燃油喷嘴结构对燃烧室流动特性的影响研究

中国直升机设计研究所

本文根据无人直升机发动机燃烧室结构，建立燃烧室物理模型，利用数值模拟方法研究旋流器叶片的旋流角度和燃油喷嘴轴向几何位置对发动机燃烧室总压损失、流场分布、温度场分布、燃烧效率以及污染物排放的影响。在冷态和热态工况下，总结燃油喷嘴结构对燃烧室流动特性的影响规律。

发动机为无人直升机飞行提供动力，燃烧室作为发动机的三大核心部件之一，直接影响发动机的工作性能。燃油喷嘴结构将对无人直升机燃烧室性能产生重要影响，按照发动机不同的工作状态，喷嘴的功能是供给燃烧室合适数量、具有良好雾化质量的燃油。旋流器是一种利用流体压力产生旋转运动的装置。

国外对发动机燃烧室性能开展了较多研究，主要包括燃油喷嘴几何结构以及工况参数对燃烧室性能的影响研究；雾化特性理论和实验研究，气流结构特性、喷雾特性、混合特性研究，以及喷雾湍流相互作用机理、燃烧不稳定性研究等。本文以旋流器叶片的旋流角度和燃油喷嘴的轴向位置为变量，利用数值模拟探究这两种结构的改变对燃烧室性能的影响规律。

数值计算概述

计算模型

常见的旋流器分为轴向旋流器、径向旋流器和斜向旋流器。本文以更适合贫油直喷燃烧室的轴向旋流器为研究模型，建立燃油喷嘴和旋流器的组合模型如图1所示，燃油喷嘴结构整体模型如图2所示。本文研究模型生成的网格数约为80万，网格质量普遍大于0.25，极少部分在0.1～0.2之间，网格质量良好，满足Fluent计算要求。

计算工况

本文计算发动机燃烧室喷嘴模型在100%工况下的数值模拟情况，具体工况参数如表1所示。选取质量流量入口，压力出口，流固耦合处壁面边界采取默认值，其余壁面为无滑移边界，燃料选为C12H23航空煤油。

边界条件

根据实际情况，选择如下边界条件作为计算条件。

图1 燃油喷嘴、旋流器组合模型。

图2 燃油喷嘴结构整体模型。

入口即质量流量入口，由进口温度和质量流量条件可得出进口速度v=20.60314m/s。

出口即压力出口，根据质量流量守恒原理，以及进出口面积，估算出口速度，进而根据总压不变，预估出口静压。

材料选用理想气体，因为只作冷态流动计算，前后温度梯度较小，故认为热传导率λ和定压热容CP为常数。气体黏度选用Sutherland Law定律，此定律非常适用于高速可压缩流动。湍流模型采用标准k-ε模型，燃烧模型采用预先给定PDF函数的湍流燃烧模型，具有稳定性、经济性和较高计算精度。

模型种类及基本参数

本文研究如下5个喷嘴模型。

模型1：旋流器叶片旋流角为35°，喷嘴为0位置，与喉部平齐；

模型2：旋流器叶片旋流角为40°，喷嘴为0位置；

模型3：旋流器叶片旋流角为45°，喷嘴为0位置；

模型4：旋流器叶片旋流角为45°，喷嘴为+1位置，从喉部向出口平移；

模型5：旋流器叶片旋流角为45°，喷嘴为-1位置，从喉部向入口平移。

基本参数：进口直径为37.3mm，出口直径为80.1mm，旋流器高度为9mm，火焰筒长度为155.5mm。

对比分析

冷态工况

（1）总压损失

在同一压力梯度标尺下，利用ANSYS Fluent得到的5个模型的总压分布云见图3，参考压力为2068246 Pa。

根据总压损失系数定义，各种模型冷态下总压损失系数计算结果见表2。

由以上数据得出，5个模型的总压损失依次增高。由模型1、2、3的数据结果得出，当喷嘴固定在0位置时，旋流器叶片旋流角度增大，总压损失系数随之增大；由模型3、4、5的数据结果得出，当旋流器叶片固定在45°角时，改变喷嘴的轴向几何位置，对总压损失系数的影响较小。

表1 工况参数表。

表2 冷态下总压损失系数计算结果。

（2）流场分布

同一速度标尺下，5个模型在冷态工况下的速度流线图如图4所示。

由以上数值模拟结果得出，模型1和2的流场分布紊乱，模型3、4、5的回流区形状基本相似，上下对称，形状规则，相对稳定。由此可见，同一喷嘴在0位置时，45°角模型优于35°和40°。同一旋流器偏转45°时，喷嘴-1位置的模型冷态回流区较好。

火焰筒沿着-Z轴方向，取Z= -30mm，5个模型的轴向速度沿火焰筒径向的分布如图5所示。

从图5数据可得出，在火焰筒中心轴线，模型3、模型4、模型5形成了沿轴对称分布的冷态回流区。说明同一喷嘴在0位置时，45°角喷嘴模型比35°和40°喷嘴模型的冷态流场较为稳定，并且同一旋流器处于45°角时，喷嘴位置对流场的轴向速度影响不大。

热态工况

图3 模型总压分布云图。

图4 模型冷态速度流线图。

通常，燃烧室的性能指标包括燃烧效率、总压损失、出口温度分布、贫油熄火边界、点火边界、污染物排放、冒烟与积碳等。本文基于数值模拟计算，围绕总压损失系数、流场分布、温度场分布、燃烧效率和燃烧污染物，对喷嘴模型进行对比分析。

