王成軍，江 平，辛 欣，曾 文

（沈陽航空航天大學(xué)航空航天工程學(xué)部，沈陽110136）

進氣溫度對航空發(fā)動機燃燒室輻射換熱的影響

王成軍，江 平，辛 欣，曾 文

（沈陽航空航天大學(xué)航空航天工程學(xué)部，沈陽110136）

為了解燃燒室內(nèi)火焰輻射換熱特性，建立了某型航空發(fā)動機燃燒室計算模型，利用數(shù)值模擬方法，研究了不同進氣溫度下燃燒室內(nèi)燃?xì)鉁囟?、碳黑粒子生成及分布變化對燃燒室輻射熱流量和火焰筒壁溫的影響。研究結(jié)果表明：隨著進氣溫度的升高，燃?xì)鉁囟壬?，碳黑粒子質(zhì)量分?jǐn)?shù)增大，且高溫區(qū)和碳黑粒子生成區(qū)均往前移；火焰筒壁溫急劇升高，高溫區(qū)集中在燃燒室中間段和摻混段，主燃區(qū)火焰筒壁溫相對較低；輻射熱流量不斷增加，由3245 W增加到8674 W，輻射熱流量主要受燃?xì)廨椛涮匦杂绊憽?/p>

燃燒室；輻射換熱；進氣溫度；數(shù)值模擬；航空發(fā)動機；火焰筒壁溫

0 引言

近年來，隨著現(xiàn)代航空發(fā)動機的發(fā)展，燃燒室油氣比不斷增大，燃燒室出口平均溫度進一步升高，使用于燃燒的空氣越來越多，而用于冷卻和摻混的空氣越來越少[1]。因此，高溫燃?xì)馀c火焰筒壁之間的傳熱問題日益突出。在高溫高壓的航空發(fā)動機燃燒室內(nèi)，輻射換熱在火焰?zhèn)鳠嶂姓?0%[2]，主要包括氣體輻射換熱和煙顆粒輻射換熱，其中氣體輻射只占很小比例，而煙顆粒輻射換熱占2/3左右[3]。目前，對燃燒室輻射換熱的研究主要是對氣體輻射機理、光學(xué)譜帶模型應(yīng)用、輻射換熱模型等的基礎(chǔ)性研究[4-8]，考慮燃燒室進氣溫度變化對輻射換熱的影響研究相對較少。而在航空發(fā)動機運行中，進氣溫度變化會對燃燒室輻射熱流量及火焰筒壁面溫度產(chǎn)生明顯影響[9]，在該方面進行研究對提高燃燒室性能及燃燒效率，延長燃燒室壽命有著重要意義。由于輻射換熱的復(fù)雜性，基于迅速發(fā)展的計算機技術(shù)的數(shù)值模擬方法在燃燒室輻射換熱研究中占有重要地位[10-12]。

本文采用數(shù)值模擬方法，對某型航空發(fā)動機燃燒室建立了計算模型，對不同進氣溫度下，燃燒室內(nèi)火焰溫度、碳黑粒子生成及分布變化對燃燒室輻射熱流量、火焰筒壁溫影響進行了模擬計算。其模擬結(jié)果對航空發(fā)動機燃燒室設(shè)計及輻射換熱研究具有重要意義。

1 燃燒室計算模型

本文選用某型航空發(fā)動機環(huán)形燃燒室作為研究對象，燃料為航空煤油，采用軸向空氣旋流器，后設(shè)主燃孔和摻混孔，沿周向均勻分布15個壓力霧化噴嘴。考慮到燃燒室結(jié)構(gòu)復(fù)雜，在模擬計算時，對燃燒室進行了適當(dāng)簡化，只取帶1個燃油噴嘴的扇形段作為燃燒室計算模型，如圖1所示。

圖1 燃燒室結(jié)構(gòu)

