燃油附件耐火試驗溫度場數值模擬與驗證

盛 峰，陸 浩

（中國航發控制系統研究所，江蘇無錫214063）

0 引言

隨著對航空安全性認識的日益深化，中國對航空發動機燃油附件提出了明確的耐火需求，取得適航證之前必須通過耐火試驗。ISO 2685等相關適航標準均明確規定了標準的火焰參數:溫度為（1100±80）℃、熱流密度為（116±10）kW/m2。耐火試驗要求燃油附件在標準火焰環境下持續作用5 min應保證試驗件能完成預定功能，且結束后不能出現火焰蔓延或續燃現象。

航空發動機燃油附件的耐火問題涉及流體、傳熱、材料、結構、燃燒等多學科理論，難以通過精確的理論分析去評估試驗件的耐火性能。同時，燃油附件的結構緊湊，內部油路錯綜復雜，只能依靠局部的防火罩和低溫燃油進行熱防護與冷卻。因此，在著火條件下能否對燃油附件熱場分布做出準確預測，對于整體的耐火設計顯得尤為重要。傳統試驗周期長、成本高，且受測量手段的限制，只能進行有限的單點測量，不能直觀地反映整個3維空間詳細的熱載荷分布。隨著計算機技術、傳熱學和計算流體力學的發展，對流固耦合的3維計算域開展流動傳熱數值模擬研究已成為可能。趙冬梅等[1]對渦輪葉片尾緣擾流柱通道的流動和換熱進行了數值模擬；唐梓杰等[2]基于流固耦合理論，對某小型航空二沖程風冷發動機缸體傳熱進行了模擬計算；文超柱等[3]針對平直型翅片板翅式間冷器建立了流動換熱分析的耦合計算模型，應用計算流體動力學方法進行了數值模擬；劉紅梅等[4]采用數值模擬方法研究了燃燒室前端不同的開孔分布規律對壁面冷卻效果的影響。但是，針對燃油附件耐火試驗開展的流動傳熱數值模擬研究仍未見文獻公開報道。

對耐火試驗進行數值建模，模擬真實的著火試驗環境，關鍵在于將標準火焰準確地施加于試驗件。目前，耐火試驗普遍采用美國聯邦航空管理局（FAA）推薦的以航空煤油為燃料的NexGen燃燒器[5-7]，航空煤油包括上百種脂肪烴和芳香烴，目前還無法對航空煤油中各種主要成分的詳細化學反應動力學機理進行描述[8]。雖然國內外學者對該反應機理進行了大量的簡化研究[9-14]，但是要想精確地模擬航空煤油的燃燒過程仍受很多因素的限制，實現難度極大。文獻[15]提出了1種航空煤油燃燒機理的簡化方法，應用于NexGen燃燒器火焰場的仿真計算，但所得出口處的火焰溫度分布并不均勻，在1400～1800 K內變化，與燃燒器真實的工作特性溫度分布均勻，滿足（1100±80）℃需求明顯不符。

綜上所述，對燃油附件耐火試驗的燃燒場直接建模并不成熟，本文提出了1種等效火焰建模方法，并對某試驗件在著火條件下的熱場分布情況開展數值模擬研究。

圖1 試驗件結構

1 著火試驗

試驗件由3D打印直接成形，外觀如圖1所示。從圖中可見，試驗件外觀呈不規則幾何形狀，整體包絡空間為158 mm×85 mm×49 mm，內置簡易的冷卻通路，避免在試驗過程中出現燒損。試驗裝置整體布局如圖2（a）所示。從圖中可見，試驗件固定于防火板上，工作液進、出口端均接有溫度傳感器，防火板上開有直徑為50 mm的圓孔，即圖1中的紅色橢圓形區域，為火焰的入侵位置。2個熱電偶的擺放位置如圖2（b）所示。測點1置于試驗件表面，測點2嵌入試驗件內部，用于監測局部的溫度場數據。

試驗時首先對火焰強度進行測量，實測環境溫度為288 K，火焰溫度為1313 K，熱流密度為80 kW/m2。其次，試驗件通工作液、放氣，工作液體積流量穩定在2.74 L/min。隨后開始點火試驗，試驗過程持續5 min，每隔1 min記錄1次數據。熱電偶溫度傳感器的測量結果見表1，進、出口工作液溫度及測點2的溫度值隨時間變化相對穩定，測點1的溫度值則出現了較大波動。

