燃油噴嘴結(jié)構(gòu)對燃燒室流動特性的影響研究

中國直升機設(shè)計研究所

本文根據(jù)無人直升機發(fā)動機燃燒室結(jié)構(gòu)，建立燃燒室物理模型，利用數(shù)值模擬方法研究旋流器葉片的旋流角度和燃油噴嘴軸向幾何位置對發(fā)動機燃燒室總壓損失、流場分布、溫度場分布、燃燒效率以及污染物排放的影響。在冷態(tài)和熱態(tài)工況下，總結(jié)燃油噴嘴結(jié)構(gòu)對燃燒室流動特性的影響規(guī)律。

發(fā)動機為無人直升機飛行提供動力，燃燒室作為發(fā)動機的三大核心部件之一，直接影響發(fā)動機的工作性能。燃油噴嘴結(jié)構(gòu)將對無人直升機燃燒室性能產(chǎn)生重要影響，按照發(fā)動機不同的工作狀態(tài)，噴嘴的功能是供給燃燒室合適數(shù)量、具有良好霧化質(zhì)量的燃油。旋流器是一種利用流體壓力產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)運動的裝置。

國外對發(fā)動機燃燒室性能開展了較多研究，主要包括燃油噴嘴幾何結(jié)構(gòu)以及工況參數(shù)對燃燒室性能的影響研究；霧化特性理論和實驗研究，氣流結(jié)構(gòu)特性、噴霧特性、混合特性研究，以及噴霧湍流相互作用機理、燃燒不穩(wěn)定性研究等。本文以旋流器葉片的旋流角度和燃油噴嘴的軸向位置為變量，利用數(shù)值模擬探究這兩種結(jié)構(gòu)的改變對燃燒室性能的影響規(guī)律。

數(shù)值計算概述

計算模型

常見的旋流器分為軸向旋流器、徑向旋流器和斜向旋流器。本文以更適合貧油直噴燃燒室的軸向旋流器為研究模型，建立燃油噴嘴和旋流器的組合模型如圖1所示，燃油噴嘴結(jié)構(gòu)整體模型如圖2所示。本文研究模型生成的網(wǎng)格數(shù)約為80萬，網(wǎng)格質(zhì)量普遍大于0.25，極少部分在0.1～0.2之間，網(wǎng)格質(zhì)量良好，滿足Fluent計算要求。

計算工況

本文計算發(fā)動機燃燒室噴嘴模型在100%工況下的數(shù)值模擬情況，具體工況參數(shù)如表1所示。選取質(zhì)量流量入口，壓力出口，流固耦合處壁面邊界采取默認(rèn)值，其余壁面為無滑移邊界，燃料選為C12H23航空煤油。

邊界條件

根據(jù)實際情況，選擇如下邊界條件作為計算條件。

圖1 燃油噴嘴、旋流器組合模型。

圖2 燃油噴嘴結(jié)構(gòu)整體模型。

入口即質(zhì)量流量入口，由進(jìn)口溫度和質(zhì)量流量條件可得出進(jìn)口速度v=20.60314m/s。

出口即壓力出口，根據(jù)質(zhì)量流量守恒原理，以及進(jìn)出口面積，估算出口速度，進(jìn)而根據(jù)總壓不變，預(yù)估出口靜壓。

材料選用理想氣體，因為只作冷態(tài)流動計算，前后溫度梯度較小，故認(rèn)為熱傳導(dǎo)率λ和定壓熱容CP為常數(shù)。氣體黏度選用Sutherland Law定律，此定律非常適用于高速可壓縮流動。湍流模型采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型，燃燒模型采用預(yù)先給定PDF函數(shù)的湍流燃燒模型，具有穩(wěn)定性、經(jīng)濟(jì)性和較高計算精度。

模型種類及基本參數(shù)

本文研究如下5個噴嘴模型。

模型1：旋流器葉片旋流角為35°，噴嘴為0位置，與喉部平齊；

模型2：旋流器葉片旋流角為40°，噴嘴為0位置；

模型3：旋流器葉片旋流角為45°，噴嘴為0位置；

模型4：旋流器葉片旋流角為45°，噴嘴為+1位置，從喉部向出口平移；

模型5：旋流器葉片旋流角為45°，噴嘴為-1位置，從喉部向入口平移。

基本參數(shù)：進(jìn)口直徑為37.3mm，出口直徑為80.1mm，旋流器高度為9mm，火焰筒長度為155.5mm。

對比分析

冷態(tài)工況

（1）總壓損失

在同一壓力梯度標(biāo)尺下，利用ANSYS Fluent得到的5個模型的總壓分布云見圖3，參考壓力為2068246 Pa。

根據(jù)總壓損失系數(shù)定義，各種模型冷態(tài)下總壓損失系數(shù)計算結(jié)果見表2。

由以上數(shù)據(jù)得出，5個模型的總壓損失依次增高。由模型1、2、3的數(shù)據(jù)結(jié)果得出，當(dāng)噴嘴固定在0位置時，旋流器葉片旋流角度增大，總壓損失系數(shù)隨之增大；由模型3、4、5的數(shù)據(jù)結(jié)果得出，當(dāng)旋流器葉片固定在45°角時，改變噴嘴的軸向幾何位置，對總壓損失系數(shù)的影響較小。

