航空發(fā)動機(jī)燃燒室噴嘴內(nèi)燃油傳熱特性的數(shù)值研究

苗　輝，王慧汝，賈　真，扈鵬飛（.中航空天發(fā)動機(jī)研究院有限公司，北京0008；.沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計研究所，沈陽005）

航空發(fā)動機(jī)燃燒室噴嘴內(nèi)燃油傳熱特性的數(shù)值研究

苗輝1，王慧汝1，賈真1，扈鵬飛2
（1.中航空天發(fā)動機(jī)研究院有限公司，北京100028；2.沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計研究所，沈陽110015）

摘要：采用數(shù)值模擬方法，研究航空發(fā)動機(jī)燃燒室噴嘴內(nèi)燃油的傳熱特性：使用三維建模軟件對噴嘴進(jìn)行精細(xì)的幾何建模，噴嘴模型包括旋流器葉片和隔熱套管等細(xì)節(jié)特征；采用商業(yè)CFD軟件對比研究不同噴嘴內(nèi)燃油的傳熱特性，確定噴嘴隔熱套管的隔熱效果。結(jié)果表明，在所給工況條件下，隔熱套管能減少噴嘴桿部溫升約50%，對主油路溫升的抑制作用隨著主油路流量的增加而逐漸減小，對副油路燃油溫升的抑制作用比較明顯且基本不隨主油路流量變化。工程算法和數(shù)值模擬計算的噴嘴出口燃油溫度之間相差明顯。

關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機(jī)；燃燒室；燃油噴嘴；熱防護(hù)；傳熱；結(jié)焦；數(shù)值模擬

1　引言

先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)的總壓比越來越高，壓氣機(jī)出口溫度也顯著增加。如推重比10一級發(fā)動機(jī)，壓氣機(jī)出口總溫可達(dá)1 000 K［1］。而壓氣機(jī)出口溫度的增加，導(dǎo)致噴嘴內(nèi)燃油溫度隨之上升，增加了燃油沉積和結(jié)焦的風(fēng)險［2-4］，為發(fā)動機(jī)帶來極大的安全隱患。很多學(xué)者［5-7］從燃油結(jié)焦特性方面對航空發(fā)動機(jī)燃燒室燃油噴嘴進(jìn)行了研究，結(jié)果顯示燃油管道沉積率等參數(shù)與燃油溫度直接相關(guān)。

為控制燃油結(jié)焦風(fēng)險，在燃燒室設(shè)計階段就要對噴嘴內(nèi)的燃油溫度進(jìn)行計算。工程上，設(shè)計者們往往采用傳熱學(xué)基本公式［8］進(jìn)行簡單估算：把燃油噴嘴簡單分為桿部和頭部兩部分，分別選用實(shí)驗(yàn)關(guān)聯(lián)式進(jìn)行計算。對桿部換熱采用流體橫掠圓管公式，對頭部換熱則采用流體外掠平板公式［9］。

工程算法雖然簡單方便，但是由于其簡化模型與實(shí)際噴嘴結(jié)構(gòu)相差較大，且噴嘴周圍流動又非常復(fù)雜，所以只能定性計算燃油溫度，無法獲得詳細(xì)的流場、溫度場特征和為噴嘴熱防護(hù)提供依據(jù)。采用詳細(xì)的數(shù)值模擬計算，可彌補(bǔ)工程算法的不足。

本文對實(shí)際噴嘴進(jìn)行三維數(shù)值模擬，考察流場和溫度場特征，并通過計算結(jié)果對比，研究噴嘴隔熱套管的隔熱效果。

2　噴嘴模型和計算工況

數(shù)值模擬所用到的噴嘴模型為氣動噴嘴，具有主油路和副油路兩個燃油通道，包含兩級旋流器，各有6個葉片，如圖1所示。圖中加裝隔熱套管的噴嘴，其隔熱套管和噴嘴桿部本體之間有空氣間隙，以產(chǎn)生隔熱效果。數(shù)值計算中的噴嘴模型，包含內(nèi)錐、分油環(huán)和葉片等精細(xì)化的結(jié)構(gòu)特征。

