航空發動機加力燃油總管的數值計算分析

王平，呂文菊，劉學山

（1.空軍航空大學航空機械工程系，長春130022；2.中航工業沈陽黎明航空發動機（集團）有限責任公司，沈陽 110862）

航空發動機加力燃油總管的數值計算分析

王平1，呂文菊2，劉學山1

（1.空軍航空大學航空機械工程系，長春130022；2.中航工業沈陽黎明航空發動機（集團）有限責任公司，沈陽 110862）

王平（1981），男，碩士，講師，研究方向為航空宇航推進理論與工程技術。

采用商業軟件對航空發動機加力燃油總管進行了數值計算，研究了噴油孔的附面層與質量流量的關系，同時分別對噴油孔允許的最大和最小值進行數值模擬，就其流量值與設計值進行了對比。結果表明：噴油孔的加工質量對加力燃油總管流量的影響很大，噴油孔必須按照公差等級Ⅰ的規定進行加工，以保證其質量流量滿足設計要求；對于小孔徑結構的數值計算，只有充分考慮附面層的因素，才能提高數值計算的準確性。

加力燃油總管；噴油孔；質量流量；附面層；航空發動機

0 引言

航空發動機加力燃燒室燃油總管的設計直接影響加力燃燒室的臺架性能和空中特性，是加力燃燒室設計中的關鍵環節之一。適當的油氣比可以避免點火時產生過大的壓力脈動，從而減小風扇與壓氣機的失速和喘振的概率，因此，優質的加力點火供油系統，可確保加力燃燒室在點火包線內的點火性能[1-2]。當前，發動機通常采用分圈和分壓的方式保證發動機在不同加力狀態下燃油質量分數的分布，加力燃油總管在不同壓力下的供油量將直接影響加力燃燒室的工作穩定性。

本文針對航空發動機加力燃燒室燃油總管的設計，研究和分析加力燃油總管上噴油桿的加工質量對加力燃油總管供油量的影響。

1 加力燃油總管的結構特點

1.1 噴射方式

加力燃燒室燃油總管直流式噴嘴的噴射方式包括噴油桿周向側噴、噴油環徑向側噴、噴油桿或噴油環的順噴和逆噴，不同的噴射方式其后方形成的濃度場特點不盡相同。本文計算的加力燃油總管屬于噴油桿周向側噴。

采用直射式噴嘴側噴時，在氣流橫向力的作用下燃油射流迅速變形，油膜破碎、霧化，形成較細小的油珠，其下游分布呈橢圓形。噴油環上的直射噴嘴徑向側噴時，如圖1（a）所示，質量分數分布在橢圓的長軸沿徑向方向，當飛行狀態變化時，隨著供油壓力的變化燃油質量分數中心沿徑向移動，而沿周向方向無變化，從而能夠很好的同徑向穩定器相匹配。當噴油桿上的噴嘴沿周向側噴射時，如圖1（b）所示，燃油質量分數分布橢圓的長軸沿周向方向，當供油壓力變化時，其濃度中心沿周向變化，而沿徑向不變，這種分布恰好能同環形穩定器較好地匹配[3-5]。

1.2 徑向噴油點數和周向噴油點數

徑向噴油點數和周向噴油點數的最終確定需要考慮加力燃燒室燃燒組織的總體布局，以及火焰穩定器系統的圈數與結構和加力燃燒室橫截面積等因素。對于實行徑向分區并與環形穩定器相匹配的供油系統，每個火焰穩定器和每個油區徑向至少有1個噴油點；對于實行周向分區的供油系統、周向噴油點的個數必須是分區數目的倍數。

1.3 噴嘴孔直徑

噴嘴孔直徑應滿足一定的限制，對于直射式噴嘴，一般應大于0.5mm，因為孔徑太小時易被污物或積炭等堵死，且小尺寸油孔的數量對加工誤差十分敏感，增加了加工難度；一般也不應大于1.0 mm，因為過大的孔徑，會使噴油霧化的質量明顯下降，影響燃燒性能。本文計算的噴嘴孔直徑為0.62mm。

