航空發(fā)動機(jī)燃燒室溫度場研究

姜山

[摘 要]燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)一般以出口最高溫度和平均溫度作為控制條件，某些發(fā)動機(jī)除了對最高溫度和平均溫度要求較高外，還以三點溫差作為試車技術(shù)要求。影響發(fā)動機(jī)出口溫差的因素較多，如壓氣機(jī)出口氣流的均勻性、燃燒室油氣的均勻性、渦輪對燃?xì)獾膿交炀鶆蛐缘?，其中，唯一具備調(diào)試可操控條件的只有燃燒室部件。本文主要對燃燒室部件的溫度場進(jìn)行分析，利用ANSYS軟件，通過調(diào)整燃油流量來調(diào)控油氣比，計算不同油氣比條件下的燃燒室出口溫度場，并計算結(jié)構(gòu)不對稱性對燃燒室出口溫度場的影響，為發(fā)動機(jī)出口溫度場的調(diào)試提供依據(jù)。

[關(guān)鍵詞]發(fā)動機(jī) 出口溫差 燃燒室 ANSYS 油氣比 不對稱性

中圖分類號：V231.2 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1009-914X（2018）29-0127-01

1 緒論

燃燒室是航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)必不可少的一個重要部件，其功能就是把燃料中的化學(xué)能經(jīng)過燃燒釋放出來，轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮?，使進(jìn)入發(fā)動機(jī)的空氣總焓增加，變?yōu)槿細(xì)?。高能的燃?xì)饩途邆淞嗽跍u輪和尾噴管做功的能力，從工程熱力學(xué)的角度，燃燒室屬于能量轉(zhuǎn)換的裝置。燃料的燃燒必須在渦輪前面某一距離處完全結(jié)束，否則局部高溫區(qū)就會傳到渦輪的個別部分而使渦輪葉片被火焰燒壞。如果燃燒在渦輪前一定距離處就已結(jié)束，那么溫度場就可在燃燒室的這一段距離內(nèi)拉平而形成最有利的溫度分布，因此，控制燃燒距離即有利于穩(wěn)定燃燒，又有利于為渦輪提供可靠的工作環(huán)境。

現(xiàn)代燃燒室多采用環(huán)形燃燒室，多噴嘴組合成環(huán)形總管。在供油總流量和進(jìn)氣量（轉(zhuǎn)速）一定的情況下，渦輪進(jìn)口的平均溫度基本固定，因此，影響渦輪壽命的主要是其進(jìn)口溫差。渦輪部件進(jìn)口溫差主要受燃燒室內(nèi)的油氣比分布和摻混性能影響，其中，油氣比分布的主要影響因素是各噴嘴間的流量均布性；摻混性能的主要影響要素是結(jié)構(gòu)的對稱性。

結(jié)構(gòu)緊湊型發(fā)動機(jī)出口溫度高，對出口溫差要求也較高。燃燒室作為發(fā)動機(jī)出口溫度場調(diào)試的主要部件，本文開展對燃燒室部件本體的溫度場研究工作。

2 結(jié)構(gòu)簡介

航空發(fā)動機(jī)燃燒室是直流燃燒室，一般采用環(huán)形火焰筒形式，為分別保證發(fā)動機(jī)的起動和穩(wěn)態(tài)工作性能，一般采取主、輔雙油路分別供油方式，與渦流器共同霧化。

根據(jù)發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)和性能參數(shù)，考慮渦輪轉(zhuǎn)角，在發(fā)動機(jī)出口設(shè)置三支熱電偶，分別測量發(fā)動機(jī)周向三點溫度。

發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)包括地面、風(fēng)車、巡航和最大等狀態(tài)，在最大狀態(tài)工作時渦輪前溫度最高，因此，試車過程中一般控制巡航和最大狀態(tài)的排氣溫度，即90%轉(zhuǎn)速以上時發(fā)動機(jī)的排氣溫度。發(fā)動機(jī)不同工作狀態(tài)，主、輔燃油集流管的流量和供油壓差不同，發(fā)動機(jī)穩(wěn)態(tài)工作時，主要以主油路供油為主，結(jié)合產(chǎn)品結(jié)構(gòu)，也只有主油路噴嘴流量可調(diào)，因此，溫度場調(diào)控一般以調(diào)整主油路流量均布為主。

