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摘要：为准确测量高温燃气流，搭建燃气温度测量实验台，确定实验台测试段的初始参数和合适的气态燃料。通过研究分析燃料的燃烧结果，确定高速燃烧喷嘴的基本参数，计算燃气流的理论温度，给实验台各主要部件材料的选择提供参考建议。综合考虑上述约束条件，对实验台各主要部件的总体结构和冷却系统进行合理设计。
关键词：航空发动机燃烧室；初始测试参数；总体结构；冷却系统；燃气温度测量
文献标志码：A
文章编号：1674-5124（2015）02-0060-05
引 言
现代航空发动机测试技术是发动机推进技术的重要支撑，也是整个发动机预研试验研究和工程发展阶段的重要环节。温度是确定热端部件性能和寿命的关键性参数，准确测量主燃烧室出口燃气温度有助于涡轮设计师选择合适的涡轮叶片材料及冷却手段，也有助于飞行员在各种飞行状态下监测涡轮是否处于允许的工作状态；因此，燃烧室出口气流温度准确测量是现代航空发动机测试中的核心技术。实际测量航空发动机主燃烧室出口燃气流温度对测试手段及测量设备都有严格的要求，且发动机每次地面试车都要综合考虑诸多因素，流程复杂，成本昂贵。沈阳航空航天大学张宝诚课题组已成功搭建某型号发动机主燃烧室1/6部分的测试实验台，基本能真实模拟燃烧室出口高温、高压、高速的测试环境。此外，要实现模拟真实发动机燃烧室出口测试环境需要很复杂的流程设计及配套的仪器设备，还要有充足的资金。本实验台设计侧重研究准确测量高温燃气的新方法和新技术。
1.实验台总体设计
为研究在各种工况下准确测量高速高焓燃气流温度的新技术和新方法，根据已掌握的热工流体理论和机械设计模拟燃烧室出口燃气温度测量实验台，如图1所示。
实验台主要分为燃烧室、加速喷管、测试段等主要部分。实验台测试高速燃气流温度的具体过程如下：首先打开冷却水泵开关，使冷却循环水在实验台需要冷却的各部件中循环流动；其次，打开高压离心风机，调节蝶形阀确保实验台内流场流动顺畅；然后打开天然气储气瓶开关，调节减压阀到指定压强，扳动球形阀，使天然气平稳的进入燃烧室，点火箱自动点火；通过观察测试段的燃气流量计以确定试验段燃气流动速度，分别调节球形阀和蝶形阀，以确保天然气与助燃空气合适的比例；最后，温度传感器进行高温燃气温度测试。
1.1 确定实验台测试段初始参数
高温、高速、高压的燃气流从航空发动机主燃烧室出口喷向涡轮叶片，燃气流的平均温度基本都在1400K以上，燃气流动速度基本都在0.5～0.9之间。通常传感器测量燃气流速Ma<0.2时，速度误差可以忽略不计。设定测试段初始参数为：燃气速度Ma=0.2，燃气温度T=lOOOK，燃气流道直径D=80mm，燃气密度p=0.354kg/m3，则测试段燃气的速度和质量流量分别为
1.2 气态燃料的选取
目前，应用最广泛的气态燃料分别为：煤气、石油液化气、天然气。石油液化气和天然气的热值都高于煤气，且石油液化气的热值高于天然气，但其成分复杂，与空气完全燃烧的体积比例不好准确调控，且对燃烧器喷嘴的要求更高；所以天然气是最佳的选择，它本身就是一种工业经济价值极高的气态燃料，天然气的主要成分是甲烷（CH4），体积分数一般在85%～98%，还有少量重碳氢化合物及H2、CO可燃气体成分，不可燃成分很少，所以发热量很高，热值基本都在33000～46000 kj/m3。
1.3 燃烧计算
为了保证气态燃料完全燃烧，所供给的实际空气量都大于理论需要的空气量。令Lo表示实际供给空气量，Lo表示理论需要空气量，则二者的比值称为空气消耗系数并用n表示，即：气态燃料空气消耗系数经验值一般为1.05～1.15。