（1）总压损失

在同一压力梯度标尺下，利用ANSYS Fluent得到5个模型的总压分布云图如图6所示，参考压力为2068246 Pa。

由总压损失计算公式得出，模型热态工况下，总压损失系数计算结果见表3。

由以上数据得出，当喷嘴固定在0位置时，旋流器叶片旋流角度增大，总压损失系数也会增大；当旋流器叶片固定在45°角时，改变喷嘴的轴向几何位置从-1到0再到+1，总压损失系数随之增大。

（2）流场分布

在同一速度标尺下，图7为5个模型在热态工况下的速度流线图。

由以上对比图清晰得出5个模型在热态工况下的回流区。其中，模型1的燃油喷嘴出口的流场分布向上偏移，形态紊乱，不够稳定，而其余模型的回流区分布基本上下对称，相对稳定。由此可见，同一喷嘴在0位置时，旋流器叶片旋流角度对流场的分布有影响，叶片角度小，流场则紊乱，叶片角度大，流场则稳定。而当同一旋流器偏转45°角时，燃油喷嘴的轴向几何位置对流场分布影响较小，流场形态基本一致，相对稳定。

火焰筒沿-Z轴方向，取Z=-30mm，5个模型轴向速度沿火焰筒径向的分布如图8所示。

从图8数据可得出，在火焰筒中心轴线，模型3、模型4、模型5的轴线速度为正，模型1和2的轴线速度为负，说明模型3、模型4、模型5在中轴线位置形成了回流区，并且图中轴线速度分布沿中轴线对称分布，说明都形成一个沿轴对称分布的热态回流区，且形态良好。

（3）温度场分布

在同一温度标尺下，图9为5个模型在热态工况下的温度场分布图。

图5 轴向速度沿火焰筒径向的分布。

表3 热态下总压损失系数计算结果。

图6 模型总压分布云图。

图7 模型热态速度流线图。

由图9结果可得出，5个模型此时高温区集中于回流区的前端，并呈轴对称分布，温度场的形状和回流区形态一致。其中模型1的火焰偏离轴线，稳定性差。而模型2、3、4和5的温度场呈轴对称分布，形态与开角基本一致，燃烧较为稳定。由此可见，同一喷嘴在0位置时，旋流器叶片的旋流角度对温度场分布影响较大，小叶片角度的温度场紊乱。而当同一旋流器偏转45°角时，燃油喷嘴的轴向几何位置对温度场分布影响较小，温度场形态基本一致，相对稳定。

（4）燃烧效率

燃烧效率可反映燃料燃烧的完全程度，是燃烧室的重要性能参数之一。本节应用燃气分析法对燃烧效率进行计算，该方法测量精度与使用燃料基本无关，被认为是较准确的燃烧效率分析方法。喷嘴模型出口的CO和CO2质量流量数据以及燃烧效率结果见表4，由Fluent数值模拟测得。

由表4数据得出，5个模型的燃烧效率基本接近100%，燃烧较充分，仅模型1燃烧效率相对较低；旋流角过小，会导致火焰稳定性相对较差。

（5）燃烧污染物

由于本文数值模拟采用C12H23为燃料，所以CO是主要燃烧污染产物。由表4得出CO排放状况，当喷嘴固定在0位置时，模型1的CO排放量较多，说明在35°角喷嘴0位置时，燃烧情况极不稳定，喷嘴在相同位置下，旋流器叶片旋流角度越大，燃烧污染物CO的排放量越少，燃烧相对稳定。在固定叶片旋流角度时，模型3比模型4和模型5的CO排放量少，说明此时喷嘴0位置比喷嘴+1和-1位置的燃烧更充分。

结论

本文针对无人直升机燃烧室结构，设计出5个模型。首先，在查阅文献和分析基础上，结合实验和数值分析，研究旋流器叶片旋流角度和喷嘴轴向几何位置的结构参数。针对冷热态两种流场，完成总压损失系数、流场分布、温度场分布、燃烧效率、燃烧污染物的对比分析，并得出燃烧性能的作用规律，主要结论如下所述。

第一，综合冷热态总压损失研究结果分析，5个模型的总压损失系数均在5%以内，在燃烧室总压损失要求在正常范围内；

第二，综合冷热态流场研究结果分析，5个模型均有回流区，当同一喷嘴固定在0位置时，旋流器叶片角度越大，流场越稳定；而同一旋流器叶片角度固定在45°时，改变喷嘴位置对流场的影响不明显；

第三，根据热态温度场研究结果分析，当同一喷嘴固定在0位置时，旋流器叶片角度越大，温度场越稳定，与流场表现一致，其中35°角火焰向上摆动，燃烧极不稳定；而同一旋流器叶片角度固定在45°时，改变喷嘴位置，温度场都呈“八字弧”形状，而且位置和开角基本一致，对温度场影响较小；

第四，根据燃烧效率研究结果分析，5个模型的燃烧效率基本接近100%，燃烧较充分；

第五，根据燃烧污染物CO研究结果分析，当同一喷嘴固定在0位置时，旋流器叶片角度越大，燃烧污染物CO的排放量越少，燃烧越稳定；而同一旋流器叶片角度固定在45°时，喷嘴0位置比喷嘴+1和-1位置的燃烧更充分。

图8 轴向速度沿火焰筒径向的分布。

图9 模型温度场分布图。

表4 模型CO、CO2的质量流量数据及燃烧效率。