蘇金友，宋青華，王力軍，吳振宇

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

氣氣快速預(yù)混噴嘴內(nèi)部結(jié)構(gòu)仿真研究

蘇金友，宋青華，王力軍，吳振宇

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

應(yīng)用穩(wěn)態(tài)時(shí)N-S方程、R N G k-ε湍流模型以及非預(yù)混燃燒模型對幾種預(yù)混噴嘴進(jìn)行了仿真計(jì)算。內(nèi)部結(jié)構(gòu)分別為無肋片無凹槽式、肋片式、凹槽式及凹槽/肋片組合式。從總壓損失和摻混效果2方面進(jìn)行了比較分析，分析認(rèn)為：凹槽/肋片組合結(jié)構(gòu)的摻混效果相對較好。研究結(jié)果可為快速預(yù)混噴嘴試驗(yàn)件設(shè)計(jì)提供一定參考依據(jù)。

預(yù)混噴嘴；數(shù)值模擬；航空發(fā)動(dòng)機(jī)；氣氣混合；混合分?jǐn)?shù)

0 引言

在環(huán)保要求日漸嚴(yán)格的今天，低污染燃燒室成為航空發(fā)動(dòng)機(jī)特別是民用發(fā)動(dòng)機(jī)的主要發(fā)展方向。目前，實(shí)現(xiàn)降低污染排放有2類方法：一類是常規(guī)燃燒室的污染排放控制，另一類是非常規(guī)燃燒室的污染排放控制，非常規(guī)燃燒室主要有分級燃燒室、貧油預(yù)混預(yù)蒸發(fā)燃燒室、富油-淬熄-貧油燃燒室和變幾何燃燒室等。預(yù)混燃燒即燃料在燃燒前與氧化劑先進(jìn)行充分混合是1種公認(rèn)的降低污染排放的有效方法[1-4]。

駱培成等人于2005年對液-液快速混合設(shè)備進(jìn)行了研究，將液-液混合設(shè)備劃分成攪拌釜混合器、射流噴射混合器、撞擊混合器、靜態(tài)混合器和動(dòng)態(tài)混合器等幾類[5]；肖翔等人于2006年對油氣輸送的T形管摻混器、文氏管摻混器進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，側(cè)重于對氣體質(zhì)量流量的控制[6]；Kastsuki于2008年應(yīng)用自行設(shè)計(jì)的快速預(yù)混噴嘴，對快速預(yù)混燃燒和完全預(yù)混燃燒進(jìn)行了比較試驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)快速預(yù)混燃燒的火焰結(jié)構(gòu)與完全預(yù)混燃燒的火焰結(jié)構(gòu)[7]是相同的。在飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)，長度短、性能高是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)要求。由于直接噴射出的燃料需要在極短的時(shí)間內(nèi)和超聲速氣流快速混合，預(yù)混噴嘴的結(jié)構(gòu)就必須滿足燃料蒸發(fā)的特定要求。目前國內(nèi)尚未見預(yù)混噴嘴結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面的公開文獻(xiàn)。

本文對垂直噴射氣體燃料與高速流動(dòng)橫向空氣流的摻混進(jìn)行數(shù)值模擬，為燃料-氧化劑快速預(yù)混噴嘴試驗(yàn)件設(shè)計(jì)提供一定依據(jù)。

1 數(shù)值仿真

燃料直接噴射進(jìn)入橫向氣流后，由于燃料自身的動(dòng)量和氣流的作用，在射流逆風(fēng)面及迎風(fēng)面分別形成相對低壓區(qū)及高壓區(qū)，從而導(dǎo)致射流的橫截面由圓形變?yōu)楸馄叫危⑶疑淞飨驓饬髁鲃?dòng)的下游方向彎曲。氣動(dòng)力使射流橫截面形狀變平的趨勢最終導(dǎo)致形成雙腎窩[8-11]。Less等人證明了漩渦的存在對射流破碎起到促進(jìn)作用[12]；胡欲立等人對用來產(chǎn)生更多的漩渦結(jié)構(gòu)、穩(wěn)定火焰、增強(qiáng)燃燒的凹槽結(jié)構(gòu)進(jìn)行了研究[13]。本文以煤油氣為燃料，對各種快速預(yù)混噴嘴的出口混合分?jǐn)?shù)和噴嘴的總壓損失進(jìn)行分析比較。在研究中，幾種預(yù)混噴嘴的內(nèi)部順著射流流方向設(shè)置了一定數(shù)目的肋片或凹槽，以促進(jìn)煤油氣與空氣的混合。