本文主要研究主油路流量的均布性和結(jié)構(gòu)的不對稱性對燃燒室出口溫度場的影響。

3 研究方法

本文采取軟件ANSYS11.0進(jìn)行計算，采用ANSYSICEMCFD軟件對實體進(jìn)行簡化、網(wǎng)格劃分和網(wǎng)格優(yōu)化，由于燃燒室結(jié)構(gòu)復(fù)雜，故采用四面體網(wǎng)格單元，計算模型為三維（直角坐標(biāo)）、穩(wěn)態(tài)、標(biāo)準(zhǔn)湍流模型，固體壁面設(shè)為絕熱壁面，最終求解能量方程。流體為理想空氣。收斂指標(biāo)為：1e-4，最終步數(shù)1600。

4 計算模型和邊界條件

4.1 主油路均勻性影響

模型采取單頭部扇形段。按發(fā)動機(jī)正常工作狀態(tài)，給定進(jìn)口空氣壓力、溫度和出口流量，給定副油路供油量，調(diào)整主油路供油量，計算不同供油量的燃燒室溫度，即-5%、-2%、標(biāo)準(zhǔn)值、+2%狀態(tài)。

4.2 結(jié)構(gòu)不對稱性影響

模型采取雙頭部扇形段，即分為帶有點火器和不帶點火器兩種結(jié)構(gòu)形式。按發(fā)動機(jī)正常工作狀態(tài)，主、副油路供油量均按標(biāo)準(zhǔn)值，給定進(jìn)口空氣壓力、溫度和出口流量。

5 計算結(jié)果

5.1 主油路均勻性影響

主油路均布性對燃燒室出口溫度和壓力的影響如表1、圖1所示，不同供油量狀態(tài)下燃燒室出口壓力基本一致，即供油量對總壓損失的影響可忽略不計。

主油路不同供油量對溫度影響較明顯，對于該燃燒室，在均布性為-5%～+2%的范圍內(nèi)，溫度與均布系數(shù)的關(guān)系式為T=1.042×σ2+4.712σ+1314（K），基本處于流量調(diào)整1%，溫度變化5℃左右。

5.2 結(jié)構(gòu)不對稱性影響

結(jié)構(gòu)不對稱性對燃燒室出口溫度場分布的影響如表2所示，在相同進(jìn)、出口壓力條件下，對應(yīng)點火器位置的燃燒室出口溫度較其余位置偏高64℃左右；在相同進(jìn)口壓力、出口流量條件下，對應(yīng)點火器位置的燃燒室出口溫度較其余位置偏高20℃左右。

6 結(jié)果驗證

梳理多型號多臺次航空發(fā)動機(jī)出現(xiàn)的溫差大問題，除了主油路噴嘴出現(xiàn)異常，發(fā)生噴嘴堵塞現(xiàn)象外，溫度高點大多處于點火器、煙火點火器對應(yīng)位置。經(jīng)過調(diào)整對應(yīng)位置噴嘴流量，即降低該處噴嘴的相對均布性后，溫度場得到明顯改善。

如某發(fā)動機(jī)分解后，對主噴嘴進(jìn)行了流量試驗，結(jié)果見表3。5#噴嘴的流量最大，并且對應(yīng)著燃燒室出口溫度的高點，因此，降低5#噴嘴的流量能有效的降低渦輪后溫度高點。將5#噴嘴流量降低至-2%時，此時的溫度降低20℃左右，溫差達(dá)到為60℃～70℃。

7 總結(jié)

通過計算和試驗，得出以下結(jié)論：

（1）主噴嘴流量和結(jié)構(gòu)不對稱性是燃燒室出口溫度場的主要影響因素；

（2）主噴嘴流量變化1%，溫度變化5℃左右。

（3）在相同進(jìn)、出口壓力條件下，對應(yīng)點火器位置的燃燒室出口溫度較其余位置偏高64℃左右；

（4）在相同進(jìn)口壓力、出口流量條件下，對應(yīng)點火器位置的燃燒室出口溫度較其余位置偏高20℃左右。

本文的計算分析結(jié)果，對發(fā)動機(jī)出口溫度場調(diào)試工作具有一定的指導(dǎo)意義。

參考文獻(xiàn)

[1] A.И.米哈伊洛夫等，燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)燃燒室的工作過程與計算，科學(xué)出版社，1964.