航空发动机环管燃烧室喷雾燃烧性能研究

王成军，江平，曾文，刘凯，马洪安

(沈阳航空航天大学航空航天工程学部，辽宁沈阳110136)

航空发动机环管燃烧室喷雾燃烧性能研究

王成军，江平，曾文，刘凯，马洪安

(沈阳航空航天大学航空航天工程学部，辽宁沈阳110136)

为研究某型航空发动机环管燃烧室喷雾燃烧性能，建立了该燃烧室计算模型，并利用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)试验测得了不同供油压力下的喷嘴雾化粒度和喷雾锥角。根据试验结果，利用Fluent软件，对装有该喷嘴的环管燃烧室进行了数值模拟。结果表明：燃烧室内油气掺混均匀，雾化质量高，头部形成了良好的回流区；燃烧集中在主燃孔附近，火焰筒壁受热均匀，火焰较短；出口燃气温度分布合理、呈抛物线形，没有出现局部高温，满足涡轮进气要求，有利涡轮寿命。

航空发动机；环管燃烧室；喷嘴雾化；出口燃气温度；多普勒粒子分析仪；数值模拟

1 引言

燃烧室是航空发动机的一个主要部件，其性能和使用寿命在很大程度上取决于燃烧室的性能设计[1]。燃油喷雾场的品质是航空发动机燃烧室设计与研制中的一个重要指标，对组织燃烧室内油雾燃烧至关重要，直接影响燃烧室的燃烧效率、火焰稳定性、出口温度场、排气冒烟及污染物排放等性能[2～5]。因此，提高燃烧室喷雾场品质对提高燃烧室性能有着重要作用。随着计算燃烧学的迅速发展，数值计算技术在研究燃烧室燃烧性能、指导燃烧室优化设计中，能降低研究成本、缩短设计周期，从而使其在燃烧室设计中占有重要地位[6～9]。

本文对某型航空发动机环管燃烧室性能进行数值模拟，为使结果更准确，先对该燃烧室喷嘴性能进行试验测定，然后根据试验所得喷嘴最佳雾化性能数据，对其喷雾燃烧性能进行数值模拟，主要研究燃烧室内速度场、温度场，火焰筒头部壁温和燃烧室出口温度分布，以进一步了解喷雾性能对燃烧室燃烧性能的影响。

2 喷嘴性能试验

试验在某燃油喷嘴综合试验器(图1)上进行。该试验器主要由相位多普勒粒子分析仪(PDPA)、燃油喷嘴试验台、试验器计量系统、燃油供给系统、回油系统、引风系统、控制系统、数采系统等组成。

试验喷嘴为双油路压力雾化喷嘴，如图2所示。喷嘴壳体内有主、副2条油路，相互独立，并有各自的旋流器和喷口。

试验在常温常压下进行。所用燃油为RP-2航空煤油，其动力粘性系数μ=0.001 159 N/(m·s)，表面张力系数σ=0.025 3 N/m，密度ρ=778 kg/m3。

2.1 喷嘴雾化锥角试验

试验中通过调节供油压力来改变喷嘴雾化锥角，采用数码相机采集喷雾锥角图片，然后应用锥角测量软件处理得到喷雾锥角。先分别调节供油压力为0.3、0.6、0.9、1.2、1.5、1.8、2.1、2.4、2.7 MPa，测得主、副油路单独工作时的雾化锥角；然后给定副油路供油压力，依次调节主油路供油压力，得到主、副油路共同工作时的雾化锥角。试验结果见图3。

(1)随着供油压力的增加，各工作状态喷雾锥角变化均很小。当压力从0.3 MPa升至2.7 MPa时，主油路单独工作时喷雾锥角从95.6°降至91.2°，相对改变量为3.7%，在锥角测量允许误差(±5%)范围内；副油路单独工作时喷雾锥角在84.0°±1.0°范围变化；共同工作时喷雾锥角基本稳定在92.0°。故可认为压力变化对喷雾锥角基本没有影响。这说明对于压力雾化喷嘴，其喷雾锥角只与喷嘴几何特征尺寸有关。

(2)主油路喷雾锥角稍大于副油路喷雾锥角。这是因为根据双油路喷嘴设计特点，副油路在中心，主油路在副油路的外圈，副油路喷口尺寸和喷油量小于主油路，副油路喷雾锥角小于主油路，共同工作时两股油路能很好地汇成一股。