1.1 預(yù)混噴嘴結(jié)構(gòu)

噴嘴模型采用圓環(huán)形進(jìn)氣道，其外壁直徑為13mm，內(nèi)壁直徑為6 mm。為計(jì)算方便，忽略供油路（軸心半徑為1.5mm的圓形管道）；將燃料進(jìn)入橫向氣流處設(shè)為燃料進(jìn)口。為取得更好結(jié)構(gòu)，分別計(jì)算了7種不同的加裝肋片和凹槽的噴嘴結(jié)構(gòu)模型，如圖1所示。

取環(huán)形進(jìn)氣道的60°扇形段為計(jì)算區(qū)域，全長50mm，左側(cè)為空氣進(jìn)口，燃料進(jìn)口設(shè)置在距離空氣進(jìn)口8mm處。定義A為第1條肋片與燃料進(jìn)口之間的距離和燃料噴口直徑之比，A1為第2條肋片與燃料進(jìn)口之間的距離和燃料噴口直徑之比，A2為第3條肋片與燃料進(jìn)口之間的距離和燃料噴口直徑之比，B為凹槽與燃料進(jìn)口間的距離和燃料噴口直徑之比。計(jì)算結(jié)構(gòu)參數(shù)共22個(gè)，見表1。

1.2 計(jì)算控制方程

在湍流流動(dòng)的數(shù)學(xué)模型中，湍流模型采用RNG k-ε方程，在笛卡爾坐標(biāo)下描述控制方程，對于穩(wěn)態(tài)的時(shí)均控制方程，一般格式為[14]

混合分?jǐn)?shù)是其中1個(gè)標(biāo)量，定義為

表1 計(jì)算結(jié)構(gòu)參數(shù)

式中：mf為燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)；上劃線代表時(shí)均值；下標(biāo)a、b代表空氣流和燃料流中的值[14]。

各控制方程以及其控制參數(shù)見表2、3。

表2 式（1）中的獨(dú)立變量和相應(yīng)值

表3 湍動(dòng)和混合模型常數(shù)

2 仿真結(jié)果分析

2.1 常規(guī)預(yù)混噴嘴分析

燃料質(zhì)量流量隨著摻混噴嘴內(nèi)當(dāng)量比的變化如圖2所示。從圖中可見，在預(yù)混噴嘴出口處，徑向混合均勻性不同。保持射流孔面積不變，隨著當(dāng)量比的增大，燃料質(zhì)量流量加大，燃料射流穿透深度遞增，混合分?jǐn)?shù)徑向分布曲線的極值點(diǎn)將向環(huán)形預(yù)混噴嘴外延移動(dòng)，盡管曲線并非均勻，燃料射流已經(jīng)到達(dá)混合管外沿；同時(shí)，整條曲線也趨于均衡，混合分?jǐn)?shù)分布在0.5兩側(cè)浮動(dòng)。表明射流動(dòng)量應(yīng)該達(dá)到一定值，才能與橫向垂直吹來的氣流相互摻混，并且，一些其他因素可能使混合噴嘴內(nèi)部的混合效果增強(qiáng)，混合管出口合氣更為均勻，有利于提高噴嘴出口處的燃燒效率。

最終選擇燃料進(jìn)口條件：燃料射流孔面積為0.19625mm2，射流質(zhì)量流量為 0.00019kg/s，對后續(xù)加肋片或凹槽的預(yù)混噴嘴結(jié)構(gòu)進(jìn)行混合效果的計(jì)算。