假设lm3天然气中，甲烷（CH4）占p1=0.90m3，氢气（H2）占p2=0.05m3，一氧化碳（CO）占φ3=0.05m3，各成分完全燃烧化学反应平衡方程式为
根据质量流量守恒和化学平衡方程式
单位时间所需的燃烧理论功率：
Q=θmqi=393.984kW/h
（6）式中：Q——燃烧理论功率；
θm——所需天然气的体积流量；
q1——天然气燃烧热值。
燃烧喷嘴的燃烧效率：
n=80%
满足测试条件燃烧喷嘴的燃烧功率：
Q1=Q/n=492.480kW/h
为后期更全面的测试研究，选择高速燃烧喷嘴燃烧额定功率为
Qo= 630 kW/h
高速燃烧喷嘴工程示意图见图2，基本参数为燃烧额定功率Qo=630kW/h；火焰喷口直径D1=165mm；火焰喷口长度L1=100mm；火焰喷射长度Lge=200～1500mm；火焰喷射宽度D≈200mm；天然气供应管径D2=50mm；助燃空气供应管径D3=100mm；火焰喷射速度vge=70～lOOm/s。
查表知天然气中各种成分燃烧热值：
q（ch4）=35880kj/m3
q（h2）=10760kj/m3
q（co）=12770kj/m3
天然气的燃烧热值：
查表300K时空气的平均比热：
查表300K时天然气中各成分的平均比热为
c（cH4）=1.574kj/（m3·℃）
Cp（H2）=1.280kj/（m3·℃）
cp（co）=1.301kj/（m3.℃）
天然气的平均比热：
总热含量：
i jl j2 j3=2274.18 kj/m3式中：i1、i2、i3如——每1m3天然气燃烧后产生的混合 物中的化学热qi、物理热q2及空气物理热q3代
入的热量；
Cp2、Cp3厂天然气与空气的平均比热和温度；
t2、t3——天然气与空气的平均温度。
过剩的空气占天然气燃烧后产生混合物的体积分数：
查i一t图表得到燃气理论温度：
tl≈1440℃或T1≈1713K
1.4 选择实验台各部件的材料
实验台各部件材料的选择原则是与高温燃气流接触所需要选用高温合金钢，其他的选用性价比高的普通合金钢。目前有多种高温合金钢供选择，且从经济性和采购灵活性角度考虑，304钢和321钢是最佳的材料。304（OCr18N19）钢具有良好的耐蚀性、耐热性，低温强度和机械特性，冲压、弯曲等热加工性好，无热处理硬化现象，无磁性，普遍应用温度为77～1073K。321（OCr19NilOTi）钢在304钢中添加钛（Ti）元素以防止晶界腐蚀，适合在707～1173K温度下使用。321钢广泛应用在航空器、排气管、锅炉汽包等方面。综合考虑到两种合金钢的特性及实验台的测试环境的因素，321钢比304钢更合适。普通合金钢选取用途广泛的Q235钢，其含碳量适中，综合性能较好，强度、塑性和焊接等性能都得到较好的配合。
1.5 实验台各主要部件的结构设计
本实验台主要由燃烧室、加速喷管、测试段等主要核心部件组成的。
1）燃烧室结构设计。根据确定功率燃烧喷嘴的相关技术参数，设计实验台燃烧室的具体结构尺寸，如图3所示。
2）加速喷管结构设计。工业使用的高速燃烧喷嘴喷射燃气流的速度达不到测试的基本要求，从燃烧室喷出的高温燃气要经过加速喷管的进一步加速，根据以往机械加工经验及喷管理论，设计加速喷管的结构尺寸，如图4所示。
3）测试段结构设计。实验台的测试段根据初始参数、加速喷管出口的尺寸结构及测试使用的总温传感器（包括总温铂铑系列热电偶、蓝宝石光纤传感器，高温光电传感器等）的尺寸规格等条件，进行测试段结构尺寸设计，如图5所示。
1.6 实验台的冷却系统设计
