CN108131231A - 一种航空发动机主燃烧室高空点火性能调试方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机主燃烧室高空点火性能调试方法。由于航空发动机燃烧室内的工作过程十分复杂，因此目前还没有一套理论设计方法，只能采取经验‑半经验设计。所以在燃烧室的研发过程中，需要进行大量的试验对燃烧室的各种性能进行试验调整。其中包括了燃烧室的高空点火性能。本方法的核心是先通过分析和探索试验找到点火性能故障的原因，分清点火故障发生在点火的哪个阶段，之后有针对性地采取措施；本发明制定了一套系统的、具有切实可操作性的航空发动机主燃烧室高空点火性能调试方法，避免了燃烧室研发过程中的盲目性，缩短了燃烧室的研发周期。

Description

一种航空发动机主燃烧室高空点火性能调试方法

技术领域

本发明属于航空发动机主燃烧室设计和试验技术领域，尤其涉及一种航空发动机主燃烧室高空点火性能调试方法。

背景技术

由于航空发动机燃烧室的工作过程极其复杂，而且理论尚不成熟，因此燃烧室设计对试验的依赖性非常大。燃烧室设计后需要经过大量试验，对设计方案及尺寸进行修正，使燃烧室综合性能达到发动机总体对燃烧室的要求。

燃烧室的点火包括地面冷天点火和高空点火，其中高空点火性能体现在发动机高空停车熄火后再点火的一种能力，是发动机工作可靠性的重要指标。在燃烧室性能调整试验中，燃烧室的高空点火性能调整是非常重要的内容，而且难度较大，这是因为影响燃烧室点火性能的因素很多，包括发动机总体的风车特性、火焰筒流量分配、燃油喷嘴特性、点火能量、点火电嘴类型等。另外，燃烧室的点火性能同燃烧效率、出口温度场的调试相互矛盾，也需要在试验中进行合理的协调。

当燃烧室研发阶段出现了点火性能低下的情况，以往人们会盲目地采取措施，收效不大。另外一种经常发生的情况是，出现燃烧室点火故障后，仅单纯对点火性能进行调整，置其它燃烧性能而不顾，其结果可能会出现燃烧室研制出现大的反复，影响研制进度。

本发明专利是根据多年的设计/试验的经验给出航空发动机主燃烧室高空点火性能调试的有效方法。本方法的核心是，先通过分析和探索试验找到点火性能故障的原因，分清点火故障发生在点火的哪个阶段，之后有针对性地采取措施。另外，点火性能的调试必须同其他燃烧性能的调试平行进行，这样可以使燃烧室性能调试及点火故障排除能顺利进行。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机主燃烧室高空点火性能调试方法。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种航空发动机主燃烧室高空点火性能调试方法，包括以下步骤，

步骤1，试验准备阶段：

在燃烧室点火性能调试前应对燃烧室点火潜力进行测试，具体步骤如下，

分步骤1.1，检查火焰筒的最小容积比，即燃烧容积/涡轮喷管环面积应≥1米；

分步骤1.2，在发动机慢车状态下测量燃烧室的贫油熄火的油气比，对于民用发动机的燃烧室，油气比应≤0.0075；对于军用发动机的燃烧室，油气比应≤0.005；

如果燃烧室不能满足分步骤1.1和分步骤1.2所述的条件，应停止试验，对燃烧室结构进行修改；

步骤2，点火故障点的判别阶段：

如果燃烧室满足分步骤1.1和分步骤1.2所述的条件，则通过试验判别点火故障点发生在点火的哪个阶段，具体步骤如下，

分步骤2.1，判断点火故障点发生在点火的第一阶段或第二阶段的试验：在燃烧室进口空气压力为50KPa，进口空气温度为室温条件下测量燃烧室的贫油点火边界和贫油熄火边界；当点火性能不能满足设计要求，而点火边界与熄火边界距离较远时(例如点火边界是熄火边界的1/10)，说明点火故障原因出现在点火的第一阶段，即初始火花生成阶段；当点火性能不能满足设计要求，而点火边界与熄火边界差别很小时(例如点火边界与熄火边界几乎重合)，说明点火故障原因出现在点火的第二阶段，即火焰传播阶段；