圖2 著火試驗系統

表1 試驗數據 K

2 建模方法

2.1 等效火焰

進行耐火試驗本質上并不關注燃料的類型和燃燒方式，需要的只是1股符合規定的熱流，而熱流的強度由溫度和熱流密度進行約束。

火焰的熱流形式以輻射和對流為主，輻射熱流受燃燒產物的組分構成和分布情況影響，難以精確模擬，等效火焰只以對流換熱的形式施加熱載荷。在建模過程中，假設以速度進口邊界替代火焰，那么只需要確定3個參數:來流溫度T，由實際火焰溫度決定；速度V，可通過仿真與試驗的標定得到；導熱系數λ，取決于火焰的物性參數，可用空氣代替。三者結合起來決定了火焰的強度。

為了模擬真實的火焰流動特征，需要對全尺寸燃燒器流道進行數值建模，得到出口處流場和熱場參數，即為等效火焰。燃燒器3維模型如圖3所示。

2.2 計算方法

整個計算域的非結構化網格如圖4所示。環境大氣的計算域尺寸應盡可能大，以消除邊界效應的影響。試驗件與工作液、高溫燃氣和環境大氣的交界面均進行網格加密，總網格量在400萬左右。

圖3 燃燒器3維模型

圖4 計算域網格

熱仿真需要將N-S方程與考慮熱量傳遞的能量方程聯立求解，能量方程為

對3維定常N-S方程和能量方程進行求解，對流通量采用Roe格式進行差分分裂，2階迎風格式離散。研究中采用 k-ω SST（Shear Stress Transport）湍流模型。流體域和固體域的物性參數均定義為隨溫度的變化量。計算所采用邊界條件類型:速度和質量流量進口邊界、壓力出口邊界、耦合壁面、無滑移絕熱壁面等。計算收斂以方程殘差下降3個數量級為準則，同時保證工作液出口靜溫穩定。

3 結果對比與分析

通過建立流固耦合的流動傳熱模型，施加等效火焰載荷，得到工作液體積流量為2.74 L/min，環境溫度為288 K，環境大氣流速為1×10-5m/s時，流體域和固體域的3維溫度場。

圖5 3維流線

計算域3維流線和YOZ截面靜溫等值線分布如圖5、6所示。從圖中可見，火焰穿過防火板上的圓孔沿Y軸正方向射出，掠過溫度較低的試驗件表面，形成熱交換，自身溫度降低，隨后與環境大氣摻混，溫度進一步降低。

圖6 YOZ截面靜溫等值線分布

YOZ截面試驗件和工作液區域的靜溫等值線分布如圖7所示。從圖中可見，試驗件最大溫度出現在工作液流動的死區附近，溫度值達到345 K，整體溫度控制在較低的量值，可見工作液帶走了大量的熱，有效地保護了試驗件。觀察紅色線框內的放大圖可以發現:在液、固交界面處，在液體域內出現較大的溫度梯度，而固體導熱系數相對較大，傳熱快，因此固體域不會出現該現象；在氣、固交界面同樣如此，所以當試驗件與火焰直接接觸時，在氣、固交界處，火焰溫度迅速降低，試驗件表面溫度能維持在較低水平。

圖7 YOZ截面試驗件和工作液區域靜溫等值線分布

測點1所在XOZ平面的溫度等值線、局部溫度等值線和速度適量的分布如圖8所示。從圖中可見，紅色虛線框為測點1所在位置。圖8（a）給出了該區域主要的3股流動特征，具體的流動方向如圖8（b）所示:熱流1穿過試驗件上的圓孔繼續沿Y軸正方向運動，相鄰的氣體受到黏性剪切力的作用同樣沿Y軸正方向作加速運動，形成瞬間的局部真空，使得周圍大氣向此匯集填充；熱流2主要由試驗件外形所致，熱流1的部分氣流改變了運動方向，形成如圖8（a）中箭頭所示方向的1股氣流；熱流3的流動機理與熱流1的一致，周邊大氣向高溫燃氣方向匯集。測點1所在位置復雜的流場結構使得溫度場分布不均，在試驗過程中稍有擾動就可能使所測溫度發生變化，這也是測點1試驗數據波動明顯的主要原因。圖8（b）給出了局部的溫度數值，總體來看溫度區間與試驗結果基本一致。

圖8 測點1所處XOZ平面內靜