综合考虑实验台的安全性及高温合金材料抗热腐蚀老化条件，以达到延长实验台各部件使用寿命的目的。本实验台的燃烧室、加速喷管和测试段等部分需要实施必要的冷却保护。高压离心泵将冷却水泵进供给棒中，供给棒上端的高压水孔再将冷却水沿着耐压进水管推到各个需要冷却的部位。完成冷却任务的水流，经实验台上端的排水孔，沿着耐压排水管进入排离棒，排离棒中的冷却水集中排到水槽里进行再次循环使用。
单位时间天然气燃烧释放总热量：
Q=θmqI=393.984kj/s
测试段烟气的热量：
Q2=CpmΔT=1.246x0.220x700=191.884kj/s
冷却循环水带走的热量：
AQ=Q-Q2=202.040kj/s
冷却水质量流量：式中：cp（out）——冷却水冷却之后排出时的定压比热；
T（out）——冷却水冷却之后排IL时的温度；
cp（in）——冷却水未进行冷却时的定压比热；
T（in）——冷却水未进行冷却时的温度。
冷却循环水管进iH口温差为10K时，高压离心泵供给水流量：
Om2=4.840xl0-3m3/s=17.424m3/h
冷却循环水管进fH口温差为20K时，高压离心泵供给水流量：
Om3=2.420xl0-3m3/s=8.712m3/h
综上所述，高压离心水泵要根据实际需要冷却水的流量进行合理选择。
2.实验台附属部件
燃气温度测量实验台运行和测量还需要一些附属部件和测量仪表，如供应热量的天然气钢瓶、减压阀、电磁阀、球阀、点火箱，提供助燃空气的高压离心风机、蝶形阀、耐高温的质量流量计，测试使用总温探针或高温传感器及后处理的数据采集与显示装置等部件和测量仪表。实验台前期主要进行一些基础性稳态测试实验，传感器选用低成本的高温光电传感器和二级精度的铂铑系列热电偶；实验台后期会探索式进行一些瞬态测试实验，传感器将会考虑使用精度高、热响应速度快的蓝宝石光纤传感器和一级精度的铂铑系列热电偶。数据采集装置选用灵敏度高、稳定性好的数据采集仪。
3.结束语
目前试验台正在搭建，燃烧计算表明此实验台可以提供l500～1700K的高温燃气，燃气流速最高可以达到Ma≈0.4。这个实验台可用来近似模拟燃烧室出口气流温度测试环境、可当小型高温风洞使用、可进行涡轮叶片的冷却研究、可进行支板热防护研究、可进行总温传感器的标定研究等。
关键词：航空发动机燃烧室；初始测试参数；总体结构；冷却系统；燃气温度测量
文献标志码：A
文章编号：1674-5124（2015）02-0060-05
引 言
现代航空发动机测试技术是发动机推进技术的重要支撑，也是整个发动机预研试验研究和工程发展阶段的重要环节。温度是确定热端部件性能和寿命的关键性参数，准确测量主燃烧室出口燃气温度有助于涡轮设计师选择合适的涡轮叶片材料及冷却手段，也有助于飞行员在各种飞行状态下监测涡轮是否处于允许的工作状态；因此，燃烧室出口气流温度准确测量是现代航空发动机测试中的核心技术。实际测量航空发动机主燃烧室出口燃气流温度对测试手段及测量设备都有严格的要求，且发动机每次地面试车都要综合考虑诸多因素，流程复杂，成本昂贵。沈阳航空航天大学张宝诚课题组已成功搭建某型号发动机主燃烧室1/6部分的测试实验台，基本能真实模拟燃烧室出口高温、高压、高速的测试环境。此外，要实现模拟真实发动机燃烧室出口测试环境需要很复杂的流程设计及配套的仪器设备，还要有充足的资金。本实验台设计侧重研究准确测量高温燃气的新方法和新技术。
1.实验台总体设计
为研究在各种工况下准确测量高速高焓燃气流温度的新技术和新方法，根据已掌握的热工流体理论和机械设计模拟燃烧室出口燃气温度测量实验台，如图1所示。
实验台主要分为燃烧室、加速喷管、测试段等主要部分。实验台测试高速燃气流温度的具体过程如下：首先打开冷却水泵开关，使冷却循环水在实验台需要冷却的各部件中循环流动；其次，打开高压离心风机，调节蝶形阀确保实验台内流场流动顺畅；然后打开天然气储气瓶开关，调节减压阀到指定压强，扳动球形阀，使天然气平稳的进入燃烧室，点火箱自动点火；通过观察测试段的燃气流量计以确定试验段燃气流动速度，分别调节球形阀和蝶形阀，以确保天然气与助燃空气合适的比例；最后，温度传感器进行高温燃气温度测试。