1.4 噴油孔的孔徑和流量系數的關系

直流噴嘴的流量QT的計算公式為

流量系數與φω和ε（流股在噴口的收縮面積與噴口面積之比）的乘積，即

式中：μ為流量系數；FC為噴口面積；ΔPT為供油壓力與加力燃燒室壓力之差；rT為煤油質量；φω為速度系數；ε為收縮比。

而噴口的速度系數和阻力系數的關系為

ξω主要取決于噴口的長度δ和直徑d之比，即長徑比δ/d。

對于直流噴嘴，燃油到達噴口的前緣后方，發生收縮，最小收縮截面直徑為dC，收縮比ε=（dC/d）2。不同長徑比噴嘴流型如圖2所示。

圖2 噴嘴流型

圖（a）為不完全出口流動，噴口長度δ很短，d較大，即δ/d較小，流股經噴口前緣后收縮，收縮后的散流來不及與噴口后緣接觸；圖（b）為完全流動，流股與噴口前后緣接觸，并于噴口壁面形成一低壓腔，其空腔壓力不僅低于噴口前壓力，也低于噴口后壓力，低壓空腔將收縮流股吸引而使dC增大，即ε增加，收縮比的增大又使得出口處動能損失也減小，即φω也略增加，最終使μ值增加；圖（c）也是1種完全流動，其收縮比ε和圖（b）大致相同，但由于流股與噴口的后部有一段接觸，因此增加了壁面摩擦阻力，而使φω值降低，而且δ/d越大則摩擦阻力越大，φω值越小，流量系數μ值也越小[6]。

本文計算的加力燃油總管噴孔的δ=1 mm，d=0.62mm，即δ/d=0.62，介于圖（a）、圖（b）2種狀態之間，為不完全流動。

2 基本控制方程

2.1 控制方程

FLUENT求解器是基于有限體積法建立的,旨在使控制體或控制單元區域離散化，在控制體的區域內求解質量、動量、能量等守恒方程，偏微分方程通過離散處理成一系列的代數方程，所有的代數方程根據計算域求解。本文計算的流動問題所需求解的變量的控制方程表示為

式中：φ為通用變量；Γφ為廣義擴散系數；Sφ為廣義源項。

當φ=1時，代表連續方程；當φ為u，v，w時，代表動量方程；當φ為h時，代表能量方程。

2.2 湍流模型

采用的RNG的k-ε雙方程模型，與標準的k-ε模型相比較，一方面通過修正湍流黏度，考慮了平均流動中的旋轉及旋流流動情況；另一方面在ε方程中增加了1項，從而反映了主流的時均應變率Eij，這樣，RNG的k-ε模型中產生項不僅與流動情況有關，而且在同1問題中也還是空間坐標的函數。因此，RNG的k-ε模型可以更好地處理高應變率及流線彎曲程度較大的流動。

3 計算模型的建立

該型發動機的加力燃油總管包括內圈燃油總管和外圈燃油總管，均為直流噴桿式總管，本文主要研究外圈燃油總管，如圖3所示。總管上有2圈噴桿，20個內圈噴桿，共40個外圈噴桿，每個噴桿上均有1個Φ=0.62mm的直射式噴孔，沿總管圓周切線方向噴射燃油，與內圈總管共同形成恰當的燃油分布場，依靠片狀拉桿和片狀吊掛連接在擴散器內和外壁上。本次計算對加力燃油總管進行全尺寸3維模型，對進油管的結構進行了一定的簡化，運用ICEM軟件對計算模型進行網格劃分。

圖3 加力燃油總管結構

4 計算結果與分析

4.1 噴油孔附面層對流量的影響

當黏性流體沿物體表面流動時，黏性的影響主要表現在靠近物體的薄層內，這一薄層就是所謂的附面層，管道的直徑越小，附面層對管道質量流量的影響就越大[7-8]。設計要求在加工每個噴桿時都要進行流量考核，流量合格的噴桿才能焊接到組合件上，因此需要對噴口的附面層進行細致分析。

考慮到計算時間和計算精度的要求，對噴口附面層選擇單個噴桿進行計算，將噴桿進口端面設為壓力進口，將噴桿上噴孔的端面設為壓力出口，流動介質選擇航空煤油。無附面層網格的噴油孔如圖4所示，有附面層網格的噴油孔如圖5所示，附面層網格共3層，高度比為1.2。

圖4 無附面層網格的噴油口

圖5 帶有附面層網格的噴油口

無附面層網格時計算模型網格數量及質量分布見表1，網格單元總數為347762，最佳網格質量為0.9982，最差網格質量為0.3376，平均網格質量為0.7226；帶有附面層網格時計算模型的網格數量及質量分布見表2，網格單元總數為1075658，最佳網格質量為1，最差網格質量為0.2017，平均網格質量為0.7684，均滿足計算要求。

表1 無附面層網格的噴油孔的網格數量及質量分布

表2 有附面層網格的噴油孔的網格數量及質量分布

從表1、2中可見，有附面層網格的噴油管的網格質量略低于無附面層網格的噴油孔的網格質量，其最差網格質量為0.2017，完全可以滿足計算需要。計算結果顯示，無附面層網格時，噴口質量流量為0.0169 kg/s，有附面層網格的噴油管的質量流量為0.0174 kg/s，高出約5.33%，設計要求噴油孔的質量流量為0.0173 kg/s，可見，有附面層網格的噴油管的質量流量值更接近理論計算值。