分步骤2.2，判断点火故障点发生在点火的第三阶段的试验：在5头部的扇形试验件上或者在全环燃烧室试验件上，燃烧室进口空气压力为50KPa,进口空气温度为室温条件下进行点火试验；当出现装有点火电嘴之外的燃烧室头部点不着火时，说明点火故障原因出现在第三阶段，即燃烧室头部之间的火焰传播阶段；

步骤3，点火性能调试阶段：

根据点火故障点发生的不同阶段有针对性的进行调试，具体步骤如下，

分步骤3.1，点火故障点发生在点火的第一阶段的调试，具体方法包括：调整点火嘴的轴向位置，插入深度保持3～6mm；增加点火能量，点火装置能量在小于18焦耳的范围内选取；合理选择电嘴类型；减小燃油喷嘴的副喷口的喷雾角度，喷雾角度小于75°；

分步骤3.2，点火故障点发生在点火的第二阶段的调试，具体方法包括：减小燃油喷嘴的副喷口的喷雾角度，喷雾角度小于75°；降低火焰筒一次流比例；主燃孔后移；降低火焰筒平均孔速；

分步骤3.3，点火故障点发生在点火的第三阶段的调试，具体方法包括：对环形燃烧室而言，调整火焰筒头部之间的距离；对环管和单管燃烧室而言，调整传焰管轴向距离；增大传焰管面积；

以上点火性能的调试须同其他燃烧性能的调试平行进行，不能置其它燃烧性能而不顾，单纯对点火性能进行调整。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：本方法的核心是先通过分析和探索试验快速找到点火性能故障的原因，分清点火故障发生在点火的哪个阶段，之后有针对性地采取措施；本发明制定了一套系统的、具有切实可操作性的航空发动机主燃烧室高空点火性能调试方法，避免了燃烧室研发过程中的盲目性，缩短了燃烧室的研发周期。

具体实施方式

本发明涉及的航空发动机主燃烧室高空点火性能调试方法包括以下步骤，

步骤1，试验准备阶段：

在燃烧室点火性能调试前应对燃烧室点火潜力进行测试，具体步骤如下，

分步骤1.1，检查火焰筒的最小容积比，即燃烧容积/涡轮喷管环面积应≥1米；

分步骤1.2，在发动机慢车状态下测量燃烧室的贫油熄火的油气比，对于民用发动机的燃烧室，油气比应≤0.0075；对于军用发动机的燃烧室，油气比应≤0.005；

如果燃烧室不能满足分步骤1.1和分步骤1.2所述的条件，应停止试验，对燃烧室结构进行修改；

步骤2，点火故障点的判别阶段：

如果燃烧室满足分步骤1.1和分步骤1.2所述的条件，则通过试验判别点火故障点发生在点火的哪个阶段，具体步骤如下，

分步骤2.1，判断点火故障点发生在点火的第一阶段或第二阶段的试验：在燃烧室进口空气压力为50KPa，进口空气温度为室温条件下测量燃烧室的贫油点火边界和贫油熄火边界；当点火性能不能满足设计要求，而点火边界与熄火边界距离较远时(例如点火边界是熄火边界的1/10)，说明点火故障原因出现在点火的第一阶段，即初始火花生成阶段；当点火性能不能满足设计要求，而点火边界与熄火边界差别很小时(例如点火边界几乎与熄火边界重合)，说明点火故障原因出现在点火的第二阶段，即火焰传播阶段；

分步骤2.2，判断点火故障点发生在点火的第三阶段的试验：在5头部的扇形试验件上或者在全环燃烧室试验件上，燃烧室进口空气压力为50KPa,进口空气温度为室温条件下进行点火试验；当出现装有点火电嘴之外的燃烧室头部点不着火时，说明点火故障原因出现在第三阶段，即燃烧室头部之间的火焰传播阶段；

