航空燃烧室技术界的一些错误提法

金如山

前言

人们常说航空发动机是如何的难搞，像是什么皇冠上的珍珠。其实，依照笔者经验也不是那么难，搞过航空燃烧室的预先研究（至今仍未停止）、技术研发、型号研发、型号使用中排故等，深知怎么搞，即搞的路线或者说是研发体制，是关键所在。但在这一切之先，首先概念要正确，基础知识牢固，各种概念和提法要正确，这将是本文的要点。

一、燃烧室没有总压恢复系数

参考文献[1] 中有表1：涡扇发动机加力燃烧室性能提升（台架状态）如下所示。 表1 其中提到总压恢复系数，这是一个概念错误。本文将在下文讨论，提到总压恢复系数还在其他地方也出现。

$$ \sigma_\text{B} = \frac{P_{t4}}{P_{t3}} $$

燃烧室的总压恢复系数一般在0.92~0.96（不包含由燃烧导致的热租损失）。” 这里明确说明总压恢复系数是燃烧室出口总压与进口总压之比，不清楚该章节作者所说压力损失到什么程度又恢复到0.92~0.96 。 参考文献[2]在3.3节《设计输入》之下的 3）性能参数要求中第（1）项就是$\sigma_B$：总压恢复系数。

笔者曾与某设计所燃烧副总师讨论问题时，该副总师提到他们总压恢复系数是多少。笔者当场严肃指出这是一个基本概念错误。 总的来说，总压恢复系数这个错误概念扩展甚广。

以下说明为什么这是基本概念错误： 机械能与热能的转换是热力学第二定律范围内的事情。热力学第二定律有多种表达方式，简单地说，由机械能向热能转换是可以自发地产生，没什么条件；但由热能向机械能转换是有条件的，而且不可能百分之百地转换。 也就是由机械能向热能转换了之后，不可能自然地逆转回来。 总压是压力与动压头相加，是机械能。 总压损失了是转变为热能，那时不可能自然地恢复回来的，所以没有恢复的提法。

更为深入的说明为总压损失是一个熵增过程。熵增过程都是不可逆的，那么要说明什么是熵？ 熵是状态或然率的函数，用一个例子可以说明这状态或然率的函数是什么含义。 有一容器，左、右两部分，中间有一隔板密封地隔开。 左边是氮气（N2），右边是氧气（O2）。 如果中间的隔板打破掉了，容器内必然是氮气与氧气混合，试想一下中间隔板打破后氮气仍然集中在左边，氧气仍然集中在右边，这样一种状态其出现的或然率有多少？ 显然为零。 而相互混合的状态是或然率最大的状态。 所以由相互各自集中一边的状态到相互混合的状态是熵增大的过程。 这也清楚地说明熵增后不可能自然出现熵减的过程。

有人一定会问，这是一个基本概念，有那么重要吗？ 笔者与 A. H. Lefebvre 讨论如何搞发动机燃烧室，两人都赞同以下观点：“搞航空燃烧室是以基础知识来解决燃烧室的各种问题。” 要强调这里是基础知识，而不是基础研究。 首先必须具有良好的基础知识，然后要有以基础知识去解决各种问题的能力（和经验）。 Lefebvre曾批评某发动机公司搞燃烧的人基础知识太差，他的原话是：“ As for combustion fundamental, they know nothing.” （说一无所知，有点夸大了。） 要具备良好基础知识，必须先重视基础知识，重视基本概念。 说“总压恢复系数”的人就是不重视基础知识。

二、有贫油燃烧，但没有贫油喷嘴

参考文献[3]研究了（以其标题而言）“贫油直喷喷嘴”。 这个提法错了。喷嘴在一定压力降下喷出燃油，只有在燃烧室某个工况下与进燃烧区的空气量相组合燃烧时才有贫油燃烧、富油燃烧或化学恰当比燃烧。 喷嘴本身不存在贫油喷嘴或富油喷嘴。 按照该文的内容应该是《用于贫油直喷燃烧的喷嘴雾化特性实验研究》。

顺便提一下，贫油直喷燃烧是三十年前路易斯（Lewis）研究中心工程师提出的，没有什么设计方案和设计理念的一个建议，以取代贫油预混预蒸发的低污染燃烧（Lean Premixed Prevaporized, LPP）。 其实在低污染燃烧室之前的除了蒸发管燃烧室之外，全部都是没有预混合的燃油直喷，要取代LPP的应该是贫油直接混合燃烧（LDM, Lean Direct Mixing）。

