摘要：近年來，我國的大型客機發動機研制正處于攻堅階段，零部件試驗和整機試驗均在大量開展。為了更好地支撐我國民用航空發動機低污染燃燒室的研發工作，闡述了大涵道比渦扇航空發動機燃燒室的典型研發路徑，并對單頭部、多頭部和全環燃燒室 3 個研發階段的試驗技術進行了重點分析，介紹了每一階段試驗的主要內容、試驗過程、試驗設備、測試技術、關鍵環節以及各階段試驗面臨的共性問題;同時，在燃燒室試驗壓力與溫度、測試技術、試驗研究的豐富性與前瞻性等方面進行了國內外對比分析，總結了我國民機燃燒室試驗技術的發展現狀，可為國內相關單位研發民機低污染燃燒室、建設試驗器、提升測試能力和填補技術空白等方面提供借鑒。

　　關鍵詞：民用航空;航空發動機;燃燒室;低排放;試驗技術

　　引　言

　　民用大涵道比渦扇發動機是干線和支線客機廣泛使用的動力裝置，燃燒室作為其關鍵部件之一，通常要求具有低排放、低油耗、長壽命和高可靠性等特點。由于燃燒室內部氣液兩相流動以及與化學反應耦合的復雜性，與壓氣機和渦輪等部件相比，燃燒室研發尤為依賴于試驗。美國 GE 公司[1] 早期在研制民用發動機 CF6-6 過程中，在取得適航證前，針對燃燒室部件共開展了 22522 小時試驗，是壓氣機試驗時數的 2 倍，也是發動機三大部件(壓氣機、燃燒室和渦輪)中試驗時數最多的部件。因此，燃燒室試驗驗證工作對民機發動機研制意義重大，與之相關的試驗技術研究和發展也尤為重要。

　　從 2007 年開始，國內許多知名學者如金捷[2]、趙堅行[3]、張寶誠[4]、張弛等 就民機低污染燃燒室的特 [5]點與要求、種類、關鍵技術與難點、國外現狀和發展趨勢等方面進行了分析和研究，發表了許多公開文獻，為我國自主研制大型客機發動機燃燒室提供了技術支撐。遺憾的是在民機燃燒室試驗技術系統性分析和總結方面可參考的文獻較少，目前僅有兩本公開著作簡要介紹了民機低污染燃燒室相關的一些試驗技術[6-7]。為了更好地支撐民機低污染燃燒室的研發工作，本文廣泛收集與消化了國內外航空發動機燃燒室試驗相關的技術資料，并針對民機燃燒室試驗技術進行了分析、研究和總結。

　　1 民機燃燒室研發路徑技術成熟度(Technology Readiness Level，TRL)的概念

　　最早由美國 NASA 于 20 世紀 90 年代提出，是一種系統客觀的技術評價體系，用于對某項特定技術在不同發展階段或關鍵節點能夠達到的成熟度進行衡量，從低到高共分為 9 個層級(TRL1～TRL9)。其中，TRL1 表示研究并報告基本原理，TRL2 表示形成技術方案或應用方式，TRL3 表示關鍵功能或特性獲得分析及試驗驗證，TRL4 表示部件或試板在相關實驗室環境中得到驗證，TRL5 表示部件或試板在相關環境中得到驗證，依次類推，最高層級 TRL9 表示真實系統通過連續使用得到飛行檢驗。

　　在民機燃燒室研發過程中，航空發達國家的發動機 OEM 廠商(如美國 GE 和 PW、英國 RR 等)和科研機構(如美國 NASA、德國 DLR 等)基本上均的技術路線開展燃燒室的技術研發和試驗驗證工作。國內外文獻[8-10] 均對此技術路線進行了描述。

　　研發一款全新的民機燃燒室，通常在 TRL1～TRL2 階段會提出一個新穎的低排放燃燒 室 概 念 性 方 案 ， 并 明 確 基 本 的 研 究 方 向 。 在TRL3 階段會針對單頭部開展試驗驗證，主要考查燃燒室頭部方案的污染排放、貧油熄火、自燃、回火和動態壓力等特性;在 TRL4 階段會針對多頭部(扇形或矩形燃燒室)開展試驗驗證，進一步驗證污染排放、貧油熄火，同時重點考查高空點火、燃燒效率和火焰筒壁溫;在 TRL5 階段會針對全環燃燒室開展試驗驗證，全面考查高空點火、燃燒效率、污染排放、出口溫度分布、火焰筒壁溫、分級供油和動態壓力特性，評估其適用性。

