80年代美国和印度都进行过研究［1-3］。气动稳定器曾受到相当重视，但至今未见使用。分析其原因，可能是：(1)用于气动稳定的吹气是一种消耗，引气量大了是不行的；(2)单靠气流稳定不很可靠。本文在已有工作基础上提出一种新的稳焰装置，并进行了初步的可行性研究。
2　新型火焰稳定器方案
　　尾缘吹气式气动稳定器，见图1和图2。稳定器的前部为U形壳体，后部为大顶角V形


　图1　尾缘吹气式气动稳定器方案示意图　图2　新型稳定器与常规V形稳定器的比较
槽。其尾缘形成吹气窄缝，前后部形成的内腔为混合室，其前端有供气、供油管，其上分别开多个吹气孔和多个喷油孔，组成气动雾化喷油装置，加力时雾化燃油与空气在混合室形成的油气混气由稳定器尾缘窄缝吹出形成气动稳定。前端为半圆形的U形壳体，实际为稳定器的整流罩。文献［4］表明U形稳定器与槽宽相同的各种顶角V形稳定器相比，压力损失很小。且半圆形前端对喷油和来流方向不敏感。这是一种新型气动稳定器或机械式与气动式组合的稳定器。
　　本实验中二元稳定器长170 mm，槽宽36 mm，在通道内堵塞比仅为12%，稳定器沿流向长84 mm。吹气缝宽b可变，实验中选为3 mm。后部大顶角V形槽顶角α可变，试验中Ⅰ型后部为平板（相当于顶角α=180°），Ⅱ型为α=120° V形槽。油气混气由尾缘窄缝与主流成90°（Ⅰ型）或60°（Ⅱ型）吹出。
3　试验设备和测量系统
　　试验由暂冲气源供气，经稳定箱和整流网格使进口流场均匀。加热器加热来流，自动调节系统保持所需来流参数。试段长900 mm，截面300 mm×170 mm矩形通道，前后段开有观察窗。稳定器水平安装在试段管道中心，其前缘与来流方向垂直。前方供油杆在稳定器尾缘上游295 mm处，水平安装(也可垂直安装)顺喷，喷孔直径0.5 mm和0.7 mm两种。高能电点火器安装于稳定器尾缘附近10 mm侧壁上。
　　气冷多点总温总压组合探针水平固定在试段出口截面，“扫描”测取出口测量截面上总温和总压分布（一般总温45点，总压54点）。试段进口参数：T1=室温～600℃，压力p1=常压，来流速度v1=10～100 m/s(加热器不工作)，v1=30～200 m/s(加热器工作时)；稳定器内供气压力：pas=0～0.6 MPa(表压)；加力供油压力：pf=0～2 MPa(表压)。
4　试验结果分析
4．1　燃烧状况　
　(1)稳定器尾缘吹气对燃烧的影响。由照片(a)可见，火焰在稳定器尾缘缝隙后侧开始，在射流核心与回流区之间的剪切层中发展。火焰扩张角β在根部较大，向下游发展逐渐减小，随着吹气压力pas的增加，β明显增加（比较照片(a)与(b)），回流区明显加大，这是由于吹气射流动量增加，使回流区扩大，有利燃烧。但pas过高，将造成熄火，这主要是由于射流速度过大，回流区边缘速度过大，不利于火焰稳定。另外，尾缘油气比过贫也是重要原因。
　　(2)来流速度v1对燃烧的影响，由照片(c)和照片(d)可见，随v1增加β减小。


图3　尾缘吹气对燃烧的影响（(a)～(c)v1=50 m/s，T*=597 K，(d)v1=90 m/s）
(3)不同类型稳定器火焰扩张角β不同，在相同来流和吹气供油条件下，Ⅰ型的β较Ⅱ型的为大。Ⅰ型的吹气射流速度vj在纵向的分量大，所造成的回流区也大。β也就更大。但Ⅱ型的火焰由于底部V形槽的存在而更加靠进尾缘。两种稳定器在吹气时β均较槽宽相同的常规