步骤3，点火性能调试阶段：

根据点火故障点发生的不同阶段有针对性的进行调试，具体步骤如下，

分步骤3.1，点火故障点发生在点火的第一阶段的调试，具体方法包括：

a)调整点火嘴的轴向位置，插入深度保持3～6mm；

b)增加点火能量，点火装置能量在小于18焦耳范围内选取；

c)合理选择电嘴类型，包括火花形状和大小；合理的电嘴防积油的结构等；

d)减小燃油喷嘴的副喷口的喷雾角度，喷雾角度小于75°；

分步骤3.2，点火故障点发生在点火的第二阶段的调试，具体方法包括：

a)减小燃油喷嘴的副喷口的喷雾角度，喷雾角度小于75°；

b)降低火焰筒一次流比例；

c)主燃孔后移；

d)降低火焰筒平均孔速；

分步骤3.3，点火故障点发生在点火的第三阶段的调试，具体方法包括：

a)对环形燃烧室而言，调整火焰筒头部之间的距离；

b)对环管和单管燃烧室而言，调整传焰管轴向距离；增大传焰管面积；

以上点火性能的调试须同其他燃烧性能的调试平行进行，不能置其它燃烧性能而不顾，单纯对点火性能进行调整，这样做的后果会影响燃烧室研制周期。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (1)

1.一种航空发动机主燃烧室高空点火性能调试方法，其特征在于:包括以下步骤，

步骤1，试验准备阶段：

在燃烧室点火性能调试前应对燃烧室点火潜力进行测试，具体步骤如下，

分步骤1.1，检查火焰筒的最小容积比，即燃烧容积/涡轮喷管环面积应≥1米；

分步骤1.2，在发动机慢车状态下测量燃烧室的贫油熄火的油气比，对于民用发动机的燃烧室，油气比应≤0.0075；对于军用发动机的燃烧室，油气比应≤0.005；

如果燃烧室不能满足分步骤1.1和分步骤1.2所述的条件，应停止试验，对燃烧室结构进行修改；

步骤2，点火故障点的判别阶段：

如果燃烧室满足分步骤1.1和分步骤1.2所述的条件，则通过试验判别点火故障点发生在点火的哪个阶段，具体步骤如下，

分步骤2.1，判断点火故障点发生在点火的第一阶段或第二阶段的试验：在燃烧室进口空气压力为50KPa，进口空气温度为室温条件下测量燃烧室的贫油点火边界和贫油熄火边界；当点火性能不能满足设计要求，而点火边界与熄火边界距离较远时，说明点火故障原因出现在点火的第一阶段，即初始火花生成阶段；当点火性能不能满足设计要求，而点火边界与熄火边界差别很小时，说明点火故障原因出现在点火的第二阶段，即火焰传播阶段；

分步骤2.2，判断点火故障点发生在点火的第三阶段的试验：在5头部的扇形试验件上或者在全环燃烧室试验件上，燃烧室进口空气压力为50KPa,进口空气温度为室温条件下进行点火试验；当出现装有点火电嘴之外的燃烧室头部点不着火时，说明点火故障原因出现在第三阶段，即燃烧室头部之间的火焰传播阶段；

步骤3，点火性能调试阶段：

根据点火故障点发生的不同阶段有针对性的进行调试，具体步骤如下，

分步骤3.1，点火故障点发生在点火的第一阶段的调试，具体方法包括：调整点火嘴的轴向位置，插入深度保持3～6mm；增加点火能量，点火装置能量可在小于18焦耳的范围选取；合理选择电嘴类型；减小燃油喷嘴的副喷口的喷雾角度，喷雾角度小于75°；

分步骤3.2，点火故障点发生在点火的第二阶段的调试，具体方法包括：减小燃油喷嘴的副喷口的喷雾角度，喷雾角度小于75°；降低火焰筒一次流比例；主燃孔后移；降低火焰筒平均孔速；

分步骤3.3，点火故障点发生在点火的第三阶段的调试，具体方法包括：对环形燃烧室而言，调整火焰筒头部之间的距离；对环管和单管燃烧室而言，调整传焰管轴向距离；增大传焰管面积；

以上点火性能的调试须同其他燃烧性能的调试平行进行，不能置其它燃烧性能而不顾，单纯对点火性能进行调整。