雙路離心式噴嘴流場特性實驗與數(shù)值研究

魏忠秀，馬洪安，付淑青，宮俊波，苗 磊

(沈陽航空航天大學(xué) 航空發(fā)動機學(xué)院,遼寧 沈陽 110136)

0 引言

噴嘴的霧化特性對發(fā)動機燃燒室的燃燒效率、燃燒穩(wěn)定性、污染物排放以及飛行器的安全可靠性具有重要意義。通過相位多普勒粒子分析儀(PDPA)、粒子圖像可視化等實驗手段，可以得出噴嘴實際工作時的油霧結(jié)構(gòu)、破碎形態(tài)等霧化特性。劉祺等[1]分別以水和正癸烷為介質(zhì)在高溫高壓定容彈內(nèi)進行離心式噴嘴的噴霧宏觀特性實驗，并結(jié)合陰影法與紋影法對霧化錐角和破碎長度進行光學(xué)測量，發(fā)現(xiàn)了噴嘴結(jié)構(gòu)對霧化角的影響機制、高背壓對表面張力和黏性力的影響從而影響霧化效果的原理。Shanmugadas等[2]對某型燃氣輪機噴嘴的不同霧化階段的液膜厚度、初始霧滴撞擊液膜形成的“隕石坑”尺寸分布、文丘里尖端邊緣厚度以及霧滴尺寸和速度分布等進行了定量測量，發(fā)現(xiàn)氣膜的波動受液滴的撞擊和空氣剪切作用的影響，主旋流中心環(huán)向回流區(qū)和文丘里尖端液環(huán)上反向旋轉(zhuǎn)的剪切層對霧化過程產(chǎn)生主要影響。Wahono等[3]通過高速攝影拍攝出液膜不對稱面從發(fā)展到破裂的過程，分析得出液膜的正弦不穩(wěn)定波振蕩是導(dǎo)致油膜破裂的主要原因，且波動很大程度上取決于氣液兩相的相對速度和氣液動量比。Cai等[4]采用PDPA和粒子圖像測速儀(PIV)在不同燃料溫度下對旋流噴嘴噴射速度的影響進行了測量，得到了液滴在低溫和高溫下(40 ℃～80 ℃)的流動特性和粒徑，驗證了PDPA對噴霧速度的可用性。

通過數(shù)值模擬可以彌補實驗的局限性，節(jié)省大量人力物力,了解噴嘴的霧化特性和油膜破碎機制，可以為噴嘴的設(shè)計制造提供理論支撐，對航空發(fā)動機的發(fā)展有重要意義。Moriyosh等[5]使用VOF(Volume of Fluent Model)模型對噴嘴內(nèi)部兩相流動、外部液膜的形成建立了模擬，并提出使用經(jīng)驗公式或以VOF模型的計算結(jié)果作為DDM模型的初始條件來模擬恒定容積內(nèi)的霧化效果。Jun等[6]用LES-VOF法對圓柱形噴嘴內(nèi)液體霧化行為的三維結(jié)構(gòu)進行了數(shù)值模擬和可視化研究。Befrui等[7]通過模擬計算得到噴霧破碎和噴嘴內(nèi)部結(jié)構(gòu)、噴口處結(jié)構(gòu)、噴射工況的關(guān)系，利用陰影成像技術(shù)研究了噴霧形態(tài)及其與燃油壓力和噴油器設(shè)計的關(guān)系。Buelow等[8]采用VOF多相流模型和模型計算模擬了穩(wěn)態(tài)下噴嘴內(nèi)部和噴口處的流動，預(yù)測了油膜厚度、霧化錐角、速度分布等。另外，隨著環(huán)保意識的加強和提高，對不同燃料的噴霧性能的研究[9-10]也逐漸展開。國內(nèi)研究人員[11-16]通過數(shù)值模擬也得到了噴嘴內(nèi)部流場、霧化錐角、液膜厚度及粒子分布特性等，其中宋大亮等[13]用數(shù)值模擬方法得出全流場的液膜形狀、氣渦與液膜共存的流場結(jié)構(gòu)和霧化錐角；徐讓書等[14]采用VOF多相流模型和大渦模擬計算方法對航空發(fā)動機離心噴嘴主路內(nèi)部流動和液膜破碎過程進行了模擬，獲了清晰的氣液相界面以及油膜的不穩(wěn)定波和初級破碎現(xiàn)象；王家俊等[16]通過數(shù)值計算和實驗對比得出某噴嘴流量數(shù)和索泰爾平均直徑(SMD)隨溫度的變化，分析認為溫度影響航空煤油密度、黏性力和分子張力等物性參數(shù)，而低溫下分子黏度很大程度上影響發(fā)動機低溫點火和高空啟動，因此對低溫下粒子破碎研究有重要意義。

