亞臨界壓力下航空煤油RP-3動力黏度測量

賈洲俠 徐國強 鄧宏武 聞 潔

(北京航空航天大學 能源與動力工程學院，北京100191)

先進高性能航空發動機是當今航空研制的熱點，它們不但具有鮮明的前沿高科技技術特征，還是科學技術水平邁上新臺階的重要標志.未來先進航空發動機其渦輪前溫度的升高，大大增加了渦輪葉片等高溫部件的熱負荷，同時進氣增壓比升高將導致冷卻空氣冷卻品質的下降.為了滿足增壓比和渦輪前溫度持續提高的需求，在繼續研究新型冷卻結構的同時，有學者提出了以航空煤油作為冷卻介質來冷卻冷卻空氣的COOLED COOLING AIR[1－2]技術，冷卻空氣的冷卻能力得到提升，航空煤油的燃燒和霧化效果也得到提升，前景廣闊.為了實現這一技術方案，需要對航空燃油的流動換熱特性進行全面的研究.隨著熱負荷的增加，換熱器中航空煤油的溫度將超過臨界溫度而進入超臨界狀態.超臨界條件下航空燃料的換熱規律是該技術發展需要面對的一個重要問題.為了得到超臨界壓力碳氫燃料的流動與換熱規律，其熱物性的準確測量非常重要.但是作為冷源的航空煤油成分是相當復雜的，同純物質有很大的差別，而且可靠的航空煤油熱物性參數是極其缺乏的，這些參數包括定壓比熱容、密度、導熱系數和黏度等.熱物性參數基礎數據對于研究RP-3航空煤油流動換熱以及建立工程模型有著極其重大的意義及應用價值.

高壓下黏性的測量國際上目前采用較多的是旋轉黏度計以及振蕩黏度計.旋轉黏度計利用放置在被測流體中的低速旋轉板的力平衡方程來反推出被測流體的黏性.文獻[3]采用該方法測量了純凈狀態下癸烷、正二十四烷、甘二烷以及這幾種成分的混合物的黏性，其測量溫度范圍為293.15～343.15 K，測量精度約為 3%.文獻[4]采用該方法測量了N10和S20的黏性，所使用的金屬絲直徑為0.15mm，測量的溫度范圍為298～353 K，壓力范圍為0.1～55 MPa，其測量精度分別為 2.4% 和 2.7%.另外，眾多學者[5－8]都對流體黏性的測量進行了研究，得到了較多物質在不同壓力和溫度范圍內的黏性數據.盡管采用振動法測量流體黏度相對于經典的毛細管法其測溫范圍有較大提高，但仍不能滿足碳氫燃料在航空航天等領域的應用需求.特別是應用于航空發動機熱防護的冷卻燃油會被加熱至超臨界狀態(2.33 MPa，373℃)，而上述這些方法均未能解決在高溫高壓條件下測量流體的黏度系數的難題.

故本文以經典的毛細管測量黏度的方法為基礎，提出一種新的測量高溫高壓下均一的牛頓流體的黏度系數的方法，并且設計了測量流體黏度的實驗裝置.

1 實驗原理

對于水平光滑圓管，在理想絕熱等溫且不考慮局部阻力損失的情況下，其力平衡方程為

式中，P1，P2分別為流體進出口的靜壓;L，d，A 分別為管道的長度、直徑和截面積;τ為流體與管壁的摩擦切應力，習慣上設，ρ為流體密度，于是有

式中，λ為達西摩阻系數;m為流體質量流量.

在層流流動中，摩擦系數的理論解[9]為

進而可以得出

式(4)是經典毛細管測量流體黏性的原理，它是在忽略流體局部阻力的理想條件下得到的，但是，實際測量的流體進出口處的壓差ΔP不僅包含流體在管內的摩擦壓降ΔPf，還包括了局部阻力壓降ΔPLocal，這些局部阻力的影響是無法忽略的.為了消除局部阻力壓降的影響，本實驗創造性地提出了長短管測量法來抵消局部阻力，具體結構參見圖1.

圖1 Z型管排黏度測量裝置結構

在絕熱等溫條件下，當流體流過長度為Lshort的短管和長度為Llong的長管時所產生的壓差為

式中，ΔPshort，ΔPf，short和 ΔPLocal，short分別為短管的實際壓降、摩擦壓降和局部阻力壓降;ΔPlong，ΔPf，long和ΔPLocal，long分別為長管的實際壓降、摩擦壓降和局部阻力壓降.在保持相同雷諾數、相同管徑的測試接頭條件下，短管的局部阻力壓降和長管的局部阻力壓降應該是相同的.

由此得到理想條件下流體流過長度為L=Llong－Lshort的實驗段所產生的摩擦阻力系數為

對于大多數流體，從常溫到500 K以上其動力黏度變化區間非常大，這導致在相同雷諾數條件下質量流量的變化范圍也很大.以水為例，在相同的雷諾數(Re=1000)、相同的管徑(d=1 mm)以及相同的壓力(P=5 MPa)條件下，從室溫變化到800 K，要保證流動的 Re數不變，流量從0.883 g/s變化到 0.082 g/s，對于高壓系統，即使能測出如此微小的流量以及對應流量下的壓差，其相對誤差也會很大.