　　在 TRL6 階段會將全環燃燒室裝在發動機核心機或整機上，首次在真實邊界條件下進行試驗驗證，重點考查燃燒室過渡態特性和與渦輪部件的交互作用。在 TRL7 階段將燃燒室隨發動機整機掛在飛機上進行飛行試驗驗證，在 TRL8～TRL9 階段定型并進入服役期。

　　2 民機燃燒室試驗技術分析

　　2.1 單頭部燃燒室試驗(TRL3)

　　一款新型燃燒室研發過程中，單頭部試驗時數占比最多，通常占總試驗時數 70% 左右[11]。其主要原因在于會針對多個不同的頭部方案在中小狀態下(如發動機的慢車、進場和巡航狀態)開展大量的性能篩選試驗，重點考查頭部燃燒組織方式對點火、熄火、燃燒效率和污染排放的影響，并挑選出具有發展前景的 1～2 個頭部。民機燃燒室對污染排放要求很高，頭部方案的篩選工作量尤為繁重。如果試驗臺進氣壓力和溫度允許，還會在大狀態下(如起飛和爬升)對挑選出的 1～2 個頭部開展進一步的試驗，考查其燃燒效率和污染排放指標。期間如果進展不順利，還會反復修改頭部方案進行迭代直到滿意為止。總之，該階段可考查除聯焰、出口溫度分布、壁溫外的多項燃燒室性能。單頭部試驗件通常可以做成圓筒、矩形和扇形3 種形式。

　　其中，單扇區結構相當于從全環燃燒室切下來一個頭部，內部流場最接近全環燃燒室部件，具有較好的代表性，其次是矩形，最后為圓筒形。但從設計和制造難度角度考慮，圓筒形單頭部最簡單，單扇區最復雜，矩形居中。因此設計單頭部試驗件時，應從試驗關注點、設計難度和加工成本等方面綜合考慮選取構型。對民機燃燒室而言，在單頭部上僅開展這些試驗還遠遠不夠，可靠性、安全性和耐久性等方面也要同步進行試驗考查。

　　為了很好地降低污染排放指數，滿足適航取證要求，現代民機燃燒室頭部大多采用貧油預混預蒸發 (LPP)技術，但該技術存在自燃、回火和振蕩燃燒等先天不足。尤其是現代發動機為了提高推進效率，總壓比越來越高，使燃燒室進氣壓力和溫度也越來越高，燃油與高溫高壓空氣預混后自燃的風險也越來越大。為了克服這些不足，需要在 TRL3 階段就開展自燃、回火及振蕩燃燒等試驗研究，在頭部方案設計上盡量予以克服，避免將問題帶到下一階段。振蕩燃燒是民機低污染燃燒室研發上的一大“頑疾”，一旦發生可能會導致燃燒室零部件損壞，影響發動機安全。因此，國外十分重視振蕩燃燒的試驗研究。美國 GE 公司[8] 先后建設了 2 個可調頻燃燒室聲學試驗臺(TCA)來專門測試雙環腔預混旋流(TAPS)單頭部燃燒室的脈動頻率和幅值。

　　但 TRL3 階段僅能對振動燃燒進行機理性研究，并不能給出燃燒不穩定性好壞的結論，因為其聲學邊界與全環燃燒室完全不同。燃燒室清潔燃燒的關鍵在于燃油與空氣在燃燒前盡可能快速且均勻地混合。為達到這一目的，就需要噴嘴內部的燃油流道和噴油孔尺寸越小越好[12]。

　　但由于燃燒室進氣溫度越來越高，噴嘴如不采取熱防護措施，其內部流道很容易產生燃油結焦而堵塞，影響正常供油。民機燃燒室具有高可靠性和長壽命的要求，大修壽命通常要求不低于 5000～10000 次飛行循環。從維護角度考慮，希望噴嘴結焦壽命能與燃燒室大修壽命同步[13]。因此，如何防止噴嘴內部燃油結焦堵塞流道也成為低污染燃燒室一項需盡早解決的關鍵問題。目前國內外常采用的防結焦措施有：噴嘴外殼體與內部采用間隙隔熱、內部不同油路互相冷卻和分級供油停止后吹掃流道殘油等，但無論何種措施都需要開展足夠時長的試驗進行方案驗證。