同时也需要指出，通常讲喷雾特性，不单是液滴滴径（索特平均直径），还有液滴尺寸分布指数（显示其尺寸分布的均匀性）。

三、没有中心分级燃烧室

参考文献[4] “针对中心主、副模分区的燃烧室头部组织结构的单管燃烧室模型进行数值模拟研究”。 该文的研究得出高温升燃烧室在设计研发上很有意义的结果，证实了过去在实验中得到的现象。 但其标题中提出的“中心分级燃烧室”是不对的。 在贫油预混预蒸发低污染燃烧室出现之前，几乎所有的常规燃烧室都是先由副油喷射工作，然后主油打开工作，这种方式从来不叫分级燃烧。 只在LPP燃烧室中出现主油分级，即主油不是一次全部打开，而是分级打开的。 参考文献[4] 所研究的就是先由副油工作然后主油打开工作，这种方式不应称之为分级燃烧室。 正确的提法应该是“以同心圆排列的副油主油分区燃烧，副油燃烧位于中心，主油燃烧位于外圈。” 这样的分区燃烧是近二十年来燃气轮机燃烧室（不仅是航空燃烧室）技术的一大进展。

四、火焰筒的空气流量分配不能等于几何面积的分配

参考文献[2] 3.4节燃烧室气动热力学参数计算中第3.4.5流量分配一小节中有如下一段：

$$ W_i = \frac{A_i}{\Sigma A_i} $$

即各部分的流量分配等于其开孔面积相对于总开孔面积的比值。 面积法主要有以下几点假设： （ 1 ）各开孔部分的内外压差相等； （ 2 ）各部分进气孔的流量系数相等； （ 3 ）燃烧室二股通道中的密度沿轴向没有变化。 面积法虽然忽略了影响流量最大的因素－流量系数，但是在实际工程应用中进行现场分析十分方便，准确性也基本能够被接受。”

这一段表述有严重错误（不是一般的错误）。 笔者在世界一流的航空发动机资深燃烧室设计研发工程师多年，还第一次看到如此错误的表述航空燃烧室的设计。

首先要明确航空燃烧室空气流量分配是以 $AC_d$ 来分配的，其中 $A$ 是几何面积，$C_d$是相应的空气进气装置的流量系数。 $AC_d$是研发燃烧室（不仅航空燃烧室，各个燃气轮机燃烧室都是如此）必须了解的东西。 例如燃烧室试验时整个燃烧室的$AC_d$不正常地变大，那可能出事了。

在上一段表述中假设“各部分进气孔的流量系数相等”，无疑是违背空气动力学的概念错误。 燃烧室不仅有各种进气孔，还有各种设计的旋流器（其中旋流强度各有不同），怎么能假设旋流器的流量系数和进气孔完全相等？ 又怎能假设头部进气孔、掺混孔、内火焰筒冷却孔、以及外火焰筒冷却孔都有相等的流量系数？

这里所说的“在实际工程应用中进行现场分析十分方便，准确性也基本能够被接受。” 要严肃地问这是上天的发动机燃烧室设计吗？ “分析十分方便”绝对不能等同于可靠与精确。 有的发动机燃烧室设计工程师手上没有相应的进气装置的流量系数试验数据，那正确的做法是自己搞一个流量系数试验装置，测量流量系数，而不是荒谬地假设各个进气装置的流量系数都相等。 本文笔者提出复合角切向进气冷却燃烧室壁面结构，这全新的设计没有现成的流量系数试验数据，就自己搞了一个这种冷却孔流量系数的试验装置，测量了流量系数供设计用。 做实验时测的流量系数随$Re$而变的。

归纳一句话，设计研发燃烧室，空气流量分配是按$AC_d$来分配的，绝对不是按几何面积来分配。 读者可以参考文献[5]了解燃烧室设计研发中空气流量系数的具体细节。

在该章节中提到主燃区空气流量分配，提到将火焰筒头部到主燃孔截面的区域称为主燃区。 进入主燃区的空气量主要包括旋流强进气量、喷嘴雾化空气量、部分主燃孔进气量、以及部分冷却空气量。 由此可见该章节的书写者无视近二十年来燃气轮机燃烧室（不仅航空燃烧室）技术上最大的进展：取消主燃孔，没有主燃空气了。 这里有个有趣的现象，参考文献[2]在若干地方喜欢介绍已经过时的技术。 下文提到的$\theta,\eta$ 参数又是明细的一例。 这好比现在有人介绍每天都要做“早请示、晚汇报”，那是已经过时多少年了。 现在六十岁以下的人很少有人知道什么是“早请示、晚汇报”，更不用说六十岁以下的有什么人自己做过“早请示、晚汇报”。

五、不能用$\theta$参数来计算燃烧效率

$$ \theta = P_{t3}^{1.75}A_{\text{ref}}D_{\text{ref}}^{0.75}\left[ \frac{\text{exp}\left( \frac{T_{t3}}{300} \right)}{W_{a3}} \right] $$

直接通过公式高效地计算出不同设计的性能差异，为设计者提供较大的数据支撑。 ”