圖1　燃油噴嘴結(jié)構(gòu)模型Fig.1 Schematic views of fuel injector

計算條件模擬推重比10一級發(fā)動機(jī)典型燃燒室的工況參數(shù)，主流氣流速度為50 m/s，溫度約為810 K。假設(shè)主、副油路燃油進(jìn)口溫度均為373.15 K，副油路流量恒定為60 L/min，主油路流量范圍為100～600 L/min。

3　數(shù)值計算方法

數(shù)值模擬采用三維計算域（圖2），包含燃油域、固體結(jié)構(gòu)域和空氣域三部分，流體和固體結(jié)構(gòu)的交界面為耦合面，采用流/熱耦合方式計算傳熱性能。由于主要研究對象為燃油在噴嘴內(nèi)的傳熱性能，所以在數(shù)值計算中，不考慮噴嘴出口下游燃油的霧化、蒸發(fā)、摻混、燃燒過程對噴嘴內(nèi)燃油傳熱的影響，將燃油域從噴嘴出口絕熱延長至計算域出口［9］。為節(jié)省計算資源，在噴嘴下游的計算域長度較短。

圖2　計算域示意圖（隔熱噴嘴）Fig.2 Computational domain

采用ICEM生成非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，對燃油域、固體結(jié)構(gòu)域和空氣近壁區(qū)域進(jìn)行加密，總網(wǎng)格數(shù)量約為1 000萬。采用商業(yè)軟件Fluent 14.5進(jìn)行數(shù)值計算，空氣和燃油的物性參數(shù)為溫度的函數(shù)。湍流模型采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型，壁面采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)處理?？諝庥嬎阌虿捎盟俣热肟?、壓力出口的邊界條件。

采用SIMPLEC壓力速度耦合算法，二階迎風(fēng)差分格式，收斂精度為10-4。在網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證中，計算采用的網(wǎng)格數(shù)目分別為1 000萬和1 800萬，對燃油出口平均溫度的計算結(jié)果相差不到1%，故下面選取節(jié)點(diǎn)數(shù)為1 000萬左右的網(wǎng)格進(jìn)行計算。

4　結(jié)果與討論

4.1典型工況對比分析

圖3所示為主油路流量500 L/h、副油路流量60 L/h條件下，原始噴嘴和隔熱噴嘴固體結(jié)構(gòu)區(qū)域的溫度云圖。可見，旋流器外環(huán)和隔熱套管的溫度接近氣流溫度，旋流器葉片溫度有明顯的過渡。傳熱過程中，旋流器葉片起到的類似翅片的作用，增強(qiáng)了主油路在頭部的換熱。

圖4示出了上面算例中主、副油路燃油溫升情況，圖中將噴嘴簡單分為桿部和頭部兩部分分別考察。由圖中可知，原始噴嘴中，副油路在桿部的溫升大于在頭部的溫升，而主油路在頭部的溫升大于在桿部的溫升。這是因?yàn)橹饔吐吩陬^部的傳熱面積明顯比在桿部的大，而副油路在頭部的傳熱面積比在桿部的?。ǜ庇吐吩陬^部的橫截面浸潤周長與桿部的相當(dāng)，但沿燃油流向頭部的長度比桿部的?。?/p>

隔熱套管的主要作用，是在從熱空氣流到燃油的傳熱過程中增加了一段空氣夾層，借助空氣低導(dǎo)熱系數(shù)的特點(diǎn)，減小了整個傳熱過程的傳熱系數(shù)。在算例中，隔熱套管使副油路的桿部溫升下降了48.0%，使主油路的桿部溫升下降了54.5%。故隔熱套管使桿部的總傳熱系數(shù)大約減小了50.0%，對溫升的抑制作用明顯，但對頭部換熱基本沒有影響。