2 物理模型

本文應(yīng)用Fluent軟件進行數(shù)值模擬，燃燒反應(yīng)為3維、2相湍流擴散燃燒；采用SIMPLE耦合方法、2階精度迎風(fēng)差分格式；采用Realizable k-ε雙方程湍流模型和快速反應(yīng)簡化PDF燃燒模型模擬湍流擴散燃燒；綜合考慮燃燒室中燃?xì)馀c碳黑粒子對壁面的共同輻射作用，采用 P-1輻射模型[13]；采用Khan and Greeves模型模擬碳黑粒子生成。邊界條件設(shè)置：燃燒室進口為質(zhì)量進口，進氣質(zhì)量流量為3.9 kg/s，航空煤油流量為0.093 kg/s，溫度為300 K；出口為壓力出口；固體壁面邊界采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)處理，且為非絕熱流熱耦合壁面；燃燒室側(cè)面采用周期性邊界條件。

3 計算結(jié)果與分析

分別取燃燒室進氣溫度為534、584、634、684和734 K，得到燃燒室內(nèi)輻射熱流量、炭黑粒子質(zhì)量分?jǐn)?shù)和火焰筒壁溫分布等結(jié)果。

燃?xì)鉁囟妊厝紵抑行妮S向變化如圖2所示。從圖2中可見，燃?xì)鉁囟认燃眲∩吆笥纸档?，出現(xiàn)峰值，持續(xù)穩(wěn)定一段后降低到最低值，這是由于燃燒集中在主燃孔附近，溫度出現(xiàn)最大值，而主燃孔和摻混孔有冷卻空氣進入，因此燃?xì)庠谥魅己罄鋮s降溫又繼續(xù)在摻混孔處冷卻，最后溫度趨于穩(wěn)定；隨著進氣溫度的升高，燃?xì)鉁囟纫蚕鄳?yīng)升高，且主燃區(qū)燃?xì)鉁囟壬咚俾时戎虚g段和摻混段的快，這是因為進氣溫度升高使主燃區(qū)燃油液霧蒸發(fā)效率提高，減少其燃燒時間，提高燃燒效率，從而釋放更多熱量，使得主燃區(qū)燃?xì)鉁囟壬摺?/p>

圖2 燃?xì)鉁囟萒g沿燃燒室軸向的變化

在燃燒室X=0.10 m截面處碳黑粒子質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布變化如圖3所示。從圖3中可見，碳黑粒子質(zhì)量分?jǐn)?shù)在燃燒室中心最大，隨著進氣溫度升高，碳黑粒子質(zhì)量分?jǐn)?shù)急劇增大且分布范圍變窄，這是因為進氣溫度升高，加強了燃油液霧與高溫燃?xì)忾g的傳熱傳質(zhì)作用，提高了燃油蒸發(fā)率，使得主燃區(qū)靠近噴嘴噴口和回流區(qū)燃油質(zhì)量分?jǐn)?shù)急劇增大，形成了局部富油區(qū)，加快了碳黑粒子生成，更加集中，使其質(zhì)量分?jǐn)?shù)增大且分布范圍變窄。

圖3 燃燒室X=0.10 m截面處碳黑粒子質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布變化

碳黑粒子質(zhì)量分?jǐn)?shù)沿燃燒室中心軸向變化如圖4所示。從圖4中可見，主燃區(qū)碳黑粒子質(zhì)量分?jǐn)?shù)最大，主燃區(qū)后急劇減小且進氣溫度越高其減小速率越快；隨著進氣溫度升高，碳黑粒子大質(zhì)量分?jǐn)?shù)區(qū)向前移，其原因是碳黑粒子在主燃區(qū)的局部富油區(qū)內(nèi)形成，隨后被快速氧化，在中間區(qū)后碳黑粒子質(zhì)量分?jǐn)?shù)基本穩(wěn)定，而進氣溫度升高使得燃油蒸發(fā)效率提高，油霧穿透能力下降，并向燃油噴嘴附近靠近使碳黑粒子生成區(qū)前移。

圖4 碳黑粒子質(zhì)量分?jǐn)?shù)Cs沿燃燒室軸向的變化

火焰筒壁溫度沿火焰筒軸向變化如圖5所示。從圖5中可見，沿燃燒室軸向，火焰筒壁溫呈鋸齒形升高，高溫區(qū)集中在燃燒室中間段和摻混段，主燃區(qū)壁溫相對較低；隨進氣溫度升高，火焰筒壁溫急劇升高，當(dāng)進氣溫度為734 K時，最高壁溫達1300 K，這是因為沿火焰筒軸向，冷卻氣流與主流燃?xì)庀嗷交熳饔眉觿?，火焰筒壁面對流換熱量增加，又受高溫燃?xì)獾膹娏逸椛渥饔?，使得氣膜冷卻有效溫比減小，導(dǎo)致冷卻效果逐漸變差，從而使火焰筒壁溫呈現(xiàn)鋸齒形分布；主燃區(qū)壁面溫度相對較低是因為環(huán)腔內(nèi)有大量低溫氣流且火焰筒壁面氣膜冷卻空氣對主燃區(qū)火焰筒壁面進行高效冷卻。