这段表述完全不符合燃烧室设计研发的实际。关于$\theta,\eta$ 参数，在参考文献[6]中已有专门一节（8.3节，对$\theta,\eta$ 的讨论）有详细的讨论，这里只概括以下几点。

  1. $\theta,\eta$ 参数是60年前由 A.H.Lefebvre在参考文献[7]中提出来，以概括燃烧效率的试验数据，并试图对控制燃烧的诸过程作分析，并不是拿来（也不可能）计算燃烧效率。
  2. 用$\theta$参数来概括燃烧效率试验数据也是挺别扭的，因为$\theta$参数里没有影响燃烧效率最重要的一项参数：油气比（FAR）或者气油比（AFR）。 如下图1的试验数据都是 AFR＝100的数据 ， 即油气比0.01 。也就是说$\theta,\eta$ 数据的归纳是在某一个定常的油气比下做的，是限于AFR＝100 。 图1 这就提出一个明显的问题，一个限于某个油气比（或气油比）的数据概括怎么用来计算不同FAR的燃烧效率。 例如由FAR＝0.01的数据怎么计算FAR＝0.046的燃烧效率？ 似乎可以肯定编写该节的编者从来没有用$\theta,\eta$的曲线计算过任何燃烧室任何FAR下的效率。 从来没用过，怎么知道可以计算燃烧效率？
  3. 这种归纳燃烧效率的参数不符合现在广泛研发性试验的实际。 现在做研发性试验都按循环的工况来做。而为了得出$\theta,\eta$的燃烧效率，试验数据要每一点都保持油气比一定（例如0.01）。 然后改变进口压力或进口空气流量来专门地做，不大可能大量地单独去做。 从上述曲线看似乎进口温度与进口压力有互相折算的比例。 如果温度降低，可以适当提高压力，保持$\theta$参数不变。 实际上，在进口温度低的情况下的换算关系，到高的进口温度就不对了。 从上述图线看，如果保持$P_3,T_3$不变，把空气流量$\dot{m}$减少，燃烧效率会增大。 这时保持油气比不变，必然燃油量要减少，而减少了空气流量又要保持$P_3$不变，必须把经过燃烧室的$\frac{\Delta P}{P}$减小，这样在保持油气比不变下喷嘴流量减小，喷嘴压力降减小，火焰筒的$\frac{\Delta P}{P}$减小，燃烧效率居然会增大，这点是不可能的。 所以这种实验就算保持油气比不变，也只能在特定的方式下做。所以怎么会有“大量试验数据”。 至于比较不同的燃烧室设计，那过于简单。在现在的燃烧室设计中还使用已经完全过时的方法已没有实际意义。
  4. 总之，燃烧室设计研发者不能抱着几十年前的过时东西不放，而对最近二、三十年出现的新发展只字不提。 例如在参考文献[2] 7.2.3 冷却孔设计一节中，介绍冷却孔的结构形式时完全不提Lamilloy（多层多孔结构）、瓦块式冷却结构以及复合角切向进气冷却结构。 这一节中既然标题是冷却孔设计，根本没说怎么设计？

六、燃烧室不是这样研发的

参考文献[2]中关于燃烧室研发途经有如下的一张图。 图2 这张图中TRL是NASA关于燃烧室技术成熟度的分级（Technology Readiness Level）。 这张图所示是错误的。分析如下：