　　為此，有必要針對單頭部燃燒室開展噴嘴熱防護試驗，考查噴嘴耐久性，盡早克服結焦問題。美國 GE 公司對這方面的試驗工作投入了巨大精力。在研發 GEnx 發動機過程中(2004～2006 年)，GE 針對單頭部燃燒試驗臺上的 TAPS 噴嘴，開展了50000 個低周疲勞循環試驗和 16000 個以上的吹掃循環試驗，最高進氣狀態達到了 4.1 MPa、650 ℃。

　　之后又在整機上開展了 2000 個吹掃循環試驗，充分考查了噴嘴的耐久性。開展這些試驗，需配置單頭部綜合性能試驗器。這類試驗器通常對氣源供氣流量要求不高(一般在5 kg/s 以內)，但氣源供氣壓力和空氣加溫能力最好能夠滿足單個燃燒室頭部從常溫負壓到常溫常壓再到高溫高壓全狀態的試驗要求。由于模擬負溫需要專門的空氣制冷系統，代價較高，而模擬高空負壓相對容易(可采用排氣加引射器或真空罐抽氣)，因此開展高空點火試驗往往只模擬高空壓力，不模擬高空溫度[7]。

　　TRL3 階段試驗內容偏基礎研究，需配置豐富的測試手段。除需配置常規的壓力掃描閥、溫度掃描閥等儀器來測量試驗件氣體壓力和溫度外，通常還配置污染排放、光學、脈動壓力和聲學測量等系統。污染排放測試系統用于測量燃燒室出口 UHC(未燃碳氫)、NOx、CO、CO2、O2 等氣態成分和冒煙，系統配置、測量程序和數據處理等需符合國際民航組織(ICAO)和美國汽車工程師協會(SAE)最新規范要求。光學測試通常包括 CCD 高速相機、PIV(粒子圖像測速)、PLIF(平面激光誘導熒光)、米式散射、LII(激光誘導熾光)等多種方法和儀器。

　　其中 CCD高速相機可用來拍攝點火和火焰傳播過程，PIV 可用于測量燃燒室內部冷/熱態流場，PLIF 可用于測量燃燒反應區組分濃度，米式散射可用于測量反應區燃油顆粒濃度，LII 可用于測量碳煙濃度。開展光學測量時需要在燃燒室外殼和火焰筒設置光學觀察窗。光學觀察窗結構設計需考慮的因素較多，其中如何保證在高溫高壓環境下光學觀察窗密封良好不漏氣、不被油滴污染和避免熱膨脹損壞十分關鍵，決定著光學試驗的成敗。國外較成熟的觀察窗采用耐高溫、熱膨脹系數小的石英玻璃，并采用空氣吹掃其內壁形成一層保護氣膜。

　　脈動壓力及聲學特性測試系統主要用于振蕩燃燒試驗。由于溫度較高，脈動壓力測量通常選用半無限長管法，將動態壓力傳感器與燃燒室本體隔開。

　　2.2 多頭部燃燒室試驗(TRL4)

　　多頭部燃燒室試驗件以扇形件為主，通常設計為 60°～90°扇形，偶爾也有矩形。常取全環燃燒室的 3～5 個頭部，進出口高度尺寸與真實燃燒室保持一致，帶真實的火焰筒和內外環腔，但進口一般不帶擴壓器。試驗內容主要包括：冷態流量分配試驗、點火試驗(含聯焰)、慢車貧油熄火試驗、起飛–著陸循環(LTO)污染排放試驗、出口溫度分布試驗等，所需的試驗器主要有燃燒室點火試驗器和扇形燃燒室試驗器。

　　前者需具備空氣制冷能力(−40～−50 ℃)和負壓抽吸能力(20～30 kPa )，后者與單頭部試驗器相比，流量較大，一般是其 4 倍(20 kg/s 左右)。開展對扇形燃燒室冷態流量分配試驗，通常直接在點火試驗器上(常溫常壓)采用“堵孔法”分別測定進入頭部的燃燒空氣、火焰筒冷卻空氣和內外環腔引氣的比例，為下一步開展點火試驗時計算進入火焰筒的燃燒空氣提供依據。