圖5 火焰筒壁溫沿燃燒室軸向的變化

燃燒室主燃區(qū)火焰筒壁溫隨進氣溫度變化如圖6所示。從圖6中可見，火焰筒主燃區(qū)火焰筒壁溫分布比較均勻，隨進氣溫度升高，主燃區(qū)壁溫急劇升高，從750 K升高到1050 K左右，升高約300 K，這是因為進氣溫度升高使得火焰溫度快速升高和主燃區(qū)碳黑粒子質(zhì)量分?jǐn)?shù)急劇增大引起輻射到火焰筒壁面的熱流量增加。

主燃區(qū)平均輻射熱流量Qr和主燃區(qū)最高火焰溫度Tpr的變化如圖7所示。從圖7中可見，隨進氣溫度升高，輻射熱流量增加，最高火焰溫度升高，其中輻射熱流量從3245 W增加到8674 W，這主要是因為隨著進氣溫度升高，燃?xì)鉁囟纫蚕鄳?yīng)升高，加強了高溫燃?xì)馀c火焰筒壁面之間的輻射換熱；同時提高了燃油蒸發(fā)率，使主燃區(qū)燃油質(zhì)量分?jǐn)?shù)急劇增大，形成了局部富油區(qū)，加快了碳黑粒子生成，從而使輻射換熱量增加。

圖6 燃燒室主燃區(qū)火焰筒壁溫分布變化

圖7 輻射熱流量和主燃區(qū)最高火焰溫度變化

4 結(jié)論

（1）隨著進氣溫度升高，燃?xì)鉁囟纫蚕鄳?yīng)升高，且主燃區(qū)溫度升高速率大于中間段和摻混段的，這是由于主燃孔和摻混孔有冷空氣冷卻燃?xì)猓?/p>

（2）隨著進氣溫度升高，碳黑粒子質(zhì)量分?jǐn)?shù)急劇增大且大質(zhì)量分?jǐn)?shù)區(qū)向前移，主燃區(qū)的碳黑粒子質(zhì)量分?jǐn)?shù)最大，在主燃區(qū)后急劇減小且進氣溫度越高其減小速率越快；

（3）隨進氣溫度升高，輻射熱流量增加，最高火焰溫度升高，主燃區(qū)火焰筒壁溫急劇升高，火焰筒壁溫高溫區(qū)出現(xiàn)中間段和摻混段，主燃區(qū)壁溫相對較低,輻射熱流量主要受燃?xì)廨椛涮匦杂绊憽?/p>

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Influence of Inlet Air Temperature on Radiation Heat Transfer for Aeroengine Combustor

WANG Cheng-jun,JIANG Ping,XIN Xin,ZENG Wen
（School of Aerospace engineering,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China）

In order to understand the the combustor flame radiation transfer characteristics,the calculation model of an aeroengine combustor was built using numerical simulation method.The influence of combustor gas temperature,soot generation and distribution change on combustor radiant heat flux and liner wall temperature were studied under the different inlet air temperature.The results show that gas temperature and soot concentration increases,while the high temperature and high soot generation area all move forward with the inlet air temperature rise.The liner wall temperature has increased dramatically,and the high temperature area is concentrated on the combustor intermediate section and mixing section,the wall temperature in main combustion zone is relatively low.Radiation transfer increased by 3245 W to 8674 W,and radiation heat transfer rate is mainly affected by gas radiation properties.

combustor;radiation transfer;inlet air temperature;numerical simulation;aeroengine；liner wall temperature

王成軍（1967），男，博士，副教授，碩士生導(dǎo)師，研究方向為燃燒性能和基于PIV流場的測試技術(shù)、燃燒流動分析及數(shù)值計算。

2012-12-24