對常規(guī)預(yù)混噴嘴內(nèi)燃料-氧化劑交叉射流問題進(jìn)行數(shù)值仿真，采用交叉射流非預(yù)混燃燒模型計(jì)算得到縱剖面和噴嘴出口的平均混合分?jǐn)?shù)分布如圖3所示。

從出口混合分?jǐn)?shù)的分布上看，在外延中心處f≈0.15，且分布較大區(qū)域，約占出口面積的1/4，f＝0.15區(qū)域略呈中心內(nèi)凹的橢圓型，中心偏向噴嘴外邊緣。在該橢圓外圍即為f=0.05區(qū)域，由此可明顯看出，f分布梯度大，大多燃料集中于外側(cè)。

如果直接應(yīng)用該結(jié)構(gòu)的噴嘴，出口燃料分布集中，將不利于充分燃燒。在空間有限、燃料滯留混合噴嘴內(nèi)時(shí)間有限的情況下，需要設(shè)法讓混合噴嘴出口燃料分布平均，在出口各位置f值幾乎相當(dāng)，也就是需要1個(gè)出口分布均勻、更有利于燃燒充分的噴嘴結(jié)構(gòu)。為此，本文對噴嘴內(nèi)部摻混效果進(jìn)行了嘗試性結(jié)構(gòu)仿真計(jì)算，通過對噴嘴內(nèi)部加肋、加凹槽或加肋、凹槽結(jié)構(gòu)進(jìn)行了計(jì)算分析。

2.2 單肋片結(jié)構(gòu)

采用堰流理論，在射流下游處設(shè)置堰流板，在流體流動(dòng)過程中，跨越堰流板的同時(shí)對流體產(chǎn)生攪拌效果，進(jìn)而增強(qiáng)流體流動(dòng)過程中的混合。在射流下游不同位置處添加單肋片的縱剖面和出口的混合分?jǐn)?shù)分布如圖4所示。

與常規(guī)無肋片結(jié)構(gòu)相比，加裝單肋片結(jié)構(gòu)后在z=0截面上f=0.15等值線明顯距離出口較遠(yuǎn)，說明燃料在肋片的作用下，很快與空氣混合。出口f分布均勻，其中無肋片結(jié)構(gòu)出口f≤0.15，單肋片結(jié)構(gòu)出口f＜0.1或f＞0.1區(qū)域縮小，顯然肋片的添加促使進(jìn)一步摻混。摻混增加的同時(shí)，在其他方面必定有能量損失。

由于肋片對流體的阻礙作用，在肋片的下游出現(xiàn)f空隙區(qū)，由堰流理論得知結(jié)構(gòu)2漫溢過肋片的流體由于其垂直方向的收縮，f分布等值線呈貼近于內(nèi)壁形，隨著A的增加，漫溢過肋片的流體垂直方向收縮減小，水平方向漸無收縮，結(jié)構(gòu)5垂直方向幾乎無收縮，徑直流向出口。

對比結(jié)構(gòu)2～6，其中5、6結(jié)構(gòu)由于距離出口較近，對出口燃料起濃縮作用，致使f梯度較大；當(dāng)16＜A＜40時(shí)沒有太大差異，但結(jié)構(gòu)4的大部分區(qū)域f≥0.1的區(qū)域比結(jié)構(gòu)2、3的小，相對較為理想。因此，本文選定結(jié)構(gòu)4中肋片的位置為將要計(jì)算的雙肋片結(jié)構(gòu)中第1條肋片的位置。

2.3 雙肋片結(jié)構(gòu)

