進氣溫度對航空發動機燃燒室輻射換熱的影響

王成軍，江 平，辛 欣，曾 文

（沈陽航空航天大學航空航天工程學部，沈陽110136）

進氣溫度對航空發動機燃燒室輻射換熱的影響

王成軍，江 平，辛 欣，曾 文

（沈陽航空航天大學航空航天工程學部，沈陽110136）

為了解燃燒室內火焰輻射換熱特性，建立了某型航空發動機燃燒室計算模型，利用數值模擬方法，研究了不同進氣溫度下燃燒室內燃氣溫度、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。研究結果表明：隨著進氣溫度的升高，燃氣溫度升高，碳黑粒子質量分數增大，且高溫區和碳黑粒子生成區均往前移；火焰筒壁溫急劇升高，高溫區集中在燃燒室中間段和摻混段，主燃區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氣輻射特性影響。

燃燒室；輻射換熱；進氣溫度；數值模擬；航空發動機；火焰筒壁溫

0 引言

近年來，隨著現代航空發動機的發展，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，高溫燃氣與火焰筒壁之間的傳熱問題日益突出。在高溫高壓的航空發動機燃燒室內，輻射換熱在火焰傳熱中占80%[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、光學譜帶模型應用、輻射換熱模型等的基礎性研究[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。由于輻射換熱的復雜性，基于迅速發展的計算機技術的數值模擬方法在燃燒室輻射換熱研究中占有重要地位[10-12]。

本文采用數值模擬方法，對某型航空發動機燃燒室建立了計算模型，對不同進氣溫度下，燃燒室內火焰溫度、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。其模擬結果對航空發動機燃燒室設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動機環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。考慮到燃燒室結構復雜，在模擬計算時，對燃燒室進行了適當簡化，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 燃燒室結構

2 物理模型

本文應用Fluent軟件進行數值模擬，燃燒反應為3維、2相湍流擴散燃燒；采用SIMPLE耦合方法、2階精度迎風差分格式；采用Realizable k-ε雙方程湍流模型和快速反應簡化PDF燃燒模型模擬湍流擴散燃燒；綜合考慮燃燒室中燃氣與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。邊界條件設置：燃燒室進口為質量進口，進氣質量流量為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準壁面函數處理，且為非絕熱流熱耦合壁面；燃燒室側面采用周期性邊界條件。

3 計算結果與分析

分別取燃燒室進氣溫度為534、584、634、684和734 K，得到燃燒室內輻射熱流量、炭黑粒子質量分數和火焰筒壁溫分布等結果。

燃氣溫度沿燃燒室中心軸向變化如圖2所示。從圖2中可見，燃氣溫度先急劇升高后又降低，出現峰值，持續穩定一段后降低到最低值，這是由于燃燒集中在主燃孔附近，溫度出現最大值，而主燃孔和摻混孔有冷卻空氣進入，因此燃氣在主燃后冷卻降溫又繼續在摻混孔處冷卻，最后溫度趨于穩定；隨著進氣溫度的升高，燃氣溫度也相應升高，且主燃區燃氣溫度升高速率比中間段和摻混段的快，這是因為進氣溫度升高使主燃區燃油液霧蒸發效率提高，減少其燃燒時間，提高燃燒效率，從而釋放更多熱量，使得主燃區燃氣溫度升高。

圖2 燃氣溫度Tg沿燃燒室軸向的變化

在燃燒室X=0.10 m截面處碳黑粒子質量分數分布變化如圖3所示。從圖3中可見，碳黑粒子質量分數在燃燒室中心最大，隨著進氣溫度升高，碳黑粒子質量分數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氣間的傳熱傳質作用，提高了燃油蒸發率，使得主燃區靠近噴嘴噴口和回流區燃油質量分數急劇增大，形成了局部富油區，加快了碳黑粒子生成，更加集中，使其質量分數增大且分布范圍變窄。

圖3 燃燒室X=0.10 m截面處碳黑粒子質量分數分布變化

碳黑粒子質量分數沿燃燒室中心軸向變化如圖4所示。從圖4中可見，主燃區碳黑粒子質量分數最大，主燃區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，碳黑粒子大質量分數區向前移，其原因是碳黑粒子在主燃區的局部富油區內形成，隨后被快速氧化，在中間區后碳黑粒子質量分數基本穩定，而進氣溫度升高使得燃油蒸發效率提高，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前移。

圖4 碳黑粒子質量分數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，高溫區集中在燃燒室中間段和摻混段，主燃區壁溫相對較低；隨進氣溫度升高，火焰筒壁溫急劇升高，當進氣溫度為734 K時，最高壁溫達1300 K，這是因為沿火焰筒軸向，冷卻氣流與主流燃氣相互摻混作用加劇，火焰筒壁面對流換熱量增加，又受高溫燃氣的強烈輻射作用，使得氣膜冷卻有效溫比減小，導致冷卻效果逐漸變差，從而使火焰筒壁溫呈現鋸齒形分布；主燃區壁面溫度相對較低是因為環腔內有大量低溫氣流且火焰筒壁面氣膜冷卻空氣對主燃區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，火焰筒主燃區火焰筒壁溫分布比較均勻，隨進氣溫度升高，主燃區壁溫急劇升高，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碳黑粒子質量分數急劇增大引起輻射到火焰筒壁面的熱流量增加。

主燃區平均輻射熱流量Qr和主燃區最高火焰溫度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，燃氣溫度也相應升高，加強了高溫燃氣與火焰筒壁面之間的輻射換熱；同時提高了燃油蒸發率，使主燃區燃油質量分數急劇增大，形成了局部富油區，加快了碳黑粒子生成，從而使輻射換熱量增加。

圖6 燃燒室主燃區火焰筒壁溫分布變化

圖7 輻射熱流量和主燃區最高火焰溫度變化

4 結論

（1）隨著進氣溫度升高，燃氣溫度也相應升高，且主燃區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氣；

（2）隨著進氣溫度升高，碳黑粒子質量分數急劇增大且大質量分數區向前移，主燃區的碳黑粒子質量分數最大，在主燃區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，主燃區火焰筒壁溫急劇升高，火焰筒壁溫高溫區出現中間段和摻混段，主燃區壁溫相對較低,輻射熱流量主要受燃氣輻射特性影響。

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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，碩士生導師，研究方向為燃燒性能和基于PIV流場的測試技術、燃燒流動分析及數值計算。

2012-12-24