王成軍，江平，曾文，劉凱，馬洪安

(沈陽航空航天大學航空航天工程學部，遼寧沈陽110136)

航空發(fā)動機環(huán)管燃燒室噴霧燃燒性能研究

王成軍，江平，曾文，劉凱，馬洪安

(沈陽航空航天大學航空航天工程學部，遼寧沈陽110136)

為研究某型航空發(fā)動機環(huán)管燃燒室噴霧燃燒性能，建立了該燃燒室計算模型，并利用相位多普勒粒子分析儀(PDPA)試驗測得了不同供油壓力下的噴嘴霧化粒度和噴霧錐角。根據(jù)試驗結(jié)果，利用Fluent軟件，對裝有該噴嘴的環(huán)管燃燒室進行了數(shù)值模擬。結(jié)果表明：燃燒室內(nèi)油氣摻混均勻，霧化質(zhì)量高，頭部形成了良好的回流區(qū)；燃燒集中在主燃孔附近，火焰筒壁受熱均勻，火焰較短；出口燃氣溫度分布合理、呈拋物線形，沒有出現(xiàn)局部高溫，滿足渦輪進氣要求，有利渦輪壽命。

航空發(fā)動機；環(huán)管燃燒室；噴嘴霧化；出口燃氣溫度；多普勒粒子分析儀；數(shù)值模擬

1 引言

燃燒室是航空發(fā)動機的一個主要部件，其性能和使用壽命在很大程度上取決于燃燒室的性能設計[1]。燃油噴霧場的品質(zhì)是航空發(fā)動機燃燒室設計與研制中的一個重要指標，對組織燃燒室內(nèi)油霧燃燒至關重要，直接影響燃燒室的燃燒效率、火焰穩(wěn)定性、出口溫度場、排氣冒煙及污染物排放等性能[2～5]。因此，提高燃燒室噴霧場品質(zhì)對提高燃燒室性能有著重要作用。隨著計算燃燒學的迅速發(fā)展，數(shù)值計算技術在研究燃燒室燃燒性能、指導燃燒室優(yōu)化設計中，能降低研究成本、縮短設計周期，從而使其在燃燒室設計中占有重要地位[6～9]。

本文對某型航空發(fā)動機環(huán)管燃燒室性能進行數(shù)值模擬，為使結(jié)果更準確，先對該燃燒室噴嘴性能進行試驗測定，然后根據(jù)試驗所得噴嘴最佳霧化性能數(shù)據(jù)，對其噴霧燃燒性能進行數(shù)值模擬，主要研究燃燒室內(nèi)速度場、溫度場，火焰筒頭部壁溫和燃燒室出口溫度分布，以進一步了解噴霧性能對燃燒室燃燒性能的影響。

2 噴嘴性能試驗

試驗在某燃油噴嘴綜合試驗器(圖1)上進行。該試驗器主要由相位多普勒粒子分析儀(PDPA)、燃油噴嘴試驗臺、試驗器計量系統(tǒng)、燃油供給系統(tǒng)、回油系統(tǒng)、引風系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、數(shù)采系統(tǒng)等組成。

試驗噴嘴為雙油路壓力霧化噴嘴，如圖2所示。噴嘴殼體內(nèi)有主、副2條油路，相互獨立，并有各自的旋流器和噴口。

試驗在常溫常壓下進行。所用燃油為RP-2航空煤油，其動力粘性系數(shù)μ=0.001 159 N/(m·s)，表面張力系數(shù)σ=0.025 3 N/m，密度ρ=778 kg/m3。

2.1 噴嘴霧化錐角試驗

試驗中通過調(diào)節(jié)供油壓力來改變噴嘴霧化錐角，采用數(shù)碼相機采集噴霧錐角圖片，然后應用錐角測量軟件處理得到噴霧錐角。先分別調(diào)節(jié)供油壓力為0.3、0.6、0.9、1.2、1.5、1.8、2.1、2.4、2.7 MPa，測得主、副油路單獨工作時的霧化錐角；然后給定副油路供油壓力，依次調(diào)節(jié)主油路供油壓力，得到主、副油路共同工作時的霧化錐角。試驗結(jié)果見圖3。