4.2主油路燃油流量的影響

航空發(fā)動機(jī)在一個工作周期內(nèi)，副油路燃油流量變化較小，而主油路燃油流量調(diào)節(jié)范圍較大。主油路的燃油流量變化對噴嘴溫度場和燃油溫升等有重要影響，如圖5所示?？梢姡S著主油路流量的增加，副油路出口溫度基本恒定，主油路出口溫度顯著降低。因此，隔熱套管可明顯抑制副油路的溫升，約25%，且基本保持恒定。而隨著主油路流量的增加，隔熱套管對主油路溫升的抑制作用明顯降低。

4.3工程算法與數(shù)值模擬計算結(jié)果對比

圖6對比了工程算法與數(shù)值模擬方法的燃油出口溫度計算結(jié)果。工程算法的詳細(xì)推導(dǎo)過程見文獻(xiàn)［9］。由圖中可知，工程算法與數(shù)值模擬方法計算的燃油出口溫度具有相同的趨勢，隨著主油路流量的增加，主油路溫度降低且降低幅度越來越小，但數(shù)值模擬方法計算的出口燃油溫度明顯比工程算法的高。其原因可能是工程算法忽略了很多影響傳熱效果的細(xì)節(jié)特征，如旋流器翅片等。在副油路流量保持恒定時，主油路流量越小，工程算法與數(shù)值模擬方法計算結(jié)果之間的偏差越明顯。如當(dāng)主油路流量為100 L/h時，工程算法計算的原始噴嘴主油路溫升，

圖3　典型工況下噴嘴結(jié)構(gòu)溫度場Fig.3 The temperature contours of injector at typical conditions

圖4　典型工況下燃油溫升情況Fig.4 Temperature rise of fuel at typical conditions

圖5　主油路燃油流量對燃油出口溫度的影響Fig.5 Effect of flow rate of primary fuel channel on fuel outlet temperature

圖6　工程算法與數(shù)值模擬方法計算結(jié)果對比Fig.6 The comparison of engineering method and numerical simulation results

僅為數(shù)值模擬方法計算結(jié)果的28%左右。

5　結(jié)論

（1）隔熱套管對主、副油路在桿部溫升的抑制效果明顯。所給算例中，可使桿部溫升下降約50%。

（2）副油路流量不變時，隨著主油路流量的增加，隔熱套管對副油路溫升的抑制作用保持一定，約為25%；對主油路溫升的抑制作用逐漸降低。

（3）工程算法和數(shù)值模擬計算的噴嘴出口燃油溫度之間相差明顯。當(dāng)主油路流量為100 L/h時，工程算法計算的原始噴嘴主油路溫升，僅為數(shù)值算法結(jié)果的28%左右。

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中圖分類號：V231.1

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

文章編號：1672-2620（2015）03-0030-03

收稿日期：2014-06-04；修回日期：2014-08-11

作者簡介：苗輝（1984-），男，河南滑縣人，高級工程師，博士，主要從事航空發(fā)動機(jī)傳熱與燃燒研究。

Numerical investigation of heat transfer characteristics of aero-engine combustor injector

MIAO Hui1，WANG Hui-ru1，JIA Zhen1，HU Peng-fei2
（1.AVIC Academy of Aeronautic Propulsion Technology，Beijing 100028，China；2.Shenyang Aero-engine Research Institute，Shenyang 110015，China）

Abstract：Numerical study on the heat transfer performance of aero-engine combustor injector was conducted.Elaborate geometry models with swirler blades and heat insulation casing（HIC）were presented. Comparative heat transfer researches were performed to estimate the effect of HIC on temperature rise of aviation kerosene through the injector.It is found that HIC decrease the temperature rise in bar department of injector by 50%in typical cases.Additionally，HIC has a more obvious effect on thermal protection for secondary fuel channel than for primary fuel channel.Furthermore，with increase in flow rate of primary fuel channel，the thermal protection influence of HIC on primary fuel channel become weaker，and no significant change of that influence on secondary fuel channel were found.Finally，engineering method would get a remarkable lower temperature rise than numerical simulation.

Key words：aero-engine；combustor；fuel injector；heat insulation injector；heat transfer；fuel coke；numerical simulation