綜上所述，對噴嘴外流場特性和霧化參數(shù)的實驗研究已相對完善，對噴嘴噴口內(nèi)外界面流場特征、結(jié)構(gòu)對噴口流場的影響考慮較少，針對低溫對霧化特性的影響的實驗研究更少。本文以某雙路離心式噴嘴為研究對象，采用激光多普勒粒子分析儀(PDPA/LDV)，完成了低溫霧化特性實驗研究；通過數(shù)值模擬研究了噴嘴內(nèi)部結(jié)構(gòu)對于噴口內(nèi)外交界面流場特性的影響，為掌握噴嘴霧化機制及優(yōu)化設(shè)計提供了理論基礎(chǔ)。

1 研究方法

1.1 實驗設(shè)備

本文通過相位多普勒激光霧化實驗系統(tǒng)進行實驗，實驗系統(tǒng)由噴霧臺、供油系統(tǒng)、光學(xué)測量系統(tǒng)、攝影儀、數(shù)據(jù)收集系統(tǒng)、控制臺等組成。應(yīng)用TSI公司的PDPA/激光多普勒測速儀系統(tǒng)，采用相位多普勒激光粒子分析法分析霧化粒度，該系統(tǒng)主要包括功率為5 W的激光器、分光器、發(fā)射探頭、接收探頭、光電轉(zhuǎn)換器和數(shù)據(jù)處理器等。實驗時，燃油從油罐供給，經(jīng)由油濾、流量計到達噴嘴，在噴霧臺內(nèi)霧化，由PDPA裝置采集霧化粒度，同時攝影儀對噴霧狀態(tài)進行拍照，噴霧臺下方油箱收集噴出的燃油，由回油泵送回油罐。

通過對容彈油罐降溫使油溫達到實驗溫度。低溫容彈油罐呈圓柱形，高約40 cm，內(nèi)徑25 cm，內(nèi)部容積約20 L，壁面及上蓋采用不銹鋼材質(zhì)，厚度10 mm，最大承壓約10 MPa。通過冰柜進行初級降溫至258 K(±3 K),通過干冰進行二次降溫后溫度為238 K(±5 K)。彈體外側(cè)與主要管路加裝保溫層，并通過溫度表得到燃油溫度。實驗時，燃料從注油口注入，通過調(diào)節(jié)氮氣注入實現(xiàn)對噴霧壓力的控制，在噴霧下方放置容器實現(xiàn)燃料回收。實驗完成后，通過卸氣閥降低罐體內(nèi)部壓力，并回收剩余燃料。

實驗前需通過系統(tǒng)標(biāo)定保證測量準確性。采用聚合物微球標(biāo)準粒子(直徑37.8 μm)作為標(biāo)定介質(zhì)，將標(biāo)準粒子溶于純凈水中，采用PDPA對其直徑進行測試。取3次測量結(jié)果平均值(測得直徑為37.98 μm)，并與標(biāo)準粒子直徑進行對比，得到系統(tǒng)測試誤差為0.48%。LDV系統(tǒng)標(biāo)定采用圓盤法，在某一轉(zhuǎn)速下圓盤任一位置線速度已知，可作為標(biāo)準源。標(biāo)定實驗中圓盤半徑為250 mm、轉(zhuǎn)速為200 r/min，標(biāo)定位置為圓盤半徑15 mm處，線速度為3.140 m/s，測試3次平均速度為3.146 m/s，系統(tǒng)測試誤差為0.19%。為減小系統(tǒng)誤差，每個實驗測點捕捉不少于1000個有效粒子。