(1)隨著供油壓力的增加，各工作狀態(tài)噴霧錐角變化均很小。當壓力從0.3 MPa升至2.7 MPa時，主油路單獨工作時噴霧錐角從95.6°降至91.2°，相對改變量為3.7%，在錐角測量允許誤差(±5%)范圍內(nèi)；副油路單獨工作時噴霧錐角在84.0°±1.0°范圍變化；共同工作時噴霧錐角基本穩(wěn)定在92.0°。故可認為壓力變化對噴霧錐角基本沒有影響。這說明對于壓力霧化噴嘴，其噴霧錐角只與噴嘴幾何特征尺寸有關。

(2)主油路噴霧錐角稍大于副油路噴霧錐角。這是因為根據(jù)雙油路噴嘴設計特點，副油路在中心，主油路在副油路的外圈，副油路噴口尺寸和噴油量小于主油路，副油路噴霧錐角小于主油路，共同工作時兩股油路能很好地匯成一股。

(3)隨著供油壓力的增加，開始共同工作時的噴霧錐角比主油路單獨工作時的小，但壓力達到2.4 MPa后，共同工作時的噴霧錐角比主油路單獨工作時的略大。這是因為在高壓下，由于主、副油路的相互作用，共同工作時主油路的流量和噴口壓差要比單獨工作時的小，從而使噴霧錐角稍大。

2.2 噴嘴霧化粒度試驗

通過調(diào)節(jié)供油壓力，采用TSI公司的二維PD?PA，得到噴嘴霧化粒度變化數(shù)據(jù)。試驗中供油壓力調(diào)節(jié)方式與噴嘴霧化錐角試驗時的一樣。試驗結(jié)果如圖4所示，可見：

(1)隨著供油壓力的增加，各工作狀態(tài)霧化粒度索太爾平均直徑(SMD)均逐漸減小。主油路單獨工作時SMD從17.6 μm降至14.8 μm，副油路單獨工作時SMD在14.0 μm附近波動，共同工作時SMD從15.8 μm減小到12.1 μm。這是因為隨著噴射壓差的增大，燃油在噴嘴內(nèi)部的旋轉(zhuǎn)速度增大，燃油從噴口噴出時液膜與空氣之間的相對速度增大，空氣

對液膜的擾動增大，于是液膜破碎成液滴、液滴二次霧化的過程加劇，霧化效果更好，SMD越小。但在高油壓下，壓力變化對SMD的作用不明顯，這是因為在高油壓下壓力的提高對速度的作用減小。

(2)主油路單獨工作時的SMD比共同工作和副油路單獨工作時的略高。這是因為在同一壓差下，主油路單獨工作時的流量比共同工作和副油路單獨工作時的大，流量增大導致射流液膜厚度增大，液膜與空氣的剪切和撕裂作用減小，液膜破碎、霧化成大油滴，使得SMD增大。

(3)在一定供油壓力后，共同工作時的SMD最小，減小到12.1 μm。這是因為隨著供油壓力的增加，主、副油路噴出的液膜速度增大，兩路液膜相互作用，同時跟周圍空氣相互作用加劇，使液膜破碎的液滴不斷地被霧化，小尺寸液滴數(shù)越多，SMD越小。

3 燃燒特性數(shù)值模擬

3.1 計算模型

選取帶有雙油路壓力霧化噴嘴的某型航空發(fā)動機環(huán)管燃燒室中的單管燃燒室為研究對象，側(cè)重模擬燃燒室火焰筒內(nèi)的燃燒流動情況。由于火焰筒結(jié)構(gòu)復雜，計算時做了適當簡化：將火焰筒中環(huán)管的冷卻小孔簡化成冷卻環(huán)帶；同時，為模擬燃燒室內(nèi)火焰筒氣流的真實性，在火焰筒外面加上扇形機匣和擴壓器。燃燒室模型結(jié)構(gòu)如圖5所示。

采用Fluent軟件進行數(shù)值模擬計算。取流體域為計算區(qū)域，用Gambit軟件對燃燒室進行網(wǎng)格劃分，采用四面體非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，共得到130 715個節(jié)點和622 761個單元。采用航空煤油的簡化分子式C12H23，根據(jù)煤油化學動力學設定平衡系統(tǒng)組分，液滴模型采用離散液滴模型；液滴破碎模型選wave模型；噴嘴模型選壓力霧化噴嘴；物理模型采用RNG κ-ε湍流模型；采用β形分布的概率密度函數(shù)方法對湍流燃燒作統(tǒng)計描述；采用計算量相對較小的P1輻射模型；采用壓力-速度SIMPLE耦合方法；采用二階精度迎風差分格式；對燃燒室流場的非線性和強源項問題，采用了欠松弛方法；采用等質(zhì)量進口、壓力出口邊界條件，進口流量6.45 kg/s，進口總溫573 K，出口為常壓；機匣上下壁面采用標準壁面函數(shù)，絕熱；機匣側(cè)面采用旋轉(zhuǎn)周期性邊界條件。