多添加1條肋片使得噴嘴內(nèi)部燃料-空氣摻混效果較好，分別在第1條肋片下游處不同位置添加第2條肋片的計(jì)算結(jié)果如圖5所示。

本文共對5種不同2道肋結(jié)構(gòu)進(jìn)行了計(jì)算。單從混合分?jǐn)?shù)來分析，相比于1道肋結(jié)構(gòu)，添加第2道肋，并未對噴嘴出口處的摻混效果起到良性作用。鑒于文獻(xiàn)[7]的計(jì)算結(jié)果，本文選用本節(jié)數(shù)據(jù)進(jìn)行3道肋結(jié)構(gòu)計(jì)算。

2.4 3肋片結(jié)構(gòu)

對3肋片結(jié)構(gòu)12、13計(jì)算得到的混合分?jǐn)?shù)分布如圖6所示。結(jié)構(gòu)12幾乎對摻混起到了反作用，燃料集中在流道外延，距離較近的3條肋片成了較寬的1個(gè)大平臺(tái)，把流體擠壓向外壁面。結(jié)構(gòu)13比結(jié)構(gòu)12有所好轉(zhuǎn)，流體在較寬的肋片間距有了適當(dāng)回旋，但相比于結(jié)構(gòu)11則沒有什么優(yōu)勢。同時(shí)，由于受工作環(huán)境和其他外在條件的限制，不能在添加多條肋片的同時(shí)增加肋片間距。

由此可見，單純添加肋片并不能對燃料-空氣摻混有所改善。在2道肋間形成1個(gè)低壓回流區(qū)，讓高速流動(dòng)的流體有回旋余地。

2.5 凹槽結(jié)構(gòu)

凹槽結(jié)構(gòu)為在噴嘴內(nèi)壁挖出1個(gè)梯形區(qū)域，在該區(qū)域形成低壓區(qū)，流過凹槽上的流體受到下拉力作用，進(jìn)一步增強(qiáng)摻混。3個(gè)不同位置的凹槽結(jié)構(gòu)（結(jié)構(gòu)14～16）的混合分?jǐn)?shù)分布如圖7所示。

從圖7中可見，凹槽不僅使f＞0.10區(qū)域有所減小，還使其分布從橫向轉(zhuǎn)為縱向，這與前面提到的單肋片結(jié)構(gòu)相似；當(dāng)肋片向流體下游方向移動(dòng)時(shí)，f＞0.10或f＞0.15區(qū)域逐漸把其圓型區(qū)域分布向橫向拉伸。該結(jié)構(gòu)的f＞0.10分布區(qū)域均要小于單肋片結(jié)構(gòu)的，且f＜0.10區(qū)域占據(jù)出口面積比例也大于單肋片結(jié)構(gòu)的。如果添加多個(gè)凹槽可能會(huì)得到更好效果，但從圖7中可見，隨著凹槽位置的移動(dòng)，噴嘴出口f＞0.10區(qū)域幾乎沒有變化?；谝陨嫌?jì)算結(jié)果，本文選擇凹槽-肋混合結(jié)構(gòu)再一步討論。

2.6 凹槽-肋片結(jié)構(gòu)

從以上采用內(nèi)部肋片和凹槽結(jié)構(gòu)的預(yù)混噴嘴來看，肋片使出口混合分?jǐn)?shù)分布呈橫向，而凹槽的出口混合分?jǐn)?shù)分布呈縱向。為了得到預(yù)混噴嘴出口混合氣的均勻性，把二者結(jié)構(gòu)相耦合（如圖8所示）。結(jié)構(gòu)17～19為在凹槽前肋片，結(jié)構(gòu)20～22為在凹槽后肋片，前者由于在射流噴出后首先被肋片擠壓向噴嘴內(nèi)的外側(cè)，在流經(jīng)凹槽后形成燃料核心徑向上移分布；后者首先被凹槽向內(nèi)壁拉伸摻混，繼而又受肋片的徑向上移和摻混作用形成燃料核心縮小且徑向居中分布（圖8噴嘴出口）。