图4　Ψ随v1的变化
(pas=0，T1=298　K)
V形稳定器的大，回流区宽度增加，焰面覆盖宽，表明新型火焰稳定器燃烧状况改善。
4．2　流阻损失
　　分别用总压恢复系数σ*和压力损失系数Ψ来表示流阻损失。σ*=p*1/p*2，Ψ=(p*1-p*2)/(ρ1v21/2)，其中p*1和p*2为进出口气体平均总压，ρ1v21/2为进口平均动压头。
　　由图4～图7可以看出：(1)不加力时，新型稳定器流阻损失比相同槽宽的V形稳定器的还略小，按照文献［4］，将比Bg为30%的30° V形稳定器流阻损失小至少50%。(2)加力时，新型稳定器流阻损失随吹气量增加而增加，相当于一个槽宽更大的V形稳定器，以流阻损失增加为代价，换得回流区加大，燃烧性能改善。（3）新型稳定


图5　σ随v1的变化　　图6　Ψ随pas的变化　　图7　Ψ随v1的变化(pas=0，T1=597 K)(v1=50 m/s，T1=597 K)(pas=2 MPa，T1=597 K)
器是一个可变堵塞比的可调稳定器。（4）Ⅱ型较Ⅰ型流阻损失略小，但所产生的回流区也略小。
4．3　贫熄边界
　　用总当量比Φ=L0(f+fs)／(al+as)来表示油气比，其中fs与as分别为定器中油、气流量，f与al分别为稳定器前油、气流量。


图8　贫熄边界(T1=597 K)
由图8可以看出：（1）吹气式新型稳定器的贫熄边界与槽宽大一倍的V形稳定器的大体相当（H=74 mm,V形稳定器贫熄油气比为0.02左右［5］）。比均匀混气情况下的贫熄范围宽10倍［5］。（2）吹气过大，不利于贫熄（3）随着速度增加，新型稳定器的贫熄范围变宽。
4．4　燃烧效率
　　图9和图10可以看出：（1）新型稳定器的燃烧效率较槽宽相同的V形稳定器显著提高，


　图9　η随pas的变化　　图10　η随v1的变化(v1=50 m/s，T1=597 K)(pas=2 MPa，T1=597 K)
吹气压力为0.2 MPa，v1=50 m/s时Ⅰ型稳定器燃烧效率较槽宽相同的V形高15%。（2）新型稳定器的燃烧效率随吹气压力增加和来流速度增加而增加，这对组织燃烧有利。随着v1提高，燃烧室出口温度T2增加。这是由于供氧充分，湍流强度增加，燃烧强化。同时作用于油气射流的气动力增大，使燃油雾化、蒸发混合改善，有利燃烧。随v1增大，回流量增加，卷吸到回流区中的燃油量也增加。这些因素均使火焰变得更旺。但v1过高，则稳定器边缘速度过大，加之油气比过贫，则火焰将被吹灭。
5　结　论
　　(1)新型气动稳定器是一个可变流阻损失系数的火焰稳定器。不加力时流阻损失很小。(2)新型稳定器的贫熄边界与堵塞比大一倍的V形稳定器的贫熄边界相当。随来流速度增加，新稳定器的贫熄范围变宽。(3)新型稳定器由于稳定器中供油显著改善点火性能。(4)新型稳定器回流量大，尾缘浓度合适，尾缘附近火焰扩张角大，既有利于火焰稳定，也有利于提高燃烧效率。与一个相同几何堵塞比的V形稳定器相比，新型稳定器的燃烧效率高15%～30%。(5)新型稳定器由于内部通气而得到冷却，将适合在更高进气温度下工作。(6)新型稳定器尾缘吹气量较少。控制用气量1%～2%，以减小对主机性能的影响。(7)新Ⅰ型与新Ⅱ型相比，α大则吹气对燃烧性能改进更显著，但流阻损失要大些。设计时需求得折中。
　　初步试验表明，新稳定器具有新的特点和优点，是有希望的，应进一步进行研究。
男　61岁　教授　博士生导师　北京航空航天大学二所　
                                                     参　考　文　献
1　Peck R E,Samuelsen G S.Generalized Stability Criteria for an Opposed-Jet Flameholder.AIAA 82-4229
2　Sridhara K,Chidananda M S,Paranjpe P A.Jet Curtain Flameholder for Aircraft Afterburners.78-GT-95
3　Sridhara K,Chidananda M S.Fresh Mixture Entertainment in a Jet Curtain Flameholder.Fifth International Symposium on Airbreathing Engines, February 1981
4　Edwards J L,Mech A M I.Reheat for Gas Turbines.Journal of the Royal Aeronautical Society,1955,59:127
5　杨茂林等．燃油分布对V形稳定器后燃烧的影响．航空动力学报，1996,11(1):48-52

（责任编辑　杨再荣）