3.2 計算結(jié)果分析

3.2.1 火焰筒速度場分析

圖6為火焰筒中心截面的速度矢量圖?？梢姡麄€燃燒室內(nèi)流場的分布基本上具有軸對稱性，最大流速達237 m/s。燃油噴出后速度有一定改變，這主要是因為噴入后的燃油受火焰筒頭部進氣射流和主燃孔射流的夾帶作用影響?；鹧嫱差^部形成了明顯的回流區(qū)，在火焰筒帽罩處還形成了兩個小的回流區(qū)。這是因為受入口速度的影響，空氣經(jīng)旋流器進入火焰筒頭部后分成兩部分，小部分空氣射到火焰筒發(fā)生輕微偏轉(zhuǎn)，沿火焰筒頭部帽罩向后流動，形成小的回流區(qū)；而大部分空氣進入燃燒室后受高速燃油射流和主燃孔射流的聯(lián)合作用，形成了沿軸向?qū)ΨQ的回流區(qū)。回流區(qū)的形成有利于燃油噴霧的蒸發(fā)和擴散，有利于空氣與燃油充分混合和完全燃燒，

并起到穩(wěn)定火焰、減小火焰長度的作用，保證了燃燒的可靠性、充分性和穩(wěn)定性。

3.2.2 火焰筒溫度場分析

圖7為火焰筒中心截面的溫度分布等值線圖?？梢?，燃燒的高溫區(qū)主要集中在火焰筒頭部主燃孔附近，火焰較短，最高溫度達2 200 K。這是因為燃燒大部分在回流區(qū)進行，而回流區(qū)有利于火焰穩(wěn)定，燃油與空氣的混合也更均勻，燃燒能達到恰當?shù)幕瘜W當量比，使燃燒更充分，釋放更多熱量，溫度較高。部分燃油在中間區(qū)燃燒，火焰延伸到主燃孔之后。這是因為噴嘴燃油噴射速度大，主燃區(qū)容積有限，使部分燃料沒來得及燃燒，燃燒不充分，在中間段二次空氣的進入使燃油二次燃燒，燃油逐漸燃燒完全，降低了污染物排放。隨著摻混空氣的進入，對火焰筒高溫氣流的冷卻作用非常明顯，燃氣溫度降到1 200 K以下，滿足渦輪葉片對進氣溫度的要求。

3.2.3 火焰筒頭部帽罩內(nèi)、外壁溫度場分析

圖8為最大油氣比下火焰筒頭部帽罩內(nèi)、外壁溫度場分布等值線圖?？梢?，頭部帽罩溫度場分布較均勻，內(nèi)壁最高溫度約1 300 K，溫度梯度很明顯，越靠近主燃孔溫度越高，沒有出現(xiàn)明顯的局部高溫區(qū)。這是因為帽罩前部有冷卻小孔，一部分空氣由小孔進入對火焰筒頭部進行冷卻，噴嘴噴霧錐角較合理，沒有油霧噴到壁面上，避免了頭部局部高溫造成頭部燒蝕。外壁溫度基本上沒有變化(700 K)，說明從頭部進入的冷卻空氣對外壁的冷卻效果好。

3.2.4 出口溫度場分析

圖9為最大油氣比下燃燒室出口截面的溫度分布?？梢姡紵疑刃纬隹诮孛娴臏囟葓鲚^均勻，呈拋物線形分布，出口平均溫度在1 100～1 300 K。這是因為噴嘴噴出的燃油軸向分布均勻，沒有出現(xiàn)局部富油，這樣可使渦輪葉片受熱更加合理。最高溫度達1 600 K，熱區(qū)主要集中在火焰筒軸線偏上位置，靠近扇形出口中間軸線截面溫度相對較高，兩側(cè)溫度低，分布合理。這是因為燃油在主燃區(qū)燃燒后，燃氣在火焰筒內(nèi)流動受各冷卻孔射流作用影響，靠近火焰筒壁面的燃氣迅速冷卻，越靠近火焰筒軸線溫度越高，加之受火焰筒出口扇形段結(jié)構(gòu)特點的影響，高溫燃氣最后偏離火焰筒軸線，滿足渦輪葉片對出口燃氣溫度的受熱要求。

