微通道傳熱用于火焰筒壁面冷卻的性能

苗輝

微通道傳熱用于火焰筒壁面冷卻的性能

苗輝

(中航空天發(fā)動機(jī)研究院有限公司，北京100028)

對微通道傳熱應(yīng)用于航空發(fā)動機(jī)火焰筒冷卻進(jìn)行了探索。構(gòu)造了簡單微通道模型，其上下平面分別代表火焰筒內(nèi)外壁面；用工程方法計算火焰筒壁面的熱環(huán)境作為計算模型的邊界條件，以Fluent為工具模擬微通道換熱結(jié)構(gòu)的冷卻性能；涉及兩種長徑比(20，40)和三種火焰筒壓降(2.0%，2.5%，3.0%)。結(jié)果表明，含有微通道換熱結(jié)構(gòu)的火焰筒，能以較少的冷卻氣量維持較低的壁面溫度；冷卻氣流吸熱后升溫明顯，冷量利用率可達(dá)40%；冷卻氣量受長徑比影響顯著，受火焰筒壓降影響不大；火焰筒壁面沿流向的溫度梯度非常大。

航空發(fā)動機(jī)；燃燒室；微通道傳熱；火焰筒冷卻

1 引言

未來先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)要求進(jìn)一步提高總壓比和渦輪前溫度，將會導(dǎo)致燃燒室的熱負(fù)荷劇增，冷卻氣量和冷卻氣的冷卻能力同時被降低。為保證火焰筒的壽命和可靠性，發(fā)展高效的冷卻技術(shù)至關(guān)重要。

早期實用機(jī)型采用單層火焰筒壁面冷卻結(jié)構(gòu)，如以F404、F110等為代表的氣膜冷卻，以GE90為代表的全發(fā)散氣膜冷卻[1]，及被稱為準(zhǔn)發(fā)汗冷卻的層板結(jié)構(gòu)[2]等。

為提高冷卻性能，復(fù)合冷卻技術(shù)在航空發(fā)動機(jī)上得到應(yīng)用，如對流/氣膜、對流/發(fā)散等對流類復(fù)合冷卻技術(shù)[3]，和沖擊/氣膜、沖擊/發(fā)散等沖擊類復(fù)合冷卻技術(shù)[4～6]。然而，現(xiàn)有主流冷卻方式對冷量的利用率不高。傳統(tǒng)氣膜冷卻的有效換熱面積小，冷量利用率僅5%左右[7]；對流/氣膜和對流/發(fā)散是在氣膜冷卻的基礎(chǔ)上增加背側(cè)對流換熱，但對流換熱的強(qiáng)度不大；沖擊/氣膜和沖擊/發(fā)散的有效換熱面積增加得不多。故這些復(fù)合冷卻方式均不能使冷卻氣流有效升溫，對冷量的利用率不高。如何使冷卻氣在形成氣膜之前吸收壁面溫度而顯著升溫，充分利用其冷卻潛力，是進(jìn)一步降低冷卻氣量的關(guān)鍵。

微通道換熱結(jié)構(gòu)(圖1)具有換熱能力強(qiáng)、結(jié)構(gòu)尺寸小、重量輕等特點，被廣泛應(yīng)用于高能流密度的熱量傳輸[8]，如超大規(guī)模集成電路板冷卻等。

圖1 微通道換熱結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Schematic illustration of mini-channel heat sink

在美國高效節(jié)能發(fā)動機(jī)(E3)計劃中，P&W公司曾提出的以浮動瓦塊為基礎(chǔ)的逆向平行流翅片壁技術(shù)(FINWALL)[7]，就是以微通道換熱技術(shù)冷卻火焰筒壁面。冷卻氣先在冷熱壁面之間的微尺度密集小孔內(nèi)對流冷卻，然后流到熱側(cè)表面進(jìn)行氣膜冷卻[9]。冷卻通道采用電化學(xué)方法加工，特征尺寸0.9 mm，最長57.0 mm。經(jīng)試驗驗證，其循環(huán)壽命達(dá)20 000 h。

按傳熱模式劃分，微通道換熱結(jié)構(gòu)火焰筒結(jié)構(gòu)屬于對流/氣膜冷卻，但更強(qiáng)調(diào)換熱通道的尺寸效應(yīng)以強(qiáng)化傳熱效果。特征尺寸在1.0 mm以下的通道就可以被稱作微通道[10]。

