燃?xì)廨啓C(jī)空氣霧化噴嘴工作特性研究及火焰筒頭部數(shù)值模擬

周 兵，趙晨光 ，張寶誠 ，王 立

(1.沈陽航空工業(yè)學(xué)院，沈陽 110136；2.中國航空動力機(jī)械研究所，湖南株洲 412002)

1 引言

燃油噴嘴是燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室主要部件之一，功用是將燃油霧化，形成混氣，保證穩(wěn)定燃燒和提高燃燒效率。燃油霧化質(zhì)量、液霧蒸發(fā)和運(yùn)動軌跡、燃油濃度分布對燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室各項(xiàng)性能指標(biāo)有重大影響。霧化質(zhì)量差，濃度分布不均勻，噴霧錐角不適當(dāng)?shù)龋苯佑绊懭紵液蜏u輪的壽命及污染物排放。提高噴嘴設(shè)計(jì)水平、改善霧化質(zhì)量是關(guān)鍵技術(shù)之一[1,2]。

本文所述試驗(yàn)是在沈陽航空學(xué)院的燃油激光綜合試驗(yàn)系統(tǒng)上進(jìn)行的。重點(diǎn)對某燃?xì)廨啓C(jī)的空氣霧化噴嘴在多個工況下的霧化特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究和測量，并應(yīng)用Fluent軟件進(jìn)行了火焰筒的數(shù)值模擬。

2 試驗(yàn)設(shè)備

2.1 燃油噴嘴綜合試驗(yàn)器

試驗(yàn)設(shè)備主要包括燃油噴嘴試驗(yàn)臺、相位多普勒粒子分析儀、激光多普勒測速儀系統(tǒng)（PDPA/LDV）、試驗(yàn)器計(jì)量系統(tǒng)、燃油供給系統(tǒng)、回油系統(tǒng)、引風(fēng)系統(tǒng)、電機(jī)控制系統(tǒng)、控制臺、計(jì)算機(jī)采集系統(tǒng)和數(shù)據(jù)處理顯示系統(tǒng)等，如圖1所示。

圖1 燃油噴嘴綜合試驗(yàn)系統(tǒng)

2.2 試驗(yàn)噴嘴

試驗(yàn)噴嘴采用某燃?xì)廨啓C(jī)空氣霧化噴嘴，殼體內(nèi)有Ⅰ、Ⅱ2條油路，相互獨(dú)立，并有各自的噴嘴體；共有3個通道，外環(huán)是霧化空氣通道，內(nèi)2環(huán)是燃油通道。其結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 某燃?xì)廨啓C(jī)燃料噴嘴結(jié)構(gòu)

3 試驗(yàn)結(jié)果及分析

3.1 噴嘴流量特性試驗(yàn)

流量特性試驗(yàn)用于測定在供油系統(tǒng)壓力改變時噴嘴噴出的燃油流量（mf）的改變。mf-P曲線如圖3所示，Ⅰ、Ⅱ油路和共同工作的mf-P具體值見表1。上述結(jié)果表明：（1）隨著供油壓力增大，在Ⅰ、Ⅱ油路單獨(dú)工作和共同工作時，燃油流量均增大；（2）Ⅱ油路流量稍大于Ⅰ油路的，約大 2000 mL/min。（3）在供油壓力較小條件下，流量隨供油壓力增大得較快，但隨著壓力繼續(xù)增大，流量增速減緩，符合規(guī)律。

3.2 噴嘴噴霧錐角試驗(yàn)

噴嘴噴霧錐角試驗(yàn)是通過計(jì)算機(jī)圖像處理進(jìn)行的。在不同工況下所測的噴霧錐角值見表2。

從表2中可以看出：（1）當(dāng)氣壓為0時，改變油壓，該噴嘴的噴霧錐角均值為76°左右，油壓的改變對空氣霧化噴嘴的噴霧錐角影響不大；最大角波動為5°～7°；氣壓加大，錐角波動隨之變大；氣壓增大到0.3 MPa，平均噴霧錐角從76°減小至68°。（2）油壓不變，隨著氣壓增大，錐角有減小的趨勢，但這種趨勢隨著壓力增大而有所減緩。

圖3 共同工作供油特性曲線

表1 2條油路在共同工作時燃油流量隨供油壓力的變化 (mL/min)

3.3 霧化粒度試驗(yàn)

在不同工況下所測的SMD值見表3。隨著供氣壓力的增大，SMD值呈現(xiàn)明顯減小的趨勢，前期減小的幅度較大，后來減小幅度減??；當(dāng)供氣壓力不變而改變供油壓力時，SMD值在沒有加氣時呈現(xiàn)減小趨勢。從空氣霧化噴嘴試驗(yàn)研究結(jié)果可以看出，加氣后，數(shù)據(jù)存在一定波動，但整體上近似為一常量，在同一氣壓下的SMD值在其均值附近波動，波動程度隨著氣壓的增大而降低；加氣后，霧化粒度在25～30范圍內(nèi)，還可以看出，油壓改變對該噴嘴的霧化效果影響不大，但氣壓改變對SMD值有重要影響，表明加氣對空氣霧化噴嘴霧化質(zhì)量的改善起主導(dǎo)作用。

