帶旋流器的燃油噴嘴工作特性及火焰筒頭部數(shù)值模擬

周 兵,張寶誠,劉 凱,馬洪安

（沈陽航空航天大學(xué)動力與能源工程學(xué)院，沈陽 110136）

1 引言

燃油噴嘴是燃燒室主要部件之一，其性能直接影響到燃燒室的穩(wěn)定工作，以及航空發(fā)動機(jī)的使用要求、推力、耗油率和工作經(jīng)濟(jì)性。在航空發(fā)動機(jī)研制中，提高噴嘴的設(shè)計(jì)水平，改善霧化質(zhì)量是其關(guān)鍵技術(shù)之一[1-2]。

本試驗(yàn)是在沈陽航空航天大學(xué)的燃油激光綜合試驗(yàn)系統(tǒng)上進(jìn)行的，重點(diǎn)研究了某型發(fā)動機(jī)燃油噴嘴和旋流器的相互作用。

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。

2.2 試驗(yàn)噴嘴

試驗(yàn)采用的噴嘴是1個(gè)雙路離心式噴嘴。噴嘴殼體內(nèi)有主、副2條油路，互相獨(dú)立，并有各自的旋流槽和噴口，在噴嘴外圍加1個(gè)空氣旋流器，共5個(gè)葉片，葉片出口角為79°，如圖2所示。

3 試驗(yàn)結(jié)果及分析

3.1 噴嘴的流量特性試驗(yàn)

噴嘴的流量特性試驗(yàn)是測定隨供油系統(tǒng)壓力的增加噴嘴噴出的燃油量的變化，即mf～ΔP曲線。主、副油路共同工作時(shí)供油量mf隨供油壓力P的變化數(shù)據(jù)見表1（多次試驗(yàn)典型值）。

上述結(jié)果表明:

（1）流量隨壓力的增大而增加。壓力增大初期，流量明顯增加；但是當(dāng)壓力增大到一定程度時(shí)，流量趨于穩(wěn)定，即符合規(guī)律。

（2）主、副油路的噴嘴流量有明顯差異，基本是15倍關(guān)系。

（3）當(dāng)供油壓力從較高值繼續(xù)增大時(shí)，流量增加減緩，供油量的增加受噴口的限制（主、副油路共同工作時(shí)供油特性曲線如圖3所示）。

表1 主、副油路共同工作時(shí)流量隨供油壓力的變化

3.2 噴嘴噴霧錐角試驗(yàn)

噴霧錐角通過錐角測量軟件測得。主油路噴霧錐角隨供油壓力的變化見表2。從表中可見，隨著主油路壓力的增大，主油路噴霧錐角逐漸減小。當(dāng)壓力從0.6 MPa增大至2.1 MPa，錐角減小了3.8°，改變量很小，可認(rèn)為壓力對噴霧錐角的影響很小。通入旋流空氣后，噴霧錐角比不加旋流空氣時(shí)的增加15°±5°；但改變旋流器空氣壓差，錐角基本不變?？梢钥闯?，旋流流動能夠在一定程度上使噴霧錐角增大，但旋流空氣壓差改變對錐角的影響很小。從表3中可見，副油路噴霧錐角在70°±4°范圍，壓力變化對噴霧錐角基本沒有影響。共同工作時(shí)，由于主、副噴口相互影響，噴霧錐角略小于主油路單獨(dú)工作時(shí)的，具體數(shù)據(jù)見表4。

3.3 霧化粒度試驗(yàn)

主、副油路單獨(dú)工作及共同工作時(shí)的SMD測量值分別見表5～7。從表中可見：

（1）隨著主油路供油壓力的增大，SMD呈減小趨勢，由0.6 MPa時(shí)的22.69μm減小到2.1 MPa時(shí)的

12.61μm。說明在一定壓力范圍內(nèi)，壓力增大可明顯降低霧化的SMD值。還可以看出，在油壓較小時(shí)通入旋流空氣后SMD明顯減??；在油壓增大到1.5 MPa時(shí)，旋流流動對霧化SMD值影響不大。

表2 主油路噴霧錐角隨供油壓力的變化

表3 副油路噴霧錐角隨供油壓力的變化

表4 共同工作時(shí)噴霧錐角

表5 主油路單獨(dú)工作時(shí)SMD測量值

表6 副油路單獨(dú)工作時(shí)SMD測量值

表7 主副油路共同工作時(shí)SMD測量值

（2）副油路單獨(dú)工作時(shí)，SMD值隨壓力的增大略有減??；與主油路單獨(dú)工作時(shí)相比，副油路單獨(dú)工作時(shí)的SMD值明顯減小，且在低壓下霧化質(zhì)量良好。