結(jié)構(gòu)17～19出口混合分?jǐn)?shù)f＞0.05分布占據(jù)整個(gè)出口的70%區(qū)域，且f＞0.10區(qū)域徑向偏上；結(jié)構(gòu)20～22出口混合分?jǐn)?shù)f＞0.05分布占據(jù)整個(gè)出口的80%區(qū)域，且多分布于噴嘴內(nèi)壁區(qū)域，f＞0.10區(qū)域分布僅占據(jù)出口整個(gè)區(qū)域的3%～5%，且徑向居中。后者隨肋片的后移，f＞0.10區(qū)域出口分布先小后大，即說明其摻混效果先好后差。單從混合分?jǐn)?shù)分布來看，結(jié)構(gòu)20～22好于前面的19種結(jié)構(gòu)。

3 總壓損失

總壓損失Ω定義為進(jìn)口總壓與出口總壓差值和進(jìn)口動(dòng)壓頭之比，即

式中：qintake為進(jìn)口動(dòng)壓頭。

依據(jù)式（5）繪制出各結(jié)構(gòu)對應(yīng)的總壓損失折線,如圖9所示。

顯然，無任何摻混措施的結(jié)構(gòu)1的總壓損失Ω值最小，在0.5以下；凹槽結(jié)構(gòu)14～16的Ω值略大于結(jié)構(gòu)1的，約為0.5；結(jié)構(gòu)1～13為單肋片結(jié)構(gòu)且距燃料噴口距離依次增大，雙肋片結(jié)構(gòu)且第2條肋片距離第1條肋片距離依次增大和3肋片結(jié)構(gòu)，其Ω值基本呈增大趨勢，其中內(nèi)外壁各1個(gè)肋片的雙肋片結(jié)構(gòu)9的Ω值驟增；單凹槽結(jié)構(gòu)14～16，盡管凹槽距離射流孔距離不同，但Ω值基本一致；肋片和凹槽結(jié)合的結(jié)構(gòu)17～22，前3種結(jié)構(gòu)隨著肋片遠(yuǎn)離射流噴孔，Ω值略有增大，不過幾乎在同一水平線上，而后3種結(jié)構(gòu)，Ω值先有少許減小，低于前3種結(jié)構(gòu)的，結(jié)構(gòu)22的略有增大。

綜合分析，結(jié)構(gòu)7～13與結(jié)構(gòu)2～6相比，并未取得更好的摻混效果，出口燃料分布梯度較大（圖5、6）。僅加凹槽也如此。結(jié)構(gòu)17～22噴嘴出口混合分?jǐn)?shù)相對分布較好 （如圖8所示），其中結(jié)構(gòu)21混合分?jǐn)?shù)f＞0.10區(qū)域僅占約3%～5%的中心區(qū)域，其余均f＜0.10。以提高燃料-空氣摻混效果為前提，結(jié)構(gòu)21總壓損失Ω＜0.5，混合分?jǐn)?shù)f＜0.10占據(jù)出口95%～97%區(qū)域，為本文采用的預(yù)混噴嘴的結(jié)構(gòu)。由于計(jì)算誤差和算例的不全面性，該結(jié)構(gòu)并不一定是最佳結(jié)構(gòu)。

6 結(jié)論

本文利用流體力學(xué)軟件對快速混合噴嘴22種內(nèi)部結(jié)構(gòu)進(jìn)行了數(shù)值仿真計(jì)算，用非預(yù)混燃燒模型分別計(jì)算對其混合分?jǐn)?shù)分布，并進(jìn)行了對比分析；同時(shí)對各結(jié)構(gòu)的總壓損失進(jìn)行了計(jì)算，最終依據(jù)混合分?jǐn)?shù)分布及總壓損失，得出以下結(jié)論：

（1）添加肋片可以增強(qiáng)燃料-空氣混合均勻度，但整個(gè)流場內(nèi)的總壓損失同時(shí)增大；

（2）在有限空間內(nèi)，并非肋片越多對摻混越有利；

（3）肋片與燃料噴口的距離超過約40倍射流孔直徑時(shí)，流場受到橫向拉伸作用，同時(shí)噴嘴出口混合分?jǐn)?shù)f梯度較大；

（4）凹槽對流場有縱向拉伸作用，相比于只有肋片的結(jié)構(gòu)，采用肋片在前凹槽在后組合結(jié)構(gòu)的噴嘴的出口混合分?jǐn)?shù)分布較好；

