苗　辉，王慧汝，贾　真，扈鹏飞（.中航空天发动机研究院有限公司，北京0008；.沈阳发动机设计研究所，沈阳005）

航空发动机燃烧室喷嘴内燃油传热特性的数值研究

苗辉1，王慧汝1，贾真1，扈鹏飞2
（1.中航空天发动机研究院有限公司，北京100028；2.沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）

摘要：采用数值模拟方法，研究航空发动机燃烧室喷嘴内燃油的传热特性：使用三维建模软件对喷嘴进行精细的几何建模，喷嘴模型包括旋流器叶片和隔热套管等细节特征；采用商业CFD软件对比研究不同喷嘴内燃油的传热特性，确定喷嘴隔热套管的隔热效果。结果表明，在所给工况条件下，隔热套管能减少喷嘴杆部温升约50%，对主油路温升的抑制作用随着主油路流量的增加而逐渐减小，对副油路燃油温升的抑制作用比较明显且基本不随主油路流量变化。工程算法和数值模拟计算的喷嘴出口燃油温度之间相差明显。

关键词：航空发动机；燃烧室；燃油喷嘴；热防护；传热；结焦；数值模拟

1　引言

先进航空发动机的总压比越来越高，压气机出口温度也显著增加。如推重比10一级发动机，压气机出口总温可达1 000 K［1］。而压气机出口温度的增加，导致喷嘴内燃油温度随之上升，增加了燃油沉积和结焦的风险［2-4］，为发动机带来极大的安全隐患。很多学者［5-7］从燃油结焦特性方面对航空发动机燃烧室燃油喷嘴进行了研究，结果显示燃油管道沉积率等参数与燃油温度直接相关。

为控制燃油结焦风险，在燃烧室设计阶段就要对喷嘴内的燃油温度进行计算。工程上，设计者们往往采用传热学基本公式［8］进行简单估算：把燃油喷嘴简单分为杆部和头部两部分，分别选用实验关联式进行计算。对杆部换热采用流体横掠圆管公式，对头部换热则采用流体外掠平板公式［9］。

工程算法虽然简单方便，但是由于其简化模型与实际喷嘴结构相差较大，且喷嘴周围流动又非常复杂，所以只能定性计算燃油温度，无法获得详细的流场、温度场特征和为喷嘴热防护提供依据。采用详细的数值模拟计算，可弥补工程算法的不足。

本文对实际喷嘴进行三维数值模拟，考察流场和温度场特征，并通过计算结果对比，研究喷嘴隔热套管的隔热效果。

2　喷嘴模型和计算工况

数值模拟所用到的喷嘴模型为气动喷嘴，具有主油路和副油路两个燃油通道，包含两级旋流器，各有6个叶片，如图1所示。图中加装隔热套管的喷嘴，其隔热套管和喷嘴杆部本体之间有空气间隙，以产生隔热效果。数值计算中的喷嘴模型，包含内锥、分油环和叶片等精细化的结构特征。

图1　燃油喷嘴结构模型Fig.1 Schematic views of fuel injector

计算条件模拟推重比10一级发动机典型燃烧室的工况参数，主流气流速度为50 m/s，温度约为810 K。假设主、副油路燃油进口温度均为373.15 K，副油路流量恒定为60 L/min，主油路流量范围为100～600 L/min。

3　数值计算方法

数值模拟采用三维计算域（图2），包含燃油域、固体结构域和空气域三部分，流体和固体结构的交界面为耦合面，采用流/热耦合方式计算传热性能。由于主要研究对象为燃油在喷嘴内的传热性能，所以在数值计算中，不考虑喷嘴出口下游燃油的雾化、蒸发、掺混、燃烧过程对喷嘴内燃油传热的影响，将燃油域从喷嘴出口绝热延长至计算域出口［9］。为节省计算资源，在喷嘴下游的计算域长度较短。

图2　计算域示意图（隔热喷嘴）Fig.2 Computational domain

采用ICEM生成非结构化网格，对燃油域、固体结构域和空气近壁区域进行加密，总网格数量约为1 000万。采用商业软件Fluent 14.5进行数值计算，空气和燃油的物性参数为温度的函数。湍流模型采用标准k-ε模型，壁面采用标准壁面函数处理。空气计算域采用速度入口、压力出口的边界条件。

采用SIMPLEC压力速度耦合算法，二阶迎风差分格式，收敛精度为10-4。在网格无关性验证中，计算采用的网格数目分别为1 000万和1 800万，对燃油出口平均温度的计算结果相差不到1%，故下面选取节点数为1 000万左右的网格进行计算。

4　结果与讨论

4.1典型工况对比分析

图3所示为主油路流量500 L/h、副油路流量60 L/h条件下，原始喷嘴和隔热喷嘴固体结构区域的温度云图。可见，旋流器外环和隔热套管的温度接近气流温度，旋流器叶片温度有明显的过渡。传热过程中，旋流器叶片起到的类似翅片的作用，增强了主油路在头部的换热。

图4示出了上面算例中主、副油路燃油温升情况，图中将喷嘴简单分为杆部和头部两部分分别考察。由图中可知，原始喷嘴中，副油路在杆部的温升大于在头部的温升，而主油路在头部的温升大于在杆部的温升。这是因为主油路在头部的传热面积明显比在杆部的大，而副油路在头部的传热面积比在杆部的小（副油路在头部的横截面浸润周长与杆部的相当，但沿燃油流向头部的长度比杆部的小）。