(3)随着供油压力的增加，开始共同工作时的喷雾锥角比主油路单独工作时的小，但压力达到2.4 MPa后，共同工作时的喷雾锥角比主油路单独工作时的略大。这是因为在高压下，由于主、副油路的相互作用，共同工作时主油路的流量和喷口压差要比单独工作时的小，从而使喷雾锥角稍大。

2.2 喷嘴雾化粒度试验

通过调节供油压力，采用TSI公司的二维PD⁃PA，得到喷嘴雾化粒度变化数据。试验中供油压力调节方式与喷嘴雾化锥角试验时的一样。试验结果如图4所示，可见：

(1)随着供油压力的增加，各工作状态雾化粒度索太尔平均直径(SMD)均逐渐减小。主油路单独工作时SMD从17.6 μm降至14.8 μm，副油路单独工作时SMD在14.0 μm附近波动，共同工作时SMD从15.8 μm减小到12.1 μm。这是因为随着喷射压差的增大，燃油在喷嘴内部的旋转速度增大，燃油从喷口喷出时液膜与空气之间的相对速度增大，空气

对液膜的扰动增大，于是液膜破碎成液滴、液滴二次雾化的过程加剧，雾化效果更好，SMD越小。但在高油压下，压力变化对SMD的作用不明显，这是因为在高油压下压力的提高对速度的作用减小。

(2)主油路单独工作时的SMD比共同工作和副油路单独工作时的略高。这是因为在同一压差下，主油路单独工作时的流量比共同工作和副油路单独工作时的大，流量增大导致射流液膜厚度增大，液膜与空气的剪切和撕裂作用减小，液膜破碎、雾化成大油滴，使得SMD增大。

(3)在一定供油压力后，共同工作时的SMD最小，减小到12.1 μm。这是因为随着供油压力的增加，主、副油路喷出的液膜速度增大，两路液膜相互作用，同时跟周围空气相互作用加剧，使液膜破碎的液滴不断地被雾化，小尺寸液滴数越多，SMD越小。

3 燃烧特性数值模拟

3.1 计算模型

选取带有双油路压力雾化喷嘴的某型航空发动机环管燃烧室中的单管燃烧室为研究对象，侧重模拟燃烧室火焰筒内的燃烧流动情况。由于火焰筒结构复杂，计算时做了适当简化：将火焰筒中环管的冷却小孔简化成冷却环带；同时，为模拟燃烧室内火焰筒气流的真实性，在火焰筒外面加上扇形机匣和扩压器。燃烧室模型结构如图5所示。

采用Fluent软件进行数值模拟计算。取流体域为计算区域，用Gambit软件对燃烧室进行网格划分，采用四面体非结构化网格，共得到130 715个节点和622 761个单元。采用航空煤油的简化分子式C12H23，根据煤油化学动力学设定平衡系统组分，液滴模型采用离散液滴模型；液滴破碎模型选wave模型；喷嘴模型选压力雾化喷嘴；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数方法对湍流燃烧作统计描述；采用计算量相对较小的P1辐射模型；采用压力-速度SIMPLE耦合方法；采用二阶精度迎风差分格式；对燃烧室流场的非线性和强源项问题，采用了欠松弛方法；采用等质量进口、压力出口边界条件，进口流量6.45 kg/s，进口总温573 K，出口为常压；机匣上下壁面采用标准壁面函数，绝热；机匣侧面采用旋转周期性边界条件。

3.2 计算结果分析

3.2.1 火焰筒速度场分析

图6为火焰筒中心截面的速度矢量图。可见，整个燃烧室内流场的分布基本上具有轴对称性，最大流速达237 m/s。燃油喷出后速度有一定改变，这主要是因为喷入后的燃油受火焰筒头部进气射流和主燃孔射流的夹带作用影响。火焰筒头部形成了明显的回流区，在火焰筒帽罩处还形成了两个小的回流区。这是因为受入口速度的影响，空气经旋流器进入火焰筒头部后分成两部分，小部分空气射到火焰筒发生轻微偏转，沿火焰筒头部帽罩向后流动，形成小的回流区；而大部分空气进入燃烧室后受高速燃油射流和主燃孔射流的联合作用，形成了沿轴向对称的回流区。回流区的形成有利于燃油喷雾的蒸发和扩散，有利于空气与燃油充分混合和完全燃烧，