為解決溫度升高后高壓下小流量及小壓差的測量問題，本文提出采用不同數目的“Z”型管排進行不同溫度段流體黏性的測量.對于管排，各支路的流量則是均勻的，故每根單管流阻是相同的.于是流體動力黏度測量公式(6)進一步演化為

式中，n為管排數目;密度ρ數據參考文獻[10]的測量結果.

2 實驗系統

實驗系統簡化圖如圖2所示，航空煤油從油箱引出，引入柱塞泵.從泵引出的油路分為主油路和旁路兩部分，設置旁路返回油箱用以調節流量;主油路中的煤油經過流量調節閥、過濾器和流量計后輸送到實驗加熱系統.加熱系統分為兩級預熱段和實驗段.每個預熱段都由一個單獨的功率為20 kW的穩壓電源控制.燃油實驗段出口設置一臺套管式換熱器對高溫燃油進行冷卻，該冷卻器可將燃油冷卻至310 K以下，冷卻后設置一背壓閥對實驗系統壓力進行控制和調節.實驗段豎直安裝并采用一種納米新型絕熱材料Aspen進行有效絕熱.由于該實驗是在絕熱條件下進行的，故實驗段不需加熱，在實驗段前加裝兩段預熱段可將燃油加熱至700 K以上.為了嚴格保證絕熱條件，除了設置絕熱材料外，本實驗還在實驗段外纏繞加熱用電阻絲，給電阻絲通電來抵消熱損失，并在實驗段上焊接若干壁溫熱電偶，使壁溫等于進出口油溫，該實驗所用的工質為中國航油公司的RP-3航空煤油.

圖2 實驗系統

3 誤差分析

絕對壓力通過絕對壓力變送器(Rosemount 3051CA4)進行測量，其量程為10 MPa.差壓是由高精度壓差變送器測量，所有壓力傳感器均由Mensor公司的標準壓力源進行標定，其測量最大不確定度為滿量程的±0.065%.在本文中，管徑是通過北京航空航天大學材料學院的場發射掃描電子顯微鏡CamScan3400進行測量的，實驗過程中對每一組長短管的內徑都要進行測量，盡管采用掃描電鏡測量管內徑可以認為是精確的，對不同徑向位置處的直徑分別進行測量并取平均值，由此所引起的誤差約為±0.1%;對于實驗段管長，其測量誤差為±0.02 mm，實驗中長短管的長度分別為30 cm和14 cm，故其測量相對誤差分別為±0.08%和±0.014%;由于采用管排測量流體的黏性，解決了單管小流量測量的問題，因此其測量精度同樣可達到±0.15%.另外，由于黏性及密度還受到溫度測量精度的影響，由此可得黏性測量的標準誤差為

4 標定實驗

為了對該實驗方法和設備的可行性、準確性和重復性進行驗證，本文采用蒸餾水作為標定工質.標定結果如表1所示，數據采用式(9)進行擬合.本文分別對2 MPa下290～400 K蒸餾水的動力黏度進行測量，其平均絕對誤差和最大絕對誤差分別為2.4%和4.26%，然后對實驗數據進行了擬合平均絕對誤差和最大絕對誤差分別降低至0.715%和 2.28%.

標定實驗結果表明該實驗方法具有校核的重復性和準確度，其擬合后最大偏差為2.28%，其平均偏差為0.715%.這與誤差分析結果較為接近，該方法具有較高的測量精度.

表1 2 MPa壓力下蒸餾水黏性實驗值與文獻值的比較

5 RP-3動力黏度的測定

本文繼續對航空煤油RP-3的動力黏度進行了測定，壓力0.1～2 MPa，共計4個壓力下，溫度298～744 K，實驗測定結果如表2～表6所示.

圖3為不同壓力下航空煤油RP-3隨溫度變化圖.從圖中可以發現，隨著溫度的升高，航空煤油的動力黏度逐漸降低，在500 K之后黏度隨溫度升高而減小的程度降低.并且在亞臨界壓力的條件下，壓力對流體動力黏度的影響較小，特別是在較低溫度范圍內.

表2 P=0.1 MPa時實驗測定結果

表3 P=0.5 MPa時實驗測定結果

表4 P=1.0 MPa時實驗測定結果

表5 P=1.5 MPa時實驗測定結果

表6 P=2.0 MPa時實驗測定結果

圖3 RP-3動力黏度隨溫度變化

6 結論

本文基于動量守恒方程提出來一種新的適用于高溫高壓條件下的單相流體黏度測量的方法及相應的測試裝置.利用該裝置測量了2 MPa，295～400 K下蒸餾水的黏度，測量結果表明動力黏度測量的平均偏差小于0.715%，其最大偏差不超過2.3%.該方法具有較高的精度以及重復性.然后測量了在亞臨界壓力，298～744K下航空煤油RP-3的動力黏度進行了測量，完善了高溫條件下碳氫燃料基礎熱物性數據.

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