1.2 計算域前處理與數(shù)值計算方法

1.2.1 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

使用Meshing對計算域采用兩種網(wǎng)格劃分方式，并進行無關(guān)性驗證。噴嘴區(qū)域網(wǎng)格劃分方式相同，均為曲率法和近壁面法，尺寸均為0.1 mm，增長率為1.2，法相角為18°，彎角等結(jié)構(gòu)狹小處自適應(yīng)加密；網(wǎng)格邊界層設(shè)置5層，第一層厚度為10 μm，厚度增長率為1.2，總厚度74 μm。對油霧噴射區(qū)域采用兩種網(wǎng)格劃分方式，第一種網(wǎng)格劃分方式為計算域網(wǎng)格尺寸均采取0.1 mm，得到網(wǎng)格約248萬、網(wǎng)格節(jié)點約390萬，網(wǎng)格最大縱橫比為14.503；第二種劃分方式為對油膜流動的扇形區(qū)域局部加密，加密尺寸為0.05 mm，得到網(wǎng)格約683萬、網(wǎng)格節(jié)點約870萬，網(wǎng)格最大縱橫比為13.067。

圖1為兩種劃分方式得到的網(wǎng)格在同工況下(工作溫度T=288 K、供油壓力Pinj=1.0 MPa)雙油路工作時噴口下方5 mm速度計算結(jié)果曲線對比圖。

圖1 噴口下方5 mm速度計算結(jié)果曲線對比圖

對比速度曲線可知，網(wǎng)格加密后速度略大，總速度平均值增加約0.16 m/s，增大比例為1.48%?？傮w來看，兩種網(wǎng)格的速度計算結(jié)果變化趨勢一致，速度分布規(guī)律模擬結(jié)果一致、速度值相差較小，滿足計算要求。本文采用第一種網(wǎng)格劃分方式。

1.2.2 邊界條件設(shè)置

圖2給出噴嘴實體圖、計算域剖面圖及邊界層Y+驗證云圖。

(a)噴嘴實體圖 (b)噴嘴計算域圖 (c)噴嘴邊界層Y+驗證云圖

該噴嘴沿噴口端面法線方向有6個主旋流槽和3個副旋流槽，同軸線且呈周向均勻布置，呈反向旋轉(zhuǎn)排列。沿噴嘴流體域軸向截取扇面120°建立計算模型，計算域內(nèi)包含兩個主旋流槽、一個副旋流槽，扇面邊界為旋轉(zhuǎn)對稱邊界。

圖2(c)為噴嘴流體域壁面網(wǎng)格Y+數(shù)云圖，最大值為22.3。按照分布規(guī)律，邊界層可分為內(nèi)區(qū)和外區(qū)。內(nèi)區(qū)由黏性底層、過渡層和對數(shù)律層組成，其中黏性底層由黏性力主導(dǎo)，要求Y+數(shù)小于5；過渡層由湍流和黏性共同作用530。外區(qū)由慣性力主導(dǎo)，Y+上限取決于雷諾數(shù)。本文采用的計算模型為雷諾應(yīng)力模型(Reynold Stress Model，RMS)，屬于高雷諾數(shù)模型，噴嘴內(nèi)壁邊界層受湍流和航空煤油黏性力的共同作用，因此網(wǎng)格質(zhì)量符合計算要求。

計算基于壓力求解器，采用多相流模型中的VOF模型通過雷諾應(yīng)力模型進行穩(wěn)態(tài)計算，設(shè)置空氣為初相，航空煤油為第二相，體積力設(shè)置隱式求解，氣液兩相之間體積力為0.024 N/m；設(shè)置進出口邊界條件為壓力進出口。殘差監(jiān)視器中收斂判斷依據(jù)設(shè)置為絕對收斂，各控制方程殘差絕對判據(jù)值均為0.001，即在每一個迭代步如果控制方程的殘差小于0.001則計算結(jié)果收斂。

1.2.3 數(shù)值計算方法

氣體與航空煤油均為連續(xù)相，求解器對連續(xù)相模型的數(shù)學(xué)模型描述采用歐拉法，通過求解時均N-S方程得到速度參量，根據(jù)質(zhì)量、動量和能量守恒得出歐拉型守恒方程：