4 結(jié)論

(1)噴霧錐角和霧化粒度SMD主要由噴嘴自身結(jié)構(gòu)特點決定，基本不受供油壓力的影響。

(2)燃燒室噴霧場周向分布均勻，霧化效果好，頭部形成明顯回流區(qū)，有穩(wěn)定大渦，有利于燃油的蒸發(fā)和擴散，穩(wěn)定火焰、縮短火焰長度，保證了燃燒的可靠性、充分性和穩(wěn)定性，減少了污染物排放。

(3)在最大油氣比下，火焰筒帽罩最高壁溫接近1 300 K，未出現(xiàn)局部高溫區(qū)，外壁冷卻效果好，說明噴嘴噴霧錐角合理，燃油未噴到壁面上，避免了頭部局部高溫造成的頭部燒蝕，利于火焰筒壽命。

(4)燃燒集中在主燃孔附近，空氣與燃油充分混合并完全燃燒，未出現(xiàn)局部富油；摻混區(qū)對燃氣降溫作用明顯，燃燒室出口平均溫度在1 100～1 300 K且分布均勻，未產(chǎn)生局部高溫，熱區(qū)分布合理，滿足渦輪對出口燃氣溫度的要求，利于渦輪壽命。

[1]林宇震，許全宏，劉高恩.燃氣輪機燃燒室[M].北京：國防工業(yè)出版社，2008.

[2]張征，樊未軍，楊茂林.雙路離心式噴嘴霧化特性研究[J].工程熱物理學報，2003，24(1)：153—156.

[3]Wang X F，Lefebvre A H.Atomization Performance of Pressure swirl Nozzles[R].AIAA 86-1728，1986.

[4]雷雨冰，趙堅行，周峰輪.環(huán)管燃燒室性能計算[J].工程熱物理學報，2002，23(5)：645—648.

[5]Noll B，Kessler R，Theisen P，et al.Flow Field Mixing Characteristics of An Aero-Engine Combustor-Part II：Nu?merical Simulations[R].AIAA 2002-3708，2002.

[6]Zhao J X，Lei Y B.Numerical Study of an Annular Gas Turbine Combustor with Dump Diffuser[J].Thermal，1999，8(1)：59.

[7]袁有志，王立平，關立文.微型環(huán)管燃燒室數(shù)值模擬及優(yōu)化設計[J]．清華大學學報(自然科學版)，2007，47(2)：198-201.

[8]趙堅行.燃燒的數(shù)值模擬[M].北京：科學出版社，2002.

[9]Shyy W，Thaku S S，Ouyang H，et a1.Computational Tech?niques for Complex Transport Phenomena[M]．New York：Cambridge University Press，1997.

Spray Combustion Performance of an Aero-Engine Cannular Combustor

WANG Cheng-jun，JIANG Ping，ZENG Wen，LIU Kai，MA Hong-an
(School of Aerospace engineering，Shenyang Aerospace University，Shenyang 110136，China)

To investigate spray combustion performance in a certain type of aero-engine cannular combus?tor,a combustor calculation model was established.By using Phase Doppler Particle Analyzer(PDPA),at?omizing particle size and spray angle were obtained under different oil pressure conditions.According to the test results,numerical simulation of the cannular combustor was conducted by the Fluent software.The test results show that atomization effect is good because the fuel and gas mixes uniformly with a good return ar?ea.Combustion flame is short near the main combustion hole.There is no local high temperature,the hot zone distribution of exit gas is reasonable,and meets the turbine inlet requirements,which is favorable for turbine life.

aero-engine；cannular combustor；nozzle atomizing；exit gas temperature；PDPA；numerical simulation

V231.2+3

：A

：1672-2620(2014)01-0032-04

2013-03-04；

：2013-07-02

王成軍(1967-)，男，遼寧沈陽人，副教授，博士，主要研究方向為燃燒性能測試技術，基于PIV的流場測試技術，燃燒流動分析及數(shù)值計算。