　　流量分配試驗完成后，可直接開展點火試驗(主要包括地面和高空點火試驗)測定燃燒室貧油點火邊界，觀察頭部聯焰效果。通常從地面常溫常壓點火開始，逐漸降低進氣溫度和壓力(模擬高空風車狀態)，最后模擬至 9～10 km 的高度。

　　點火試驗完成后，試驗件轉入扇形試驗臺上開展熱態綜合性能試驗，測量慢車貧油熄火邊界、燃燒效率、壓力損失和 LTO 規定狀態下的污染排放等內容，初步考查出口溫度分布和火焰筒壁溫分布。期間同步開展分級供油試驗，測定不同主副油比例下的污染排放指數。另外，試驗件頭部端面需布置熱電偶用于監測回火，火焰筒需布置動態壓力測點用于監測聲學振蕩特性。扇形燃燒室試驗需注意 2 個問題：

　　1)火焰筒側壁冷卻問題。通常扇形兩邊緣側壁需單獨引入冷卻空氣防止燒蝕，會對邊緣頭部的流場產生干擾。因此試驗過程中應重點關注中間頭部的性能表現，邊緣兩個頭部的性能表現僅供參考(即如采用 5 頭部試驗件，則只有中間 3 個頭部測量結果有效)。

　　2)高壓扇形耐壓問題。由于扇形燃燒室機匣結構不對稱，耐壓受到很大影響，壓力越高越危險，因此開展全溫全壓試驗存在一定難度。為克服這一不足，常規的做法是在機匣外壁加加強筋來提高強度，但耐壓仍然有限。針對更高的壓力(如 3 MPa 以上)，一種更好的做法是將試驗件放入一個高壓艙，使機匣壓差減小，提高安全等級[16-17]，但同時須面對并解決一些新問題，如燃油總管全部暴露在艙內的高溫空氣中必須采取隔熱措施等。

　　2.3 全環燃燒室試驗(TRL5)

　　開展全環燃燒室試驗主要是在燃燒室裝入發動機前全面考查其高空點火及聯焰、熄火邊界、燃燒效率、污染排放、燃油分級、動態特性和出口溫度分布等，評估其適用性;同時，與燃燒室耐久性密切相關的火焰筒壁面冷卻和熱應力也可以充分得到驗證和評估[8]。此階段仍需點火試驗器，配置全環燃燒室試驗器。全環試驗器具有空氣流量大(通常在 50 kg/s以上)、壓力/溫度高等特點，建設成本和運行費用都很高(國內運行成本通常在 10～20 萬元/小時)。全環燃燒室試驗內容及過程與扇形燃燒室基本相同。

　　如果設備能力允許，最后可進入到全溫全壓狀態，在真實的壓力、溫度和流量下考查燃燒室的結構強度和性能指標。全環燃燒室出口參數測量不再采用固定耙，而是采用旋轉移位測量機構。該機構是全環燃燒室試驗極為關鍵的測量設備，需要在高溫高壓燃氣流的沖刷下連續旋轉并持續工作一定時間才能達到 360°全場掃描效果。機構的擺盤上通常安裝3～4 支均布的多點熱電偶耙或燃氣取樣耙，測量燃燒室出口的溫度場或污染排放。如果是多點獨立的燃氣取樣耙，還可用于出口壓力場和溫度場測量。

　　2.4 試驗共性問題

　　總結上述的 3 個階段，燃燒室以大量的試驗作為驗證手段 ，技術成熟度不斷提高 ( 從 TRL3 發 展 到TRL5)。雖然幾個階段存在相同的試驗內容，但重復試驗是十分必要的，因為每個階段燃燒室構型不同，其性能表現需要反復驗證。單頭部試驗階段主要考查燃燒室的點火熄火、壓力損失、燃燒效率和污染排放性能;多頭部/扇形試驗階段在前一階段的基礎上對上述性能進行重復性驗證，同時重點考查點火聯焰和出口溫度分布;全環試驗階段將在之前所有試驗的基礎上全面驗證全尺寸燃燒室的點火及聯焰、熄火、壓力損失、燃燒效率、出口溫度分布、污染排放及動態特性。針對各階段相同的試驗內容，應注意以下共性問題：