表1 工況參數(shù)表。

表2 冷態(tài)下總壓損失系數(shù)計算結(jié)果。

（2）流場分布

同一速度標(biāo)尺下，5個模型在冷態(tài)工況下的速度流線圖如圖4所示。

由以上數(shù)值模擬結(jié)果得出，模型1和2的流場分布紊亂，模型3、4、5的回流區(qū)形狀基本相似，上下對稱，形狀規(guī)則，相對穩(wěn)定。由此可見，同一噴嘴在0位置時，45°角模型優(yōu)于35°和40°。同一旋流器偏轉(zhuǎn)45°時，噴嘴-1位置的模型冷態(tài)回流區(qū)較好。

火焰筒沿著-Z軸方向，取Z= -30mm，5個模型的軸向速度沿火焰筒徑向的分布如圖5所示。

從圖5數(shù)據(jù)可得出，在火焰筒中心軸線，模型3、模型4、模型5形成了沿軸對稱分布的冷態(tài)回流區(qū)。說明同一噴嘴在0位置時，45°角噴嘴模型比35°和40°噴嘴模型的冷態(tài)流場較為穩(wěn)定，并且同一旋流器處于45°角時，噴嘴位置對流場的軸向速度影響不大。

熱態(tài)工況

圖3 模型總壓分布云圖。

圖4 模型冷態(tài)速度流線圖。

通常，燃燒室的性能指標(biāo)包括燃燒效率、總壓損失、出口溫度分布、貧油熄火邊界、點火邊界、污染物排放、冒煙與積碳等。本文基于數(shù)值模擬計算，圍繞總壓損失系數(shù)、流場分布、溫度場分布、燃燒效率和燃燒污染物，對噴嘴模型進(jìn)行對比分析。

（1）總壓損失

在同一壓力梯度標(biāo)尺下，利用ANSYS Fluent得到5個模型的總壓分布云圖如圖6所示，參考壓力為2068246 Pa。

由總壓損失計算公式得出，模型熱態(tài)工況下，總壓損失系數(shù)計算結(jié)果見表3。

由以上數(shù)據(jù)得出，當(dāng)噴嘴固定在0位置時，旋流器葉片旋流角度增大，總壓損失系數(shù)也會增大；當(dāng)旋流器葉片固定在45°角時，改變噴嘴的軸向幾何位置從-1到0再到+1，總壓損失系數(shù)隨之增大。

（2）流場分布

在同一速度標(biāo)尺下，圖7為5個模型在熱態(tài)工況下的速度流線圖。

由以上對比圖清晰得出5個模型在熱態(tài)工況下的回流區(qū)。其中，模型1的燃油噴嘴出口的流場分布向上偏移，形態(tài)紊亂，不夠穩(wěn)定，而其余模型的回流區(qū)分布基本上下對稱，相對穩(wěn)定。由此可見，同一噴嘴在0位置時，旋流器葉片旋流角度對流場的分布有影響，葉片角度小，流場則紊亂，葉片角度大，流場則穩(wěn)定。而當(dāng)同一旋流器偏轉(zhuǎn)45°角時，燃油噴嘴的軸向幾何位置對流場分布影響較小，流場形態(tài)基本一致，相對穩(wěn)定。

火焰筒沿-Z軸方向，取Z=-30mm，5個模型軸向速度沿火焰筒徑向的分布如圖8所示。

從圖8數(shù)據(jù)可得出，在火焰筒中心軸線，模型3、模型4、模型5的軸線速度為正，模型1和2的軸線速度為負(fù)，說明模型3、模型4、模型5在中軸線位置形成了回流區(qū)，并且圖中軸線速度分布沿中軸線對稱分布，說明都形成一個沿軸對稱分布的熱態(tài)回流區(qū)，且形態(tài)良好。