（3）當(dāng)主油路供油壓力達(dá)到1.5 MPa后，主、副油路共同工作的SMD值基本不變；當(dāng)副油路壓力不變時(shí)，增大主油路壓力可使SMD值減小。

4 燃燒室數(shù)值仿真

本研究模擬了某發(fā)動機(jī)燃油噴嘴最大工作狀態(tài)。該型燃燒室為環(huán)管，采用1個(gè)火焰筒即可模擬計(jì)算，重點(diǎn)研究了其頭部區(qū)域流場與溫場，利用GAMBIT軟件建立了仿真模型。

4.1 基本控制方程

根據(jù)質(zhì)量守恒、能量平衡、動量平衡和組分平衡的基本規(guī)律,分析流體流動、傳熱傳質(zhì)和燃燒過程，以及對湍流輸運(yùn)、湍流燃燒、化學(xué)動力學(xué)、輻射換熱等分過程的模擬，建立了控制反應(yīng)流過程的基本方程組。

反應(yīng)流基本方程為

式中：Φ為變量；ΓΦ、SΦ分別為對應(yīng)于Φ的交換系數(shù)和源項(xiàng)。

詳細(xì)計(jì)算方程見文獻(xiàn)[4]。

4.2 計(jì)算結(jié)果

對試驗(yàn)用火焰筒劃分的網(wǎng)格如圖4所示。

計(jì)算結(jié)果和分析如下。

（1）x=0截面的溫度場如圖5所示。主燃孔截面（z=129）的周向溫度如圖6所示。從圖中可見，該火焰筒的溫度分布具有代表性；高溫區(qū)在主燃區(qū)，補(bǔ)燃區(qū)內(nèi)有部分未燃?xì)怏w燃燒，摻混區(qū)后溫度明顯降低；高溫區(qū)（2000～2200 K）主要集中在火焰筒主燃孔與補(bǔ)燃孔之間，在z=129截面，最高溫度為2250 K；在火焰筒頭部前端，包括噴嘴油霧區(qū)在內(nèi)，均是低溫區(qū)。上述情況表明：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10～20 mm，占火焰筒總長度的5%～7%，符合火焰筒頭部氣動設(shè)計(jì)。

（2）燃油在火焰筒中的滯留時(shí)間如圖7所示。從圖中可見，燃油在火焰筒中的生存時(shí)間約為0.7 ms，也就是燃油從離開噴口后形成油膜、蒸發(fā)至燃燒僅需不到1 ms。與混氣在火焰筒中停留時(shí)間（5～7 ms）相比，燃油完全可以充分燃燒。燃油軌跡的末端均發(fā)生彎曲或折轉(zhuǎn)，這是火焰筒旋流氣流和頭部進(jìn)氣流場綜合作用的結(jié)果。

（3）燃油在火焰筒中的濃度如圖8所示。燃油離開噴口后，受火焰筒頭部進(jìn)氣射流的夾帶作用，油膜外邊界處于回流區(qū)外的順流并參與燃燒，油膜內(nèi)邊界處于回流區(qū)，整個(gè)油膜斜向穿過回流區(qū)中心邊蒸發(fā)、邊混合、邊燃燒。

5 結(jié)論

（1）無論主、副油路單獨(dú)工作還是共同工作時(shí)，霧化粒度SMD都隨著壓力增大而減小；當(dāng)壓力增大到一定值時(shí)，霧化粒度基本不變。在較低油壓下，加旋流空氣能夠明顯提高霧化質(zhì)量。

（2）噴霧錐角基本上不受供油壓力的影響，加旋流空氣后錐角增加。

（3）只改變旋流空氣壓差對噴嘴工作特性沒有明顯影響。

（4）火焰筒頭部有明顯回流區(qū)，高溫區(qū)集中在主燃孔之前，中心區(qū)有高溫渦束，油膜斜向穿過回流區(qū)中心，其油滴生存時(shí)間為0.7 ms。在此過程中濃度迅速減小，油霧與氣流形成了復(fù)雜的流場。

[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.航空發(fā)動機(jī)燃燒室燃油噴嘴的設(shè)計(jì)和試驗(yàn)[J].沈陽航空工業(yè)學(xué)院學(xué)報(bào),2005,（5）：12-15.

[3]周兵,趙晨光,張寶誠,等.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[J].航空發(fā)動機(jī),2010,36（2）:55-58.