　　1) 開展點火試驗時試驗件所需的供油量較小，并且隨著模擬高度的增加和空氣流量的減少，供油量也越來越小(最小可能會低于 10 g/s)。為獲得準確的油氣比，應十分注意燃油流量的調節和測量，并最好配置成熟的高精度燃油流量調節閥和科氏力質量流量計。

　　2) 開展熱態綜合性能試驗時，進氣加溫一定要采用無污染的加溫方式(如電加溫、天然氣爐換熱加溫等)，因為空氣中的氧氣含量會直接影響燃燒室的性能(尤其是污染排放)。另外，進氣溫度調節不宜過快，溫升通常應控制在 10 K/min 以內，否則會造成加溫器下游管道法蘭產生較大的應力梯度，造成疲勞損壞[18]。

　　3) 開展熱態綜合性能試驗時，試驗狀態盡量要遵循由小到大的原則，即按慢車、進場、巡航、爬升和起飛循序漸進依次試驗，防止試驗件或試驗設備出現無法挽回的故障。另外，燃油噴嘴保護也十分重要 ，燃燒室性能測試完成后 ，應將空氣溫度降至200 ℃ 以內才能熄火，并建議采用氮氣吹出噴嘴內部殘油，防止結焦。

　　4) 如果受試驗設備能力所限，無法按照燃燒室真實進口參數開展高溫高壓大狀態試驗時，可采用等速度準則或郎威爾準則(Longwell)開展降壓模擬試驗。前者規定空氣流量與壓力同比例降低，但進氣溫度和油氣比不變;后者規定只要試驗器的“L 值”與真實燃燒室的“L 值”相等，即使進氣壓力和溫度不相同，燃燒效率也相等[19]。但燃燒室進口溫度盡量要達到真實狀態規定的參數值，否則無法得到真實的污染排放數據。

　　5) 開展污染排放試驗時，保持燃燒室進口參數穩定十分重要，尤其是溫度穩定性(最好保持在±2 K)，因為 NOx 的生成量對進氣溫度特別敏感[20]。另外，燃氣取樣器出口溫度如果低于 418 K，UHC 和水蒸氣在取樣器內部流道中有產生凝結的風險，難以保證這 2 種成分的測量精度。因此，如何防止慢車和巡航等小狀態下燃氣“過冷”是一個很棘手的問題。國外較成熟的做法是采用 430～440 K 的高壓加溫水來冷卻燃氣取樣器[20-22]。

　　6) 燃燒室動態壓力特性(振蕩特性)與幾何邊界條件密切相關，因此只有在全環燃燒室下的表現才最真實。單頭部和扇形的振蕩特性都不具有代表性，僅能作為參考。3 國內外試驗技術差距歐美發達國家航空發動機研發起步很早 (約20 世紀 40 年代)，且軍機和民機并重、同步發展。我國航空發動機研制起步較晚(約 20 世紀 60 年代)，尤其是民用航空發動機研發基本上從大飛機立項后才正式開始(約 2009 年)。因此國內外燃燒室試驗技術差距較大，主要體現在以下幾個方面：

　　3.1 試驗壓力與溫度

　　總體而言，國外燃燒室試驗器壓力和溫度參數普遍較高，4 MPa 和 900 K 甚至更高的試驗參數在2000 年以前就有許多案例，如美國 NASA 的 ASCR扇 形 臺 ( 6 MPa、 970 K)[23]、 PW 的 X960 全 環 臺(4.5 MPa、920 K)[24] 和德國 DLR 的 HBK2～HBK4扇形/全環臺(4 MPa、973 K)等。近 10 年新建的試驗器則達到 6 MPa、1000 K 以上水平，如法國 DGA的 K11 全環試驗器(6 MPa、1073 K)[21] 和美國 GE的 A20 扇形試驗器。據 GE 官網顯示，A20 不僅是GE 公司自身而且也是目前全球壓力和溫度參數水平最高的燃燒室試驗器。