  1. TRL 是NASA Lewis 研究中心在20年前针对航空低污染燃烧室技术发展途经的一个很好的文件，之后对所有的航空燃烧室发展都有指导意义。 虽然一开始在个别地方有点小毛病，例如在TRL3中说该档次的试验在“理想化的火焰筒”中进行，笔者指出应该在圆形的火焰筒做单个油气模的燃烧实验，现在燃烧室技术界普遍接受。 该文件的文字表达本身相当清楚，不应该被曲解或扭曲，如上图所为。
  2. TRL的文件并没有涉及燃烧室研发者要做基础研究。在TRL1的文字中有“基础研究”四个字是如下的表述： “This step can be as simple as a report from a basic research program that a new method to reduce emission exists.” 这里说的是“可能很简单的由基础研究的研究报告说可以有新的减少污染排放的方法。” 显然这不是燃烧室研发者去做基础研究，也更不可能一直到TRL4还要做基础研究。 这是受到某位院士提出“要加强基础研究来振兴航空发动机发展”建议的影响，实际上“乱弹琴”。 上图示一直到TRL4 都是基础研究，原文根本没有说！
  3. TRL2明显指的是预先研究，也没有基础研究的意思。 “The main objective of TRL2 are to eliminate concepts that clearly are not feasible and to identify other concepts that show sufficient promise to merit futher development.” 预先研究要做的事就是遴选设计理念，淘汰不现实的，留下有希望的进入技术研发。
  4. TRL原文中将TRL3至TRL5作为航空燃烧室技术研发的主要阶段。因为做为技术研发，几乎不会搞到整机上去发展燃烧室技术。 在这阶段，无论是单个的油气模的单管燃烧室试验研发，或者四分之一燃烧室的研发试验，或者全环燃烧室试验，已经不是预先研究了。 这可由TRL文件原图如下所示清楚可见。 应该指出，在技术研发阶段，几乎不会有需要做到整机级的燃烧室技术考核，做到全环形燃烧室试验已经可以证明相应的燃烧室技术已经掌握。 这是技术研发最重要的目的，也是从1971年英国罗－罗公司因为RB211发动机复合材料的风扇叶片未经充分研发而与Lockheed公司签下型号合同未能按时交付发动机导致罗－罗公司破产的大事中得出最重要的教训： 在新技术没有完全掌握好之前不能上型号。 从那时起出现一个新词叫技术研发 Technology Development。 在整个发动机以及部件如燃烧室的研发上都有一个技术研发阶段（指新的先进技术发动机，而发动机永远是在新的先进技术发展轨道上的）。 在上世纪八十年代，由于对其他国家搞的技术研发了解很少，我们有“推比八”的预研计划。 尽管与现在先进航发技术的研发计划有差距，那个推比八的预研取得很好的成效。 但至今，技术研发的组织领导、经费下达、产研学如何结合、成果表达等，都有了完整的做法。 笔者参与低污染燃烧室技术的研发全过程，并得奖状。 仍然提出要跳过技术研发的发展途径就不合适了。 这完全符合某自称的航发国家队在正式管宣中所谓的路线：“以基础研究与预先研究为依托建造直通型号研制的桥梁。” 很遗憾，到现在还提出这样的路线是闭门造车了。
  5. 型号燃烧室的研发不是从TRL6开始的。 参考文献[2]的“燃烧室基础研究、预先研究和型号研制的关系示意图”的另外一个不恰当之处是说型号燃烧室的研制是从TRL6开始。 就算是型号燃烧室也不能一上来就装上整机去试验。 我们知道在技术研发时，搞的燃烧室是按预定的循环参数来设计的。 对民航的燃烧室有慢车、30%工况、85%工况、以及100%工况的全部参数。 （否则怎么能确定相对于CAEP的百分之多少的NOx降低、CO降低、UHC降低），还有最大巡航状态的参数。 技术研发的结果是按照这些循环参数来做试验以考验成绩。 但过了几年之后开始转入型号燃烧室研制，这时总体提出的循环参数与技术研发时的循环参数并不完全一样。 特别是空气流量，还有进口压力、进口温度等。 总之，型号研制燃烧室还是从TRL3开始，当然因为已掌握了技术，所以不费力气了。 如果搞型号燃烧室的与搞技术研发是同一个团队，那么是有可能跳过TRL4而直接上全环燃烧室研发。但不可能跳过TRL5的全环形燃烧室研发，而直接上整机的试验。 所以说型号燃烧室从TRL6开始是一个“乱弹琴”。

结束语

航空发动机燃烧室的研发有其本身的规律，其本质是用掌握的基础知识来分析问题解决燃烧室的各个问题。 这里就包含要重视基础知识，努力以科学精神来研判问题，从而提高研发者分析问题、解决问题的能力，积累经验。 在所有这一切之先是千万不要自以为是地乱弹琴，这是年已九旬的“老燃烧”写给搞航空燃烧室的子孙辈的苦口良言。

参考文献

  1. 夏姣辉, 杨谦, 王慧汝, 等. 涡扇发动机加力燃烧技术发展分析[J]. 航空动力, 2020(4): 17-21.
  2. 李继保，等编著 航空发动机主燃烧室设计 科学出版社 北京 2022年
  3. 赵若霖, 孔文俊. 双级反旋贫油直喷喷嘴雾化特性实验研究[J]. 燃烧科学与技术, 2025, 31(02): 161-173.
  4. 梁红侠, 索建秦, 于涵, 等. 中心分级燃烧室贫油熄火及燃烧性能研究[C/OL]//中国航天第三专业信息网第三十八届技术交流会暨第二届空天动力联合会议论文集——吸气式与组合推进技术. 中国辽宁大连, 2017: 6 249-254.
  5. 尉曙明 著 先进燃气轮机燃烧室设计研发 上海交通大学出版社 上海 2014年
  6. 金如山 索建秦 著 先进燃气轮机燃烧室 航空工业出版社 北京 2016年
  7. Lefebvre A H. Theoretical aspects of gas turbine combustion performance[R/OL]. CoA Note Aero 163, College of Aeronautics, Cranfield College, 1966.
  8. Lefebvre A H. Gas Turbine Combustor, Hemisphere Publishing Corporation, 1983, U.S.A.