（5）采用凹槽在前肋片在后耦合結(jié)構(gòu)的預(yù)混噴嘴，其出口f＞0.10區(qū)域僅占出口區(qū)域約3%～5%，且總壓損失 Ω＜1；

（6）結(jié)構(gòu)21為快速混合噴嘴試驗(yàn)件的優(yōu)選結(jié)構(gòu)。

[1]趙堅(jiān)行.民用發(fā)動(dòng)機(jī)污染排放及低污染燃燒技術(shù)發(fā)展趨勢[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2008，23（6）：986-996.

[2]劉殿春，董玉璽，尚守堂，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)減排關(guān)鍵技術(shù)及應(yīng)用[J].航空制造技術(shù)，2008（23）：32-37.

[3]金捷，岳明.燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)低污染燃燒室的發(fā)展趨勢及思考 [C]//大型飛機(jī)關(guān)鍵技術(shù)高層論壇暨中國航空學(xué)會(huì)2007年年會(huì)，北京：中國航空學(xué)會(huì)，2007.

[4]劉高恩，林宇震.航空燃?xì)廨啓C(jī)燃燒發(fā)展趨勢及某些初步考慮[C]//中國航空學(xué)會(huì)21世紀(jì)航空動(dòng)力發(fā)展研討會(huì)，北京：中國航空學(xué)會(huì)，2009.

[5]駱培成，程易，汪展文，等.液-液快速混合設(shè)備研究進(jìn)展[J].化工進(jìn)展，2005，24（12）：1319-1326.

[6]Kastsuki M，Chung J，Kim J，et al.Development of rapid mixing fuel nozzle for premixed combustion[J].Journal of mechanical science and technology，2009，23（3）：614-623.

[7]Hussein G A，Jasuja A K,Fletcher R S.Penetration and break-Up studies of discrete liquid jets in cross flowing airstream[R].ASME 82-GT-25.

[8]Wu P K，Kirkendall K A，F(xiàn)uller R P，et al.Breakup processes of liquid jets in subsonic crossflow[R].AIAA-1996-3024.

[9]Fuller R P，Wu P K，Kirkendall K A，et al.Effects of injection angle on the breakup processes of liquid jets in subsonic crossflow[R].AIAA-1997-2966.

[10]Tambe S B，Jeng S M，Mongia H，et al.Liquid jets in subsonic crossflow[R].AIAA-2005-731.

[11]Less D M，Schetz J A.Transient behavior of liquid jets injected normal to a high velocity gas stream[R].AIAA-1979-1986-24（12）.

[12]胡欲立，劉歐子，蔡元虎，等.燃料噴射位置對凹槽火焰穩(wěn)定特性的影響[J].空氣動(dòng)力學(xué)報(bào)，2007，25（4）：521-525.

Numerical Simulation of Internal Structure for Gas-gas Rapidly Premixed Nozzle

SU Jin-you,SONG Qing-hua,WANG Li-jun,WU Zhen-yu
（Power and Energy Engineering College,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China）

Several premixed nozzles were simulated numerically using the steady-state time-averaged Navier-Stokes equations,RNG turbulent model and non-premixed combustion model.Based on the structure of inner wall,the pre-mixed nozzles investigated fall into such categories as smooth,ribbed,grooved and rib-grooved.From the comparison and analyze between the total pressure loss and mixing effects,the good mixing effect of combined structure of rib and groove was obtained.The research results provid some reference for the design of rapidly pre-mixed experimental nozzles.

premixed nozzle;numerical simulation;aeroengine;gas-gas mixing;mixture fraction

蘇金友（1983），男，碩士，研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室設(shè)計(jì)及分析。