1.1 确定实验台测试段初始参数
高温、高速、高压的燃气流从航空发动机主燃烧室出口喷向涡轮叶片，燃气流的平均温度基本都在1400K以上，燃气流动速度基本都在0.5～0.9之间。通常传感器测量燃气流速Ma<0.2时，速度误差可以忽略不计。设定测试段初始参数为：燃气速度Ma=0.2，燃气温度T=lOOOK，燃气流道直径D=80mm，燃气密度p=0.354kg/m3，则测试段燃气的速度和质量流量分别为
1.2 气态燃料的选取
目前，应用最广泛的气态燃料分别为：煤气、石油液化气、天然气。石油液化气和天然气的热值都高于煤气，且石油液化气的热值高于天然气，但其成分复杂，与空气完全燃烧的体积比例不好准确调控，且对燃烧器喷嘴的要求更高；所以天然气是最佳的选择，它本身就是一种工业经济价值极高的气态燃料，天然气的主要成分是甲烷（CH4），体积分数一般在85%～98%，还有少量重碳氢化合物及H2、CO可燃气体成分，不可燃成分很少，所以发热量很高，热值基本都在33000～46000 kj/m3。
1.3 燃烧计算
为了保证气态燃料完全燃烧，所供给的实际空气量都大于理论需要的空气量。令Lo表示实际供给空气量，Lo表示理论需要空气量，则二者的比值称为空气消耗系数并用n表示，即：气态燃料空气消耗系数经验值一般为1.05～1.15。
假设lm3天然气中，甲烷（CH4）占p1=0.90m3，氢气（H2）占p2=0.05m3，一氧化碳（CO）占φ3=0.05m3，各成分完全燃烧化学反应平衡方程式为
根据质量流量守恒和化学平衡方程式
单位时间所需的燃烧理论功率：
Q=θmqi=393.984kW/h
（6）式中：Q——燃烧理论功率；
θm——所需天然气的体积流量；
q1——天然气燃烧热值。
燃烧喷嘴的燃烧效率：
n=80%
满足测试条件燃烧喷嘴的燃烧功率：
Q1=Q/n=492.480kW/h
为后期更全面的测试研究，选择高速燃烧喷嘴燃烧额定功率为
Qo= 630 kW/h
高速燃烧喷嘴工程示意图见图2，基本参数为燃烧额定功率Qo=630kW/h；火焰喷口直径D1=165mm；火焰喷口长度L1=100mm；火焰喷射长度Lge=200～1500mm；火焰喷射宽度D≈200mm；天然气供应管径D2=50mm；助燃空气供应管径D3=100mm；火焰喷射速度vge=70～lOOm/s。
查表知天然气中各种成分燃烧热值：
q（ch4）=35880kj/m3
q（h2）=10760kj/m3
q（co）=12770kj/m3
天然气的燃烧热值：
查表300K时空气的平均比热：
查表300K时天然气中各成分的平均比热为
c（cH4）=1.574kj/（m3·℃）
Cp（H2）=1.280kj/（m3·℃）
cp（co）=1.301kj/（m3.℃）
天然气的平均比热：
总热含量：
i jl j2 j3=2274.18 kj/m3式中：i1、i2、i3如——每1m3天然气燃烧后产生的混合 物中的化学热qi、物理热q2及空气物理热q3代
入的热量；
Cp2、Cp3厂天然气与空气的平均比热和温度；
t2、t3——天然气与空气的平均温度。
过剩的空气占天然气燃烧后产生混合物的体积分数：
查i一t图表得到燃气理论温度：
tl≈1440℃或T1≈1713K
1.4 选择实验台各部件的材料