2 實驗結(jié)果分析

2.1 流量特性

流量數(shù)是噴嘴的基本參數(shù)，與噴嘴結(jié)構(gòu)參數(shù)及燃油密度相關(guān)，是表征流量特性的重要標(biāo)準，定義式如下:

(1)

式中：m為燃油質(zhì)量流量，ΔP是噴嘴供油壓差,Cd是流量系數(shù)，An是噴嘴出口截面積，ρ為燃油密度。實驗得到該噴嘴常溫下主、副路常溫和低溫下流量特性曲線，如圖3所示。

圖3 主、副路流量-供油壓差特性曲線

表1為不同溫度下主、副路流量數(shù)及擬合結(jié)果。根據(jù)式(1)，圖3中質(zhì)量流量-供油壓差平方根的曲線斜率即為該噴嘴油路的流量數(shù)，實驗數(shù)據(jù)與曲線擬合決定系數(shù)均大于99%，擬合結(jié)果準確。由擬合數(shù)據(jù)可知，主路流量數(shù)遠大于副路，隨著油溫降低，主、副路的流量數(shù)均增大，與文獻[16]中流量數(shù)隨溫度降低略有升高的實驗結(jié)果一致。航空煤油密度隨著溫度降低而升高[17]，這是低溫下流量數(shù)增大的主要原因。

表1 單路流量數(shù)擬合特性

2.2 霧化錐角

霧化錐角過大會導(dǎo)致燃油噴射到火焰筒頭部或火焰筒壁面上引起燒蝕；若錐角過小，燃油集中在噴嘴中心線上，造成局部富油和燃燒不完全，引起積碳和排放的增加[18]。根據(jù)文獻[19]，通過高速攝影機捕獲噴霧圖像，利用Matlab/GUI圖像處理功能對噴霧圖像進行降噪濾波、二值化等預(yù)處理確定邊緣并進行測量。在計算模擬時根據(jù)文獻[14]，以燃油體積分數(shù)≥0.5為界面，判定霧化錐角。

圖4給出單、雙路常溫(288 K)和低溫(238 K、258 K)下霧化錐角變化，考慮到油壓較高時油膜相界面模糊不清，因此常溫下給出誤差范圍。

(a)常溫下霧化錐角實驗值與計算值

(b)低溫主路霧化錐角實驗值與計算值

由圖4可以看出，計算值與實驗值變化趨勢一致，且常溫下計算值波動在實驗值誤差范圍內(nèi)，故計算模型對表征霧化錐角有可用性。供油壓力對主路霧化錐角影響較小，對副路錐角影響較大。隨壓力上升，主路油霧逐步展開，霧化錐角在油壓為0.5 MPa時最大，約為101.3°，隨后出現(xiàn)下降趨勢，且隨油壓升高錐角趨于穩(wěn)定。雙路同時工作時霧化錐角變化幅度較小，錐角值比主路單獨工作時減小2°～3°，變化趨勢與文獻[20]一致。油壓從0.3 MPa增至1.0 MPa，副路霧化錐角增加7.5°，最大值約為83°，隨后出現(xiàn)小幅度下降的趨勢。由流量數(shù)可得，相同供油壓力下主路的燃油質(zhì)量流量遠大于副路，對噴嘴外流場的影響也更大，因此主路錐角出現(xiàn)下降趨勢時的壓力較小，壓力較低時副路霧化錐角隨油壓升高而增大，達到一定壓力后也出現(xiàn)減小的趨勢。

圖4(b)顯示，低溫下霧化錐角隨壓力升高而增大，且隨壓力升高增大趨勢變緩；相同壓力下霧化錐角較常溫時稍小，在供油壓力達到0.8 MPa時霧化錐角相差很小。航空煤油的密度和黏度隨溫度降低而增大[17]，低溫下航空煤油的黏性力和分子張力作用更強，即壓力對油膜破碎的作用減小，油膜的形成與破碎是分子張力、黏性力和慣性力共同作用的結(jié)果，因此相同油壓下低溫時的霧化錐角較??；壓力升高后慣性力作用增大，黏性力和表面張力的影響相對減小，不同溫度下的錐角差值減小。

2.3 霧化粒度特性

SMD是在滿足油滴群總質(zhì)量相等和總表面積相等的理論基礎(chǔ)上得出的特征尺寸，可以恰當(dāng)?shù)乇碚鲊娮祆F化細度，SMD越小表明油霧總表面積越大，油霧蒸發(fā)與混合速率也就越快。如式:

圖5 油滴SMD和速度測量點示意圖

式中，nd，i為液滴直徑di的個數(shù)。

實驗時，測量噴嘴下方垂直距離25 mm和50 mm處，水平方向間隔相同的15～20個測量點的SMD。為方便對比取平均值，測量噴嘴下方垂直距離5 mm處粒子速度沿徑向變化，用來與計算值擬合。圖5為油滴SMD和速度測量點示意圖。

圖6為常溫(288 K)下單、雙路以及低溫(238 K、258 K)下雙路工作時SMD隨壓力變化曲線圖。

(a)常溫下單、雙路SMD變化

(b)低溫下主路SMD變化

實驗工況下SMD均隨供油壓力升高而減小，在供油壓力較大時SMD趨于穩(wěn)定。由圖6(a)可知，相同油壓下副路SMD明顯比主路??；當(dāng)壓力增加至1.2 MPa后，霧化粒度基本保持不變。由Rizk等[21]提出的單路離心式噴嘴油膜厚度經(jīng)驗公式分析可知，相同供油壓力下副噴口油膜厚度明顯小于主噴口油膜厚度，且在噴嘴內(nèi)部與空氣相互切割，因此更易破碎。距離噴口較近處流體速度較大，產(chǎn)生的剪切力也更大，因此可以看到雙路同時工作時Z=25 mm截面SMD的降幅明顯比Z=50 mm截面大;但由于液滴不斷破碎，Z=50 mm截面的SMD始終小于Z=25 mm截面。供油壓力從0.3 MPa增加至1.6 MPa時，Z=50 mm截面雙路和主路SMD下降幅度分別為38.65%、32.45%，雙路SMD變化更穩(wěn)定。

低溫下航空煤油的黏性力和分子張力增大[17]，且油膜厚度變大[23]，因此從圖6(b)看到，霧化在壓力升至0.8 MPa時霧化粒度仍較大，均大于40 μm；Z=25 mm截面238 K霧化質(zhì)量最差，0.3 MPa時粒徑可達104.5 μm。在低壓狀態(tài)下，油霧顆粒過大也是點火困難的重要因素之一。

3 數(shù)值與實驗結(jié)果分析

3.1 噴嘴外流場

圖7為同工況下(T=288 K、供油壓力Pinj=1.0 MPa)主、副噴口單獨與同時工作時，距噴口端面距離5 mm的速度計算值與同工況下主路實驗值對比。其中，V為總速度，Vx、Vy、Vz分別為徑向速度、軸向速度、切向速度。

由速度曲線可得，在徑向位置R=4.23 mm和R=5.85 mm處時速度發(fā)生突變，為方便分析，規(guī)定徑向距離4.23 mm～5.85 mm區(qū)域為油膜區(qū)域，0

圖7 噴口下方5 mm速度計算值與實驗值

從圖7可以看出，采用PDPA測得的噴口下方垂直距離在5 mm位置的速度與計算值吻合良好。主路和雙路的軸向速度在油膜內(nèi)側(cè)為負值、外側(cè)為正值，說明油膜兩側(cè)氣流軸向運動方向相反。燃油流出噴口后以徑向速度和軸向速度為主導(dǎo)，內(nèi)側(cè)總速度值總體略大于外測，主路單獨工作時油膜內(nèi)外側(cè)速度平均相差2.4 m/s，雙路工作時為2.0 m/s，因此而產(chǎn)生的壓差會影響油膜錐角的發(fā)展。與主路單獨工作相比，雙路工作時油膜區(qū)域總速度平均值減小2.01 m/s，軸向速度平均值和徑向速度平均值分別減小1.20 m/s、1.50 m/s，與文獻[21]中實驗得到的粒子平均速度分布規(guī)律基本一致。這是因為主、副旋流槽旋轉(zhuǎn)方向相反，燃油從主、副噴嘴噴出后切向速度相反，油滴間相互碰撞，造成動能損失，促進湍流發(fā)展。結(jié)合圖6中雙路同時工作時的SMD值比主路單獨工作時小得出，主副路油滴相互碰撞有利于減小SMD值。

