燃气轮机空气雾化喷嘴工作特性研究及火焰筒头部数值模拟

周 兵，赵晨光 ，张宝诚 ，王 立

(1.沈阳航空工业学院，沈阳 110136；2.中国航空动力机械研究所，湖南株洲 412002)

1 引言

燃油喷嘴是燃气轮机燃烧室主要部件之一，功用是将燃油雾化，形成混气，保证稳定燃烧和提高燃烧效率。燃油雾化质量、液雾蒸发和运动轨迹、燃油浓度分布对燃气轮机燃烧室各项性能指标有重大影响。雾化质量差，浓度分布不均匀，喷雾锥角不适当等，均直接影响燃烧室和涡轮的寿命及污染物排放。提高喷嘴设计水平、改善雾化质量是关键技术之一[1,2]。

本文所述试验是在沈阳航空学院的燃油激光综合试验系统上进行的。重点对某燃气轮机的空气雾化喷嘴在多个工况下的雾化特性进行了试验研究和测量，并应用Fluent软件进行了火焰筒的数值模拟。

2 试验设备

2.1 燃油喷嘴综合试验器

试验设备主要包括燃油喷嘴试验台、相位多普勒粒子分析仪、激光多普勒测速仪系统（PDPA/LDV）、试验器计量系统、燃油供给系统、回油系统、引风系统、电机控制系统、控制台、计算机采集系统和数据处理显示系统等，如图1所示。

图1 燃油喷嘴综合试验系统

2.2 试验喷嘴

试验喷嘴采用某燃气轮机空气雾化喷嘴，壳体内有Ⅰ、Ⅱ2条油路，相互独立，并有各自的喷嘴体；共有3个通道，外环是雾化空气通道，内2环是燃油通道。其结构如图2所示。

图2 某燃气轮机燃料喷嘴结构

3 试验结果及分析

3.1 喷嘴流量特性试验

流量特性试验用于测定在供油系统压力改变时喷嘴喷出的燃油流量（mf）的改变。mf-P曲线如图3所示，Ⅰ、Ⅱ油路和共同工作的mf-P具体值见表1。上述结果表明：（1）随着供油压力增大，在Ⅰ、Ⅱ油路单独工作和共同工作时，燃油流量均增大；（2）Ⅱ油路流量稍大于Ⅰ油路的，约大 2000 mL/min。（3）在供油压力较小条件下，流量随供油压力增大得较快，但随着压力继续增大，流量增速减缓，符合规律。

3.2 喷嘴喷雾锥角试验

喷嘴喷雾锥角试验是通过计算机图像处理进行的。在不同工况下所测的喷雾锥角值见表2。

从表2中可以看出：（1）当气压为0时，改变油压，该喷嘴的喷雾锥角均值为76°左右，油压的改变对空气雾化喷嘴的喷雾锥角影响不大；最大角波动为5°～7°；气压加大，锥角波动随之变大；气压增大到0.3 MPa，平均喷雾锥角从76°减小至68°。（2）油压不变，随着气压增大，锥角有减小的趋势，但这种趋势随着压力增大而有所减缓。

图3 共同工作供油特性曲线

表1 2条油路在共同工作时燃油流量随供油压力的变化 (mL/min)

3.3 雾化粒度试验

在不同工况下所测的SMD值见表3。随着供气压力的增大，SMD值呈现明显减小的趋势，前期减小的幅度较大，后来减小幅度减小；当供气压力不变而改变供油压力时，SMD值在没有加气时呈现减小趋势。从空气雾化喷嘴试验研究结果可以看出，加气后，数据存在一定波动，但整体上近似为一常量，在同一气压下的SMD值在其均值附近波动，波动程度随着气压的增大而降低；加气后，雾化粒度在25～30范围内，还可以看出，油压改变对该喷嘴的雾化效果影响不大，但气压改变对SMD值有重要影响，表明加气对空气雾化喷嘴雾化质量的改善起主导作用。