实验台各部件材料的选择原则是与高温燃气流接触所需要选用高温合金钢，其他的选用性价比高的普通合金钢。目前有多种高温合金钢供选择，且从经济性和采购灵活性角度考虑，304钢和321钢是最佳的材料。304（OCr18N19）钢具有良好的耐蚀性、耐热性，低温强度和机械特性，冲压、弯曲等热加工性好，无热处理硬化现象，无磁性，普遍应用温度为77～1073K。321（OCr19NilOTi）钢在304钢中添加钛（Ti）元素以防止晶界腐蚀，适合在707～1173K温度下使用。321钢广泛应用在航空器、排气管、锅炉汽包等方面。综合考虑到两种合金钢的特性及实验台的测试环境的因素，321钢比304钢更合适。普通合金钢选取用途广泛的Q235钢，其含碳量适中，综合性能较好，强度、塑性和焊接等性能都得到较好的配合。
1.5 实验台各主要部件的结构设计
本实验台主要由燃烧室、加速喷管、测试段等主要核心部件组成的。
1）燃烧室结构设计。根据确定功率燃烧喷嘴的相关技术参数，设计实验台燃烧室的具体结构尺寸，如图3所示。
2）加速喷管结构设计。工业使用的高速燃烧喷嘴喷射燃气流的速度达不到测试的基本要求，从燃烧室喷出的高温燃气要经过加速喷管的进一步加速，根据以往机械加工经验及喷管理论，设计加速喷管的结构尺寸，如图4所示。
3）测试段结构设计。实验台的测试段根据初始参数、加速喷管出口的尺寸结构及测试使用的总温传感器（包括总温铂铑系列热电偶、蓝宝石光纤传感器，高温光电传感器等）的尺寸规格等条件，进行测试段结构尺寸设计，如图5所示。
1.6 实验台的冷却系统设计
综合考虑实验台的安全性及高温合金材料抗热腐蚀老化条件，以达到延长实验台各部件使用寿命的目的。本实验台的燃烧室、加速喷管和测试段等部分需要实施必要的冷却保护。高压离心泵将冷却水泵进供给棒中，供给棒上端的高压水孔再将冷却水沿着耐压进水管推到各个需要冷却的部位。完成冷却任务的水流，经实验台上端的排水孔，沿着耐压排水管进入排离棒，排离棒中的冷却水集中排到水槽里进行再次循环使用。
单位时间天然气燃烧释放总热量：
Q=θmqI=393.984kj/s
测试段烟气的热量：
Q2=CpmΔT=1.246x0.220x700=191.884kj/s
冷却循环水带走的热量：
AQ=Q-Q2=202.040kj/s
冷却水质量流量：式中：cp（out）——冷却水冷却之后排出时的定压比热；
T（out）——冷却水冷却之后排IL时的温度；
cp（in）——冷却水未进行冷却时的定压比热；
T（in）——冷却水未进行冷却时的温度。
冷却循环水管进iH口温差为10K时，高压离心泵供给水流量：
Om2=4.840xl0-3m3/s=17.424m3/h
冷却循环水管进fH口温差为20K时，高压离心泵供给水流量：
Om3=2.420xl0-3m3/s=8.712m3/h
综上所述，高压离心水泵要根据实际需要冷却水的流量进行合理选择。
2.实验台附属部件
燃气温度测量实验台运行和测量还需要一些附属部件和测量仪表，如供应热量的天然气钢瓶、减压阀、电磁阀、球阀、点火箱，提供助燃空气的高压离心风机、蝶形阀、耐高温的质量流量计，测试使用总温探针或高温传感器及后处理的数据采集与显示装置等部件和测量仪表。实验台前期主要进行一些基础性稳态测试实验，传感器选用低成本的高温光电传感器和二级精度的铂铑系列热电偶；实验台后期会探索式进行一些瞬态测试实验，传感器将会考虑使用精度高、热响应速度快的蓝宝石光纤传感器和一级精度的铂铑系列热电偶。数据采集装置选用灵敏度高、稳定性好的数据采集仪。
3.结束语
目前试验台正在搭建，燃烧计算表明此实验台可以提供l500～1700K的高温燃气，燃气流速最高可以达到Ma≈0.4。这个实验台可用来近似模拟燃烧室出口气流温度测试环境、可当小型高温风洞使用、可进行涡轮叶片的冷却研究、可进行支板热防护研究、可进行总温传感器的标定研究等。