國內(nèi)對于對流/氣膜冷卻技術(shù)的研究，還限定在橫向肋[11]、擾流柱[12]、凸片[13]等強(qiáng)化槽縫對流換熱，尚無對微通道火焰筒技術(shù)的相關(guān)研究。本文采用數(shù)值模擬的方法，構(gòu)造微通道火焰筒壁面，模擬實際燃燒室工作條件，研究換熱結(jié)構(gòu)的冷卻效果，考察微通道強(qiáng)化傳熱技術(shù)用于火焰筒冷卻的性能特點。

2 計算模型和參數(shù)選擇

2.1應(yīng)用環(huán)境設(shè)定

以推重比10一級發(fā)動機(jī)燃燒室主燃區(qū)火焰筒為應(yīng)用對象。由于主燃區(qū)燃?xì)鉁囟茸罡撸鹧嫱脖诿嬖馐艿臒嶝?fù)荷最大，更能體現(xiàn)微通道換熱結(jié)構(gòu)的良好性能。

設(shè)置燃燒室進(jìn)口總壓為2.06 MPa，進(jìn)口溫度為810 K[14]。假設(shè)燃燒室進(jìn)口氣流馬赫數(shù)為0.2，環(huán)腔中氣流速度為60 m/s，火焰筒壓降σL選2.0%、2.5%和3.0%三種；主燃區(qū)燃?xì)鉁囟葹? 200 K，速度為25 m/s。其它參數(shù)皆按實際燃燒室設(shè)計過程近似選取。

2.2微通道換熱結(jié)構(gòu)設(shè)計

選取1.0 mm×1.0 mm的正方形通道截面(當(dāng)量直徑1.0 mm)，肋片厚0.2 mm，通道長徑比l/d為20和40兩種。冷卻氣流采用靜壓方式進(jìn)入微通道，流動方向與火焰筒中燃?xì)饬鲃臃较蛳喾础＠鋮s氣流在微通道出口有180°折向，經(jīng)氣膜槽縫噴入火焰筒主燃區(qū)。氣膜槽縫高2.0 mm。選取一個單元通道為計算模型。微通道火焰筒結(jié)構(gòu)及傳熱模型如圖2所示。

圖2 微通道火焰筒結(jié)構(gòu)及傳熱模型示意圖Fig.2 Heat transfer model of mini-channel liner

假設(shè)微通道換熱結(jié)構(gòu)即為火焰筒壁面，其上下壁面分別為火焰筒外壁面和內(nèi)壁面。換熱結(jié)構(gòu)兩側(cè)面為對稱邊界條件。

3 數(shù)值計算方法

3.1傳熱模型分析

對燃燒室火焰筒壁溫的分析計算，Lefebvre[15]提出的準(zhǔn)一維穩(wěn)態(tài)熱平衡分析方法，仍廣泛應(yīng)用于燃燒室初步設(shè)計中。在此，采用工程方法計算熱流密度，作為微通道換熱結(jié)構(gòu)的邊界條件。

3.1.1熱側(cè)輻射

燃?xì)庀蚧鹧嫱矁?nèi)壁面的輻射傳熱熱流為[16]：

式中：Tg、Twg分別為燃?xì)夂突鹧嫱矁?nèi)壁溫度(K)，εw為壁面黑度且εw=0.7，εg為燃?xì)獍l(fā)射率，σ為斯蒂芬-玻爾茲曼常數(shù)(5.67×10-8W/(m2·K4))。

考慮碳粒輻射的燃?xì)獍l(fā)射率為：

式中：亮度因子B與燃料種類和燃燒效率有關(guān)，航空煤油在主燃區(qū)的B=4；r為油氣質(zhì)量比；p為燃?xì)饪倝?105Pa)；L為射程平均長度(m)，與氣體空間形狀和尺寸有關(guān)，對于短環(huán)形燃燒室，L=0.6HL，HL為參考截面火焰筒高度[6]。

3.1.2熱側(cè)對流

假設(shè)冷卻氣流能在熱側(cè)壁面形成常規(guī)的冷卻氣膜。采用氣膜有效性經(jīng)驗關(guān)聯(lián)式，不考慮氣膜疊加效果和氣膜唇口影響，有：