表2 不同供油压力、空气压力下的喷雾锥角 μm

表3 不同供油压力、空气压力下喷嘴SMD测量值 μm

对Ⅱ油路雾化的SMD值随供气压力的变化关系进行拟合，得到下列关系

按照上式计算典型压力下SMD值，结果见表4。从表4中可以看出，其误差在5%以内。

表4 计算值和实测值比较

4 燃烧室数值模拟

对某地面燃气轮机火焰筒进行数值模拟，利用GAMBIT软件比较建立仿真模型。该火焰筒的网格划分如图4所示，详细计算方法见文献[5]。

图4 计算网格

该火焰筒为环管燃烧室，共有6个主燃孔，距火焰筒进口截面距离为110 mm。在本次计算中，燃烧室进口温度为T2*=710.2 K，进口压力为=1.7536 MPa；每个火焰筒的进气量为ma=5.478 kg/s，供油量为mf=0.116 kg/s。

计算结果和分析如下。

（1）z=0截面的温度场如图5所示。设火焰筒进口截面x=0，主燃孔对应截面x=110 mm。主燃孔截面温度场如图6所示。可以看出，该火焰筒的温度分布具有代表性，高温区在主燃区，中温区在中间区，到达掺混区后温度明显降低，说明主燃区进入的空气使混气更稳定地燃烧，造成高温区相当集中；掺混区进入的空气降低了燃气温度，使燃气充分均温。该温度分布代表了火焰筒分区设计特点，反映了火焰筒头部设计规律。高温区（＞2000 K）主要集中在火焰筒主燃区附近，尤其是在火焰筒头部主燃孔之前区域，所对应的最高温度为2540 K。区域中2100～2500 K的温度即相当于航空煤油（RP系列）的理论燃烧温度。

（2）在火焰筒头部前端，存在1个低温区，即喷嘴油雾区，表明大部分燃料并未燃烧，油滴处于蒸发混合的热力准备过程。此段轴向距喷嘴喷口端面约为x=10 mm，占火焰筒总长度的2.5%，符合火焰筒头部几何尺寸设计范围（一般＜10%）要求。

（3）从图6中可以看出，在主燃孔对应截面温度较高，高温区多，对应的各主燃进气孔空气均有一定穿透深度，但未达到火焰筒中心线。

图5 z=0截面温度场

图6 主燃孔截面温度场

（4）燃油在火焰筒中的滞留时间如图7所示，燃油在火焰筒中的运动速度如图8所示。可以看出，燃油在火焰筒中的生存时间约为1.43 ms，与混气在火焰筒中的停留时间（5～7 ms）相比，完全可以充分燃烧。燃油轨迹的末端均发生弯曲或折转，这是火焰筒头部流场综合作用的结果。

图7 燃油在火焰筒中的滞留时间

从图8中可以看出，燃油离开喷口时的速度约为35～40m/s，之后受火焰筒头部进气射流的影响，燃油速度有所降低；雾滴在回流区被气体加热后穿过回流区中心，在这个过程中，边蒸发，边混合，边燃烧。

图8 燃油在火焰筒中的运动速度

5 结论

（1）喷嘴在Ⅰ、Ⅱ油路单独工作和共同工作时，在一定的供气压力范围内，随着供气压力增大，雾化粒度SMD减小，而当供气压力增大到一定程度时，雾化粒度基本不变。

（2）当供气压力不变时，喷嘴喷雾锥角基本不受供油压力的影响；当供油压力不变时，喷雾锥角随着供气压力的增大有所减小，当气压增加到一定程度时，锥角基本保持不变。

（3）数值模拟计算表明：火焰筒头部有稳定的回流区，高温区集中在主燃孔附近，中心有高温涡束；油滴在火焰筒头部的生存时间为1.43 ms，远短于混气在火焰筒中的停留时间（7～12 ms），能充分燃烧。

[1]张宝诚.航空发动机试验和测试技术[M].北京：北京航空航天大学出版社，2005.

[2]张宝诚编著.航空发动机燃烧室燃油喷嘴的设计和试验[M].沈阳:沈阳航空工业学院,2005：12-50.

[3]Rich N K.Model for Research Swirl Atomizers[R].AIAA94-2777,1994.

[4]R J Rollbuler.Experimental Studied on Effervescent Atomizers with Wide Spray Angles,School of Mechanical engineering[R].Purdue University，NASA.Lewis，ClevelandOH44135,Unites States,AGRAD,1993.3

[5]Khalil，Essan Eldin. Numerical Computation of Turbulent Reacting Combustor Flows,Numerical Methods in Heat Transfer[J].John Wiley&Sons Ltd,1981.