表2 不同供油壓力、空氣壓力下的噴霧錐角 μm

表3 不同供油壓力、空氣壓力下噴嘴SMD測量值 μm

對Ⅱ油路霧化的SMD值隨供氣壓力的變化關(guān)系進(jìn)行擬合，得到下列關(guān)系

按照上式計(jì)算典型壓力下SMD值，結(jié)果見表4。從表4中可以看出，其誤差在5%以內(nèi)。

表4 計(jì)算值和實(shí)測值比較

4 燃燒室數(shù)值模擬

對某地面燃?xì)廨啓C(jī)火焰筒進(jìn)行數(shù)值模擬，利用GAMBIT軟件比較建立仿真模型。該火焰筒的網(wǎng)格劃分如圖4所示，詳細(xì)計(jì)算方法見文獻(xiàn)[5]。

圖4 計(jì)算網(wǎng)格

該火焰筒為環(huán)管燃燒室，共有6個主燃孔，距火焰筒進(jìn)口截面距離為110 mm。在本次計(jì)算中，燃燒室進(jìn)口溫度為T2*=710.2 K，進(jìn)口壓力為=1.7536 MPa；每個火焰筒的進(jìn)氣量為ma=5.478 kg/s，供油量為mf=0.116 kg/s。

計(jì)算結(jié)果和分析如下。

（1）z=0截面的溫度場如圖5所示。設(shè)火焰筒進(jìn)口截面x=0，主燃孔對應(yīng)截面x=110 mm。主燃孔截面溫度場如圖6所示?？梢钥闯觯摶鹧嫱驳臏囟确植季哂写硇?，高溫區(qū)在主燃區(qū)，中溫區(qū)在中間區(qū)，到達(dá)摻混區(qū)后溫度明顯降低，說明主燃區(qū)進(jìn)入的空氣使混氣更穩(wěn)定地燃燒，造成高溫區(qū)相當(dāng)集中；摻混區(qū)進(jìn)入的空氣降低了燃?xì)鉁囟龋谷細(xì)獬浞志鶞?。該溫度分布代表了火焰筒分區(qū)設(shè)計(jì)特點(diǎn)，反映了火焰筒頭部設(shè)計(jì)規(guī)律。高溫區(qū)（＞2000 K）主要集中在火焰筒主燃區(qū)附近，尤其是在火焰筒頭部主燃孔之前區(qū)域，所對應(yīng)的最高溫度為2540 K。區(qū)域中2100～2500 K的溫度即相當(dāng)于航空煤油（RP系列）的理論燃燒溫度。

（2）在火焰筒頭部前端，存在1個低溫區(qū)，即噴嘴油霧區(qū)，表明大部分燃料并未燃燒，油滴處于蒸發(fā)混合的熱力準(zhǔn)備過程。此段軸向距噴嘴噴口端面約為x=10 mm，占火焰筒總長度的2.5%，符合火焰筒頭部幾何尺寸設(shè)計(jì)范圍（一般＜10%）要求。

（3）從圖6中可以看出，在主燃孔對應(yīng)截面溫度較高，高溫區(qū)多，對應(yīng)的各主燃進(jìn)氣孔空氣均有一定穿透深度，但未達(dá)到火焰筒中心線。

圖5 z=0截面溫度場

圖6 主燃孔截面溫度場

（4）燃油在火焰筒中的滯留時間如圖7所示，燃油在火焰筒中的運(yùn)動速度如圖8所示?？梢钥闯?，燃油在火焰筒中的生存時間約為1.43 ms，與混氣在火焰筒中的停留時間（5～7 ms）相比，完全可以充分燃燒。燃油軌跡的末端均發(fā)生彎曲或折轉(zhuǎn)，這是火焰筒頭部流場綜合作用的結(jié)果。

圖7 燃油在火焰筒中的滯留時間

從圖8中可以看出，燃油離開噴口時的速度約為35～40m/s，之后受火焰筒頭部進(jìn)氣射流的影響，燃油速度有所降低；霧滴在回流區(qū)被氣體加熱后穿過回流區(qū)中心，在這個過程中，邊蒸發(fā)，邊混合，邊燃燒。

圖8 燃油在火焰筒中的運(yùn)動速度

5 結(jié)論

（1）噴嘴在Ⅰ、Ⅱ油路單獨(dú)工作和共同工作時，在一定的供氣壓力范圍內(nèi)，隨著供氣壓力增大，霧化粒度SMD減小，而當(dāng)供氣壓力增大到一定程度時，霧化粒度基本不變。

（2）當(dāng)供氣壓力不變時，噴嘴噴霧錐角基本不受供油壓力的影響；當(dāng)供油壓力不變時，噴霧錐角隨著供氣壓力的增大有所減小，當(dāng)氣壓增加到一定程度時，錐角基本保持不變。

（3）數(shù)值模擬計(jì)算表明：火焰筒頭部有穩(wěn)定的回流區(qū)，高溫區(qū)集中在主燃孔附近，中心有高溫渦束；油滴在火焰筒頭部的生存時間為1.43 ms，遠(yuǎn)短于混氣在火焰筒中的停留時間（7～12 ms），能充分燃燒。

[1]張寶誠.航空發(fā)動機(jī)試驗(yàn)和測試技術(shù)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[2]張寶誠編著.航空發(fā)動機(jī)燃燒室燃油噴嘴的設(shè)計(jì)和試驗(yàn)[M].沈陽:沈陽航空工業(yè)學(xué)院,2005：12-50.

[3]Rich N K.Model for Research Swirl Atomizers[R].AIAA94-2777,1994.

[4]R J Rollbuler.Experimental Studied on Effervescent Atomizers with Wide Spray Angles,School of Mechanical engineering[R].Purdue University，NASA.Lewis，ClevelandOH44135,Unites States,AGRAD,1993.3

[5]Khalil，Essan Eldin. Numerical Computation of Turbulent Reacting Combustor Flows,Numerical Methods in Heat Transfer[J].John Wiley&Sons Ltd,1981.