　　2015 年底試驗器建成時最高試驗壓力達到了 6.95 MPa(1009 psi)，最高試驗溫度達到了 1089 K(1500 ℉)，最大空氣流量達到了54 kg/s(120 lb/s)，可用于目前最先進的民用發動機 GE9X 開展 7 頭部扇形燃燒室試驗。相比之下，國內差距較大。近 20 年來我國航空發動機科研院所的燃燒室試驗器實際能夠達到的試驗壓力、溫度普遍停留在 3 MPa、900 K 以內的水平，更高壓力和溫度的試驗器十分稀缺，2.5 MPa 以上的高溫高壓全環試驗能力尤為薄弱。直到最近2 年個別科研單位才建成了 4.5 MPa、923 K 的扇形燃燒室試驗器，縮小了與國外的差距。

　　3.2 測試技術水平

　　在燃燒室試驗氣動參數測量方面，國外往往測量精度更高。約 1986 年，PW 公司開展扇形和全環燃燒室試驗時，進氣壓力測量精度就能達到±0.1%，進氣溫度 在 260 ℃ 以內的溫度測量精度能達到±0.139 ℃，進氣溫度在 815 ℃ 以內的溫度測量精度可達到±0.56 ℃，出口燃氣溫度(最高約 1800 ℃)測量精度可達到±0.5%[24]，而且具有一定代表性。

　　在國內，燃燒室進氣壓力和溫度測量精度目前還普遍停留在±0.5% 的水平，出口燃氣溫度測量誤差受熱電偶耙冷卻影響較大，測量精度難以達到±1%(偏差±50 ℃以上都有可能)。在污染排放測量方面，國外科研單位對國際通用的 ICAO 和 SAE 相關規范十分熟悉，而且及時跟進最新動態，對測試系統的搭建也具有豐富的經驗。分析儀器方面，UHC、CO/CO2、NOx 等成分分析儀技術已十分成熟，美國 CAI 和德國 Simens 生產的分析儀表在國內外應用十分廣泛。另外，從文獻[25] 可知，微粒子測量設備至少在 7 年前就已相對成熟，在歐美很多研究機構的排放測量系統中已廣泛配置，相關標準也已頒布(如 SAE AIR6241)。

　　在國內，由于軍機研制起步較早，民機較晚，國內科研單位對污染排放重視程度不夠 ，在測量規范上 對 ICAO 和SAE 關注較少，目前仍一直沿用的是 20 世紀 80 年代發布的 2 份國內標準(HB6116 和 HB6117)，直到2020 年才進行了升版。在民機排放測量方面，目前國內在測試系統搭建和使用維護等方面的經驗積累較少，國產的氣體成分分析儀在部分技術指標和可靠性等方面難以滿足測量規范的要求。國內已搭建的測量系統均采用的是國外品牌的分析儀，多數系統在樣氣冷卻與保溫、傳輸時間等方面存在一定問題，滿足 ICAO 和 SAE 的基本要求。

　　微粒子測量最近幾年才得到關注，國內部分單位雖已具備顆粒物質量和數量的測量能力，但不完全滿足最新 ICAO和 SAE 規范要求。在非接觸式測量方面，國外科研機構開展燃燒室試驗時(尤其是單頭部)，光學設備應用較多且使用經驗豐富 ，如美 國 NASA 在 ASCR 臺上配置 了PLIF、米氏散射、化學發光和拉曼(Raman)等 4 種激光測試能力和光學冒煙測量儀，用于單頭部和矩形多頭部試驗 ;德 國 DLR 在 HBK-S 臺上配置 了PDPA(相位多普勒粒子)、PIV、PLIF、CARS(相干反斯托克斯拉曼散射)、LII 和拉曼 6 種光學設備，用于單頭部試驗。近幾年德國某公司還有采用瑞利散射測量 3 頭部扇形燃燒室出口流場、壓力和溫度分布的案例[26]。

　　采用這些光學手段不僅可避免對燃燒室內部流場產生干擾，而且還可以直觀地測量或呈現反應區的組分濃度、空間分布和火焰結構等，加深設計人員對燃燒室內部的流動與反應過程的認識，便于設計方案修改和迭代。而國內目前開展燃燒室試驗仍以接觸式測量為主，光學儀器方面僅 PIV、PDPA 和 PLIF 使用較多，其他光學設備由于布置和調試較復雜等原因，目前多停留在實驗室階段，尚未達到工程化應用的層面。對于燃燒室內部的光學測量，國內具有一定的低頻低壓測試能力，但仍缺乏成熟的加溫加壓環境下的高頻診斷和光學試驗件設計能力。