式中：h1為火焰筒內(nèi)表面的對流換熱系數(shù)；Taw為氣膜冷卻絕熱壁溫，根據(jù)氣膜冷卻效率公式計算

其中：Tc為氣膜進(jìn)口溫度，Cm為湍流混合系數(shù)(火焰筒中Cm=0.09～0.11[17])，x為氣膜射流離射流口距離，Mˉ為吹風(fēng)比且Mˉ=ρcuc/ρgug，S為噴口縫槽寬度，cpg、cpc分別為燃?xì)夂屠鋮s氣流的比熱。

結(jié)合本文模型結(jié)構(gòu)和氣動參數(shù)，根據(jù)Mˉ選擇h1的試驗關(guān)聯(lián)式。

3.1.3冷側(cè)輻射

火焰筒外壁對燃燒室機(jī)匣的輻射換熱，采用封閉空間內(nèi)兩物體間的輻射換熱公式計算[17]。冷側(cè)輻射熱流為：

式中：εa為承力殼體輻射率且εa=0.5～0.6[6]，dw為火焰筒外徑，da為外套內(nèi)徑，Ta為外套內(nèi)表面壁溫，Twc為火焰筒外表面壁溫。模型中未出現(xiàn)承力殼體，只給出輻射率及其溫度(近似為環(huán)腔冷卻氣流溫度)。

3.1.4冷側(cè)對流

環(huán)腔氣流和火焰筒外壁的對流換熱，根據(jù)前人研究，采用光滑平板模型[17]：

式中，h2為火焰筒外表面的對流換熱系數(shù)，且

其中：de為環(huán)腔當(dāng)量直徑；對于冷流，Pr=0.7[18]；λ、ρ、u、μ分別為氣流導(dǎo)熱系數(shù)、密度、流速和粘度。

3.2數(shù)值方法

采用商業(yè)軟件Fluent 6.3為工具，將以上四種熱流通過UDF編程嵌入Fluent中，作用于微通道固體換熱結(jié)構(gòu)的上下表面。忽略沿壁面軸向?qū)帷?/p>

模擬一個微通道單元內(nèi)的空氣流動與換熱情況。在所有流動域內(nèi)，空氣均為變物性。假設(shè)導(dǎo)熱率、定壓比熱容、動力粘度僅為溫度的函數(shù)。每一步迭代中Fluent自動修正物性參數(shù)。

流道進(jìn)、出口分別采用壓力進(jìn)口條件和壓力出口條件。根據(jù)前文總壓和流速條件，計算進(jìn)口靜壓約2.0 MPa，溫度810 K；出口壓力根據(jù)火焰筒壓降計算。采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型，一階迎風(fēng)差分格式，殘差10-8。

經(jīng)驗證，本文計算條件仍符合連續(xù)介質(zhì)假設(shè)。忽略微通道中空氣與壁面間的輻射傳熱。

3.3網(wǎng)格無關(guān)性及算法驗證

以20 mm長微通道模型為對象進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性驗證。采用兩套網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量分別為10萬和80萬，所有主要結(jié)果(流量、流速、火焰筒內(nèi)壁平均溫度等)之間相差均小于0.1%，故選用第一套網(wǎng)格的精度。

由于火焰筒外部熱環(huán)境采用工程方法模型，故算法驗證只針對微通道換熱結(jié)構(gòu)的流動和換熱情況。設(shè)定微通道等速度入口氣流條件，微通道所有外部壁面溫度恒定，傳熱結(jié)果與經(jīng)典公式相符[18]，認(rèn)為計算方法可靠。以UDF加入實際的熱邊界條件，開展本文工作。

4 結(jié)果與討論

4.1整體性能

本文的數(shù)值研究中，改變的條件參數(shù)為微通道長徑比(l/d=20，40)和火焰筒壓降(σL=2.0%，2.5%，3.0%)，主要考察性能為該冷卻方式的單位面積單位壓力冷卻氣量Gp、微通道出口氣流平均溫度Ta-out、火焰筒內(nèi)壁(即微通道熱側(cè)壁面)的平均溫度Tw-ave和最高溫度Tw-max，結(jié)果如表1所示。

從表中可看出，微通道長徑比對氣量參數(shù)影響明顯。對于3.0%的火焰筒壓降，工況6與工況3相比Gp下降了50.5%。可見，在保證壁面冷卻效果的同時，增加微通道長度是減小冷卻氣量的重要手段。

表1 整體性能結(jié)果Table 1 Performance results

微通道技術(shù)所需冷卻氣量能與沖擊/發(fā)散雙層壁冷卻方式相當(dāng)(Gp=0.50～0.65 kg/(s·m2·atm)[5])，比推重比8一級發(fā)動機(jī)燃燒室的(Gp=0.7 kg/(s·m2·atm)[14])大幅減小。需說明的是，簡化模型忽略了實際中的一些流動損失。