并起到稳定火焰、减小火焰长度的作用，保证了燃烧的可靠性、充分性和稳定性。

3.2.2 火焰筒温度场分析

图7为火焰筒中心截面的温度分布等值线图。可见，燃烧的高温区主要集中在火焰筒头部主燃孔附近，火焰较短，最高温度达2 200 K。这是因为燃烧大部分在回流区进行，而回流区有利于火焰稳定，燃油与空气的混合也更均匀，燃烧能达到恰当的化学当量比，使燃烧更充分，释放更多热量，温度较高。部分燃油在中间区燃烧，火焰延伸到主燃孔之后。这是因为喷嘴燃油喷射速度大，主燃区容积有限，使部分燃料没来得及燃烧，燃烧不充分，在中间段二次空气的进入使燃油二次燃烧，燃油逐渐燃烧完全，降低了污染物排放。随着掺混空气的进入，对火焰筒高温气流的冷却作用非常明显，燃气温度降到1 200 K以下，满足涡轮叶片对进气温度的要求。

3.2.3 火焰筒头部帽罩内、外壁温度场分析

图8为最大油气比下火焰筒头部帽罩内、外壁温度场分布等值线图。可见，头部帽罩温度场分布较均匀，内壁最高温度约1 300 K，温度梯度很明显，越靠近主燃孔温度越高，没有出现明显的局部高温区。这是因为帽罩前部有冷却小孔，一部分空气由小孔进入对火焰筒头部进行冷却，喷嘴喷雾锥角较合理，没有油雾喷到壁面上，避免了头部局部高温造成头部烧蚀。外壁温度基本上没有变化(700 K)，说明从头部进入的冷却空气对外壁的冷却效果好。

3.2.4 出口温度场分析

图9为最大油气比下燃烧室出口截面的温度分布。可见，燃烧室扇形出口截面的温度场较均匀，呈抛物线形分布，出口平均温度在1 100～1 300 K。这是因为喷嘴喷出的燃油轴向分布均匀，没有出现局部富油，这样可使涡轮叶片受热更加合理。最高温度达1 600 K，热区主要集中在火焰筒轴线偏上位置，靠近扇形出口中间轴线截面温度相对较高，两侧温度低，分布合理。这是因为燃油在主燃区燃烧后，燃气在火焰筒内流动受各冷却孔射流作用影响，靠近火焰筒壁面的燃气迅速冷却，越靠近火焰筒轴线温度越高，加之受火焰筒出口扇形段结构特点的影响，高温燃气最后偏离火焰筒轴线，满足涡轮叶片对出口燃气温度的受热要求。

4 结论

(1)喷雾锥角和雾化粒度SMD主要由喷嘴自身结构特点决定，基本不受供油压力的影响。

(2)燃烧室喷雾场周向分布均匀，雾化效果好，头部形成明显回流区，有稳定大涡，有利于燃油的蒸发和扩散，稳定火焰、缩短火焰长度，保证了燃烧的可靠性、充分性和稳定性，减少了污染物排放。

(3)在最大油气比下，火焰筒帽罩最高壁温接近1 300 K，未出现局部高温区，外壁冷却效果好，说明喷嘴喷雾锥角合理，燃油未喷到壁面上，避免了头部局部高温造成的头部烧蚀，利于火焰筒寿命。

(4)燃烧集中在主燃孔附近，空气与燃油充分混合并完全燃烧，未出现局部富油；掺混区对燃气降温作用明显，燃烧室出口平均温度在1 100～1 300 K且分布均匀，未产生局部高温，热区分布合理，满足涡轮对出口燃气温度的要求，利于涡轮寿命。

[1]林宇震，许全宏，刘高恩.燃气轮机燃烧室[M].北京：国防工业出版社，2008.

[2]张征，樊未军，杨茂林.双路离心式喷嘴雾化特性研究[J].工程热物理学报，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，赵坚行，周峰轮.环管燃烧室性能计算[J].工程热物理学报，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，关立文.微型环管燃烧室数值模拟及优化设计[J]．清华大学学报(自然科学版)，2007，47(2)：198-201.

[8]赵坚行.燃烧的数值模拟[M].北京：科学出版社，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

王成军(1967-)，男，辽宁沈阳人，副教授，博士，主要研究方向为燃烧性能测试技术，基于PIV的流场测试技术，燃烧流动分析及数值计算。