隔热套管的主要作用，是在从热空气流到燃油的传热过程中增加了一段空气夹层，借助空气低导热系数的特点，减小了整个传热过程的传热系数。在算例中，隔热套管使副油路的杆部温升下降了48.0%，使主油路的杆部温升下降了54.5%。故隔热套管使杆部的总传热系数大约减小了50.0%，对温升的抑制作用明显，但对头部换热基本没有影响。

4.2主油路燃油流量的影响

航空发动机在一个工作周期内，副油路燃油流量变化较小，而主油路燃油流量调节范围较大。主油路的燃油流量变化对喷嘴温度场和燃油温升等有重要影响，如图5所示。可见，随着主油路流量的增加，副油路出口温度基本恒定，主油路出口温度显著降低。因此，隔热套管可明显抑制副油路的温升，约25%，且基本保持恒定。而随着主油路流量的增加，隔热套管对主油路温升的抑制作用明显降低。

4.3工程算法与数值模拟计算结果对比

图6对比了工程算法与数值模拟方法的燃油出口温度计算结果。工程算法的详细推导过程见文献［9］。由图中可知，工程算法与数值模拟方法计算的燃油出口温度具有相同的趋势，随着主油路流量的增加，主油路温度降低且降低幅度越来越小，但数值模拟方法计算的出口燃油温度明显比工程算法的高。其原因可能是工程算法忽略了很多影响传热效果的细节特征，如旋流器翅片等。在副油路流量保持恒定时，主油路流量越小，工程算法与数值模拟方法计算结果之间的偏差越明显。如当主油路流量为100 L/h时，工程算法计算的原始喷嘴主油路温升，

图3　典型工况下喷嘴结构温度场Fig.3 The temperature contours of injector at typical conditions

图4　典型工况下燃油温升情况Fig.4 Temperature rise of fuel at typical conditions

图5　主油路燃油流量对燃油出口温度的影响Fig.5 Effect of flow rate of primary fuel channel on fuel outlet temperature

图6　工程算法与数值模拟方法计算结果对比Fig.6 The comparison of engineering method and numerical simulation results

仅为数值模拟方法计算结果的28%左右。

5　结论

（1）隔热套管对主、副油路在杆部温升的抑制效果明显。所给算例中，可使杆部温升下降约50%。

（2）副油路流量不变时，随着主油路流量的增加，隔热套管对副油路温升的抑制作用保持一定，约为25%；对主油路温升的抑制作用逐渐降低。

（3）工程算法和数值模拟计算的喷嘴出口燃油温度之间相差明显。当主油路流量为100 L/h时，工程算法计算的原始喷嘴主油路温升，仅为数值算法结果的28%左右。

参考文献：

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［2］ 王洪铭.加热后RP-3煤油性能指标变化的分析报告［D］.北京：北京航空航天大学，1998.

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［4］ Brown S P，Frederick Jr R A.Laboratory-scale thermal stability experiments on RP-1 and RP-2［J］.Journal of Propulsion and Power，2008，24（2）：206—212.

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［6］ Chin J S，Lefebvre A H.Influence of flow conditions on depositsfromheatedhydrocarbonfuels［R］.ASME 1992-GT-114，1992.

［7］ Katta V R，Jones E G，Roquenore W M.Modeling of depositions process in liquid fuels［J］.Combustion Science and Technology，1998，139（1）：75—111.

［8］ 杨世铭，陶文铨.传热学［M］.北京：高等教育出版社，2006.

［9］ 黄义勇.航空发动机主燃油喷嘴热防护设计技术研究［D］.成都：电子科技大学，2011.

中图分类号：V231.1

文献标识码：A

文章编号：1672-2620（2015）03-0030-03

收稿日期：2014-06-04；修回日期：2014-08-11

作者简介：苗辉（1984-），男，河南滑县人，高级工程师，博士，主要从事航空发动机传热与燃烧研究。

Numerical investigation of heat transfer characteristics of aero-engine combustor injector

MIAO Hui1，WANG Hui-ru1，JIA Zhen1，HU Peng-fei2
（1.AVIC Academy of Aeronautic Propulsion Technology，Beijing 100028，China；2.Shenyang Aero-engine Research Institute，Shenyang 110015，China）

Abstract：Numerical study on the heat transfer performance of aero-engine combustor injector was conducted.Elaborate geometry models with swirler blades and heat insulation casing（HIC）were presented. Comparative heat transfer researches were performed to estimate the effect of HIC on temperature rise of aviation kerosene through the injector.It is found that HIC decrease the temperature rise in bar department of injector by 50%in typical cases.Additionally，HIC has a more obvious effect on thermal protection for secondary fuel channel than for primary fuel channel.Furthermore，with increase in flow rate of primary fuel channel，the thermal protection influence of HIC on primary fuel channel become weaker，and no significant change of that influence on secondary fuel channel were found.Finally，engineering method would get a remarkable lower temperature rise than numerical simulation.

Key words：aero-engine；combustor；fuel injector；heat insulation injector；heat transfer；fuel coke；numerical simulation