（3）溫度場分布

在同一溫度標(biāo)尺下，圖9為5個模型在熱態(tài)工況下的溫度場分布圖。

圖5 軸向速度沿火焰筒徑向的分布。

表3 熱態(tài)下總壓損失系數(shù)計算結(jié)果。

圖6 模型總壓分布云圖。

圖7 模型熱態(tài)速度流線圖。

由圖9結(jié)果可得出，5個模型此時高溫區(qū)集中于回流區(qū)的前端，并呈軸對稱分布，溫度場的形狀和回流區(qū)形態(tài)一致。其中模型1的火焰偏離軸線，穩(wěn)定性差。而模型2、3、4和5的溫度場呈軸對稱分布，形態(tài)與開角基本一致，燃燒較為穩(wěn)定。由此可見，同一噴嘴在0位置時，旋流器葉片的旋流角度對溫度場分布影響較大，小葉片角度的溫度場紊亂。而當(dāng)同一旋流器偏轉(zhuǎn)45°角時，燃油噴嘴的軸向幾何位置對溫度場分布影響較小，溫度場形態(tài)基本一致，相對穩(wěn)定。

（4）燃燒效率

燃燒效率可反映燃料燃燒的完全程度，是燃燒室的重要性能參數(shù)之一。本節(jié)應(yīng)用燃?xì)夥治龇▽θ紵蔬M(jìn)行計算，該方法測量精度與使用燃料基本無關(guān)，被認(rèn)為是較準(zhǔn)確的燃燒效率分析方法。噴嘴模型出口的CO和CO2質(zhì)量流量數(shù)據(jù)以及燃燒效率結(jié)果見表4，由Fluent數(shù)值模擬測得。

由表4數(shù)據(jù)得出，5個模型的燃燒效率基本接近100%，燃燒較充分，僅模型1燃燒效率相對較低；旋流角過小，會導(dǎo)致火焰穩(wěn)定性相對較差。

（5）燃燒污染物

由于本文數(shù)值模擬采用C12H23為燃料，所以CO是主要燃燒污染產(chǎn)物。由表4得出CO排放狀況，當(dāng)噴嘴固定在0位置時，模型1的CO排放量較多，說明在35°角噴嘴0位置時，燃燒情況極不穩(wěn)定，噴嘴在相同位置下，旋流器葉片旋流角度越大，燃燒污染物CO的排放量越少，燃燒相對穩(wěn)定。在固定葉片旋流角度時，模型3比模型4和模型5的CO排放量少，說明此時噴嘴0位置比噴嘴+1和-1位置的燃燒更充分。

結(jié)論

本文針對無人直升機燃燒室結(jié)構(gòu)，設(shè)計出5個模型。首先，在查閱文獻(xiàn)和分析基礎(chǔ)上，結(jié)合實驗和數(shù)值分析，研究旋流器葉片旋流角度和噴嘴軸向幾何位置的結(jié)構(gòu)參數(shù)。針對冷熱態(tài)兩種流場，完成總壓損失系數(shù)、流場分布、溫度場分布、燃燒效率、燃燒污染物的對比分析，并得出燃燒性能的作用規(guī)律，主要結(jié)論如下所述。

第一，綜合冷熱態(tài)總壓損失研究結(jié)果分析，5個模型的總壓損失系數(shù)均在5%以內(nèi)，在燃燒室總壓損失要求在正常范圍內(nèi)；

第二，綜合冷熱態(tài)流場研究結(jié)果分析，5個模型均有回流區(qū)，當(dāng)同一噴嘴固定在0位置時，旋流器葉片角度越大，流場越穩(wěn)定；而同一旋流器葉片角度固定在45°時，改變噴嘴位置對流場的影響不明顯；

第三，根據(jù)熱態(tài)溫度場研究結(jié)果分析，當(dāng)同一噴嘴固定在0位置時，旋流器葉片角度越大，溫度場越穩(wěn)定，與流場表現(xiàn)一致，其中35°角火焰向上擺動，燃燒極不穩(wěn)定；而同一旋流器葉片角度固定在45°時，改變噴嘴位置，溫度場都呈“八字弧”形狀，而且位置和開角基本一致，對溫度場影響較??；

第四，根據(jù)燃燒效率研究結(jié)果分析，5個模型的燃燒效率基本接近100%，燃燒較充分；

第五，根據(jù)燃燒污染物CO研究結(jié)果分析，當(dāng)同一噴嘴固定在0位置時，旋流器葉片角度越大，燃燒污染物CO的排放量越少，燃燒越穩(wěn)定；而同一旋流器葉片角度固定在45°時，噴嘴0位置比噴嘴+1和-1位置的燃燒更充分。

圖8 軸向速度沿火焰筒徑向的分布。

圖9 模型溫度場分布圖。

表4 模型CO、CO2的質(zhì)量流量數(shù)據(jù)及燃燒效率。