4.2 不同噴油孔直徑的計算結果

該型發動機加力燃油總管噴油孔的設計尺寸是Φ=0.62mm，按照公差等級Ⅰ的規定，其下偏差為0，上偏差為+0.07；按照公差等級Ⅱ的規定，其下偏差為0，上偏差為+0.11。首先對噴油孔附面層進行分析，然后再對噴油孔為Φ=0.62 mm、Φ=0.69 mm、Φ=0.73mm 3種狀態分別進行計算。在加力燃油總管進行流量試驗時，將其平放在臺架上，進油管在上方，噴桿在下方，因此，在計算過程中考慮了重力的影響[9-10]。

計算模型進口為進油管的端面，出口邊界設為內、外圈噴桿噴油孔的出口。該加力燃油總管噴油孔的為Φ=0.62 mm時，網格單元總數為1385487，最佳網格質量為0.9999，最差網格質量為0.3124，平均網格質量為0.753，滿足計算要求。具體網格數量和質量分布見表3。

表3 噴油孔Φ=0.62mm時的網格數量及質量分布

加力燃油總管的速度分布和壓力分布如圖6、7所示，噴口位置的速度分布和壓力分布如圖8、9所示。從圖6中可見，在靠近進油管的位置，加力燃油總管內燃油的速度較高，最大速度值為96.2 m/s，進油管平均速度為25 m/s，噴口位置的平均速度為72.03 m/s，根據設計指標中的壓力、流量值，燃油總管的最大流速為100 m/s，計算結果符合理論計算值。從壓力分布可以看出，整個加力燃油總管的壓力分布比較均勻，可以保證加力燃油總管噴油孔流量分布不均勻度，滿足設計要求。

圖6 加力燃油總管速度分布矢量

圖7 加力燃油總管壓力分布

圖8 噴油孔位置速度分布矢量

圖9 噴油孔位置壓力分布

當加力燃油總管噴油孔Φ=0.73mm時，網格單元總數為1408340，最佳網格質量為0.9999，最差網格質量為0.3057，平均網格質量為0.7533，滿足計算要求，具體網格數量和質量分布見表4。

當加力燃油總管噴油孔的直徑Φ=0.69 mm時，網格單元總數為1398470，最佳網格質量為0.9998，最差網格質量為0.3092，平均網格質量為0.7531，滿足計算要求，具體網格數量和質量分布見表5。

從表3～5中可見，噴油孔Φ=0.62、0.73、0.69 mm時，網格總數相差不大，最差網格質量分別為0.3124、0.3057、0.3092，均大于0.3，在計算時間和計算精度上的影響基本相同。計算結果顯示，其噴口出口質量流量分別為0.9902、1.1633、1.019 kg/s。該加力燃油總管設計要求，供油量Q=1.0053 kg/s，流量分布不均勻度δ=±7%，燃油密度為780 kg/m3，考慮上下公差的要求，其供油量應在0.986～1.025 kg/s之間。由此可見，噴油孔如果按照公差等級Ⅰ的規定進行加工，其流量值可以滿足設計要求，但如果按照公差等級Ⅱ的規定進行加工，其流量值將會超標。

5 結論

表4 噴油孔Φ=0.73mm時的網格數量及質量分布

該加力燃油總管的速度、壓力數值計算結果與理論計算結果比較吻合，由于噴油孔的直徑較小，所以在數值計算過程中必須考慮附面層厚度對質量流量的影響，帶有附面層網格的噴油孔的數值計算結果更準確。為了保證噴油孔的質量流量滿足設計要求，工藝加工必須按照公差等級Ⅰ的規定進行。

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Num erical Sim ulation Analysis of Afterburner FuelManifold for Aeroengine

W ANG Ping1，LV W en-jv2，LIU Xue-shan1
（1.Aerospace and Mechanical Engineering Department，Aviation University of Air Force，

Changchun 130022,China；2.AVIC Shenyang Lim ing Aero-engine(Group)Corporation LTD，Shenyang 110862，China）

The numerical calculation of afterburner fuel manifold for aeroengine were performed by commercial software.The relationship between the boundary layer of fuel-jet hole and mass flow were studied.The numerical simulation of permitted maximumsize and minimumsize of jet holewere carried out,and themass flow for calculation was also compared with the design value.The calculation results show that the effect ofmachining quality of jet holes onmass flow of afterburner fuelmanifold is very obvious.The jetholesmust be machined according to tolerance level I tomeet the design requirements.Only the boundary layer factors are fully considered to enhance calculation accuracy for small pore diameter structure.

afterburner fuelmanifold;fuel-jethole;mass flow;boundary layer;aeroengine

2012-04-03