　　在燃油噴嘴霧化試驗方面，國外發動機 OEM 供應 商 ( 如 GE 和 RR 等 公 司 ) 已 廣 泛 使 用 美 國Enurga 公司開發的激光消光技術和產品(Setscan)測量霧錐截面的周向濃度分布和徑向濃度分布，在計算機中直接生成易于判讀的密度云。而國內還一直沿用噴嘴試驗標準(HB7667-2000)規定的傳統機械收集法，存在試驗效率低、判讀誤差大等缺點，直到近 2～3 年才開始陸續采購和使用這種光學設備。

　　3.3 試驗豐富性和前瞻性

　　國外航空發達國家不僅在燃燒室試驗方面經驗豐富、測試手段成熟，而且除常規試驗項目外，還進行了許多非常規試驗，較深入地研究了各種因素對燃燒室性能的影響。例如，為了支撐民機適航取證，法國 DGA 在 2010 年左右開展了單頭部燃燒室吸雨模擬試驗，檢驗了燃燒室的工作穩定性和效率損失[28]。為了加深對點火機理的理解，德國 DLR 在2010 年左右采用高速攝像和 PLIF 等光學手段研究了高空點火過程中火焰的傳播規律[29]。

　　為了研究燃油在噴射時出現相變對噴霧特性的影響，加拿大NRC 在 2017 年左右采用米氏散射和 PIV 等光學手段研究了壓力霧化噴嘴在燃油超高溫條件下(755 K)的噴霧情況[30]。出于防止噴嘴結焦、降低污染排放及未來石油資源面臨枯竭等多種因素考慮，最近幾年國外正廣泛采用 SPK(合成烷烴煤油)、生物燃油/煤油混合物等各種替代燃料對燃燒室性能影響的試驗研究，評估替代航空煤油的可行性[15, 31]，部分燃料已進入實用階段 。

　　4 思考與總結

　　隨著我國大型客機研制工作的開展，國內相關單位從 2012 年開始也積極研發配套的大涵道比渦扇發動機，目前驗證機已基本達標，正在發展相關型號。在借鑒國外民機和參考國內軍機試驗技術的基礎上，我國民機燃燒室試驗技術也取得了較快的發展，國內相關高校和研究所也在開展大量基礎理論和關鍵技術攻關。近幾年，國內針對窄體客機和寬體客機燃燒室，除了開展點火熄火、燃燒效率和出口溫度場等常規的試驗科目外，針對 LPP 燃燒室的固有特點還開展了煤油結焦研究試驗、穩態噴嘴熱防護試驗、振蕩燃燒研究試驗和燃燒室振蕩邊界摸底試驗等，在試驗方法上積累了寶貴的經驗。

　　燃燒室污染排放測試技術已打破國內局限，基本達到 ICAO 和SAE 的最新規范的要求。PLIF、CARS 等光學診斷技術也逐漸受到重視，在單頭部燃燒室試驗中應用越來越多。相關單位對標美國 GE 公司和英國 RR公司，即將建成一批與國際水平接軌的民機燃燒室試驗器。由于國內民機燃燒室研制經驗尚不夠豐富，相應的試驗技術尚存在一些有待填補空白或加強的地方，如燃燒室吸雨試驗技術、循環工況下的噴嘴熱防護試驗技術、自燃回火試驗技術和替代燃料試驗技術等問題亟待解決。

　　5 結論與建議

　　民機燃燒室研制與燃燒室試驗密不可分，且大量燃燒室試驗主要集中在 TRL3～TRL5 階段開展。從某種意義上說，燃燒室試驗技術水平決定了燃燒室研制水平。民機燃燒室試驗技術涵蓋試驗方法、試驗設備、測試儀器、數據采集與處理等多個方面，還涉及光學、聲學和動態等非常規測試領域，需要全面掌握和發展才能支撐民機低污染燃燒室的研發工作。目前，國內外燃燒室試驗技術仍存在著較大差距。但與軍機相比，民機相對開放，對外合作較容易，因此可積極向西方發達國家學習先進技術，在試驗器建設、試驗方法和測試技術等方面廣泛開展的國際合作，取長補短，快速縮短與發達國家的差距，為我國商用大飛機發動機燃燒室研制提供有力的保障，提升行業的發展水平。

　　參考文獻：

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　　作者：孟剛*，何敏，張經緯，陳志龍，秦皓，鄭丹