3.2 噴嘴內(nèi)流場

圖8為T=288 K、供油壓力Pinj=1.0 MPa時的噴嘴內(nèi)部速度場及跡線圖，其中圖8(a)～(c)為副路、主路及雙路共同工作速度云圖，圖8(d)為同工況下雙油路工作時跡線圖。離心式噴嘴通過旋流槽改變流體運動使其產(chǎn)生周向運動，并在噴嘴處展開形成油膜，兩處結(jié)構(gòu)流場變化較大，因此在圖中給出旋流槽和噴嘴局部放大圖分析其流場。

(a) (b) (c)

(d)

由速度云圖圖8(a)～(c)可以看出，同油壓下副路流體速度明顯小于主路流體速度，主路和雙路工作時，油膜內(nèi)側(cè)有明顯的速度梯度，可以得出同壓下副路產(chǎn)生的油霧場對油膜兩側(cè)空氣流場的影響小于主路或雙路。旋流器連接路和旋流室，是噴嘴內(nèi)部尺寸最小的結(jié)構(gòu)，其中副旋流器寬0.8 mm，最深處為0.51 mm；主旋流器寬1.0 mm，最深處為0.68 mm，因此，燃油經(jīng)過旋流器后動能增加。根據(jù)速度云圖得到，副路速度由1.60 m/s增加25.2 m/s(A1)，主路速度由3.0 m/s增加至18.0 m/s(B1)。主、副路速度最大值分別在主噴口內(nèi)部和副旋流器內(nèi)，供油壓力為1.0 MPa時主路最大速度為45.0 m/s，副路最大速度為26.2 m/s。由圖8(a)得到，副路單獨工作時在主噴口內(nèi)產(chǎn)生速度場(A2)，主路單獨工作時在副噴口內(nèi)、主副噴口連接處(B2)也出現(xiàn)此現(xiàn)象。副路噴口中心是上升的氣流[22]，在噴口內(nèi)與燃油切割，在噴口中軸線兩側(cè)形成速度梯度很大的相界面(A2)。雙路同時工作時，副路燃油在噴嘴內(nèi)部匯入主路，在主副噴口連接處出現(xiàn)速度約為3.0 m/s的“滯止區(qū)”(C1)；流體以一定角度進入旋流室后，在旋流室彎角處也出現(xiàn)“滯止區(qū)”(A1)，因此會造成局部流動損失。

圖8(d)中主旋流器放大圖(D1)顯示，跡線流經(jīng)旋流器是顏色加深且中心位置部分跡線發(fā)生旋轉(zhuǎn)，即旋流器內(nèi)流體產(chǎn)生強旋流，并在旋流室內(nèi)產(chǎn)生回流。主副噴口連接處(D2)存在顏色較淺、不規(guī)則流動的跡線，即雙油路工作時主副噴口間速度較小，與C1分析結(jié)論一致。

4 結(jié)論

(1)計算得到的速度曲線、霧化錐角與實驗值擬合較好，綜合速度云圖、速度曲線圖和錐角曲線圖的分析得出，油膜內(nèi)外速度差是霧化錐角減小的原因。

(2)低溫下航空煤油的黏度、分子張力和密度均增大，因此低溫下噴嘴流量數(shù)和SMD均大于常溫，霧化錐角則偏??；實驗工況下供油壓力增大或溫度升高可以使霧化錐角增大和SMD減小。

(3)主路流量數(shù)遠大于副路，即相同供油壓力下副路質(zhì)量流量遠小于主路，因此副路產(chǎn)生的油霧場對空氣流場影響較小、油膜厚度較小，單獨工作時錐角出現(xiàn)下降時的壓力較大，相同油壓下副路SMD小于主路；而雙路同時工作時的霧化錐角和SMD比主路略小且波動更穩(wěn)定。

(4)噴嘴主副噴口連接處、旋流室等內(nèi)部彎角處出現(xiàn)速度滯止區(qū)，主、副路分別單獨工作時均在噴口處產(chǎn)生速度場，因此噴嘴內(nèi)部結(jié)構(gòu)彎角產(chǎn)生的影響不可忽略，對噴嘴進行數(shù)值計算時應(yīng)保證噴嘴結(jié)構(gòu)的完整性。