以冷量利用率ηc來表示對冷卻氣量冷卻能力的應(yīng)用率。

從表中還能看出，冷卻氣流經(jīng)微通道后升溫明顯，如工況4，上升了66.7 K，冷量利用率為32.4%，遠(yuǎn)大于氣膜冷卻的5.0%[7]。

從壁面溫度結(jié)果看，火焰筒內(nèi)壁最高溫度低于目前國內(nèi)材料耐溫水平。故還能進(jìn)一步優(yōu)化結(jié)構(gòu)，以減少冷卻氣量、增加冷量利用率，這也表明了微通道換熱結(jié)構(gòu)的強(qiáng)大換熱能力。另外，隨著火焰筒壓降的增加，冷卻氣量增加，對壁面的冷卻效果增強(qiáng)。

4.2熱壁溫度場

以工況3為例，微通道換熱結(jié)構(gòu)上下壁面溫度場如圖3所示。從圖中看，壁面溫度沿流向呈單向變化，說明氣膜冷卻效果并不明顯，微通道冷卻占主導(dǎo)地位。

熱流數(shù)據(jù)也能說明這一點。以圖3中工況為例，熱側(cè)輻射熱流866 kW/m2，熱側(cè)對流熱流70 kW/m2，冷側(cè)輻射和對流總熱流51 kW/m2。微通道換熱結(jié)構(gòu)發(fā)揮主導(dǎo)作用(＞86%)；氣膜冷卻作用較小，主要起隔熱作用；冷側(cè)傳熱能力更差。

沿微通道流向的壁面溫度變化較大，如圖3中工況，熱側(cè)壁面溫度梯度高達(dá)1 500 K/m。這是由于微通道結(jié)構(gòu)具有極強(qiáng)的換熱能力，氣流升溫明顯，冷卻能力逐漸變差，這與提高冷量利用率相矛盾。在實際結(jié)構(gòu)中，為避免火焰筒裂紋等故障，宜采用浮動壁單元體結(jié)構(gòu)，允許熱結(jié)構(gòu)在一定范圍內(nèi)自由膨脹[7]。

圖3 工況3的微通道換熱結(jié)構(gòu)壁面溫度場Fig.3 The wall temperature contours of mini-channel for case 3

4.3冷卻效果和冷卻效率

以冷卻效率η來表征無量綱的冷卻效果：

火焰筒內(nèi)壁沿軸向的溫度分布及冷卻效率如圖4所示。從圖中可看出，壁面溫度及冷卻效率的變化比較平緩，沒有出現(xiàn)氣膜冷卻或沖擊/發(fā)散冷卻等方式的局部劇烈變化[4]。壁面溫度或冷卻效率隨幾何位置近似成線性變化，但在首尾兩段，曲線斜率都變小，說明局部冷卻效果都比中間位置強(qiáng)化。原因是在微通道入口段，入口段效應(yīng)使局部傳熱得到一定程度的強(qiáng)化；而在微通道出口段，氣膜的冷卻能力最強(qiáng)，一定程度上增強(qiáng)了冷卻性能。隨著長徑比的增加，其冷卻性能有較大的減弱，而且越接近冷卻通道出口這種減弱越明顯。這是因為在相同壓降條件下，較大長徑比通道的流量較小(或速度較小)，冷卻能力較小；同時，較大長徑比通道中冷卻氣流溫度升高較多，導(dǎo)致冷卻能力進(jìn)一步減小。

圖4 微通道火焰筒冷卻效果Fig.4 The cooling performance of mini-channel liner

5 結(jié)論

(1)微通道火焰筒具有良好的冷卻整體性能。如工況4，當(dāng)冷卻氣量為0.44 kg/(s·m2·atm)時，壁面最高溫度1 015.7 K，冷卻氣流升溫66.7 K，冷量利用率為32.4%。

(2)在傳熱過程中，氣流在微通道中的冷卻占主導(dǎo)作用。如工況3，微通道結(jié)構(gòu)吸收了超過86%的熱量。

(3)沿流向火焰筒壁面溫度梯度很大。如工況3，溫度梯度達(dá)1 500 K/m。

(4)本文數(shù)值模擬表明，微通道傳熱結(jié)構(gòu)在火焰筒冷卻方面具有良好性能，但較大的壁面溫度梯度也許是制約該技術(shù)工程應(yīng)用的關(guān)鍵因素。

[1]程波，劉堃，李彬，等.復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)冷卻效率的試驗研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗與研究，2007，20(4)：36—40.

[2]Nealy D A，Reider S B.Evaluation of Laminated Porous Wall Materials for Combustor Liner Cooling[J].Transac?tion of ASME Journal of Engineering for Power，1980，102 (2)：268—276.

[3]Chila R J，McMahan K W.Combined Convection/Effusion Cooled One-Piece Can Combustor：US 2010/0257863 A1 [P].2010.

[4]Zhang J，Xie H，Yang C.Numerical Study of Flow and Heat Transfer Characteristics of Impingement/Effusion Cooling[J].Chinese Journal of Aeronautics，2009，22(4)：343—348.

[5]林宇震，俞文利，劉高恩，等.沖擊加發(fā)散雙層壁冷卻方式壓降分配對斜孔內(nèi)對流換熱影響的研究[J].航空學(xué)報，2003，24(2):0097—101.

[6]李彬.沖擊-致密微孔浮動壁火焰筒冷卻研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2008.

[7]Tanrikut S，Marshall R L，Sokolowski D E.Improved Com?bustor Durability-Segmented Approach with Advanced Cooling Techniques[R].AIAA1981-1354，1981.

[8]Lee P S，Garimella S V，Liu D.Investigation of Heat Trans?fer in Rectangular Microchannels[J].International Journal of Heat and Mass Transfer，2005，48(9)：1688—1704.

[9]趙清杰，李彬.浮動瓦塊冷卻結(jié)構(gòu)在燃燒室中的應(yīng)用和發(fā)展[J].燃?xì)鉁u輪試驗與研究，2001，14(1)：10—13.

[10]Palm B.Heat Transfer in Microchannels[J].Microscale Thermophysical Engineering，2001，5(3)：54—64.

[11]李建華，宋雙文，楊衛(wèi)華，等.不同結(jié)構(gòu)肋化通道對流換熱特性的試驗[J].航空動力學(xué)報，2007，22(10)：1663—1666.

[12]宋雙文，胡好生，楊衛(wèi)華，等.擾流柱對葉片尾緣對流換熱特性的影響[J].航空動力學(xué)報，2007，22(10)：1604—1608.

[13]李建華，楊衛(wèi)華，陳偉，等.橢圓形突片氣膜冷卻效率的試驗研究[J].動力工程，2008，28(4)：528—531.

[14]許全宏，林宇震，劉高恩.主燃燒室沖擊/發(fā)散雙層壁冷卻方式壁溫驗證試驗研究[J].航空動力學(xué)報，2005，20 (2)：197—201.

[15]Lefebvre A H.Gas Turbine Combustion[M].2nd ed.Phila?delphia：Taylor&Francis，1999.

[16]蘇克.某型發(fā)動機(jī)燃燒室火焰筒壁溫分析[J].航空發(fā)動機(jī)，1993，19(3)：22—32.

[17]曹玉璋，陶智，徐國強(qiáng)，等.航空發(fā)動機(jī)傳熱學(xué)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[18]楊世銘，陶文銓.傳熱學(xué)[M].北京：高等教育出版社，2006.

Application of Micro-and Mini-Channel Heat Transfer Technology to Liner Cooling in Aero-Engine Combustor

MIAO Hui
(China Aviation Engine Establishment，Beijing 100028，China)

Numerical investigation was made on the cooling characteristics of micro-and mini-channel heat transfer used in liner wall of an aero-engine combustor.A one-dimensional heat-transfer model was employed to define the boundary condition of mini-channel walls.FLUENT was used to simulate the cool?ing performance,involving two aspect ratio of mini-channel(20,40)at three liner pressure loss(2.0%, 2.5%,and 3.0%).Results show a powerful cooling capacity of mini-channel with small cooling air,which show a significant increase of temperature and a high utilization of potential heat sink(40%).Furthermore, the flux of cooling air is strongly affected by the aspect ratio of mini-channel,and is slightly affected by pressure loss of liner.Finally,the temperature gradients of liner are remarkable.

aero-engine；combustor；mini-channel heat transfer；liner cooling

V231.1

A

：1672-2620(2013)04-0018-04

2012-12-06；

2013-03-19

苗輝(1984-)，男，河南滑縣人，工程師，博士，主要從事航空發(fā)動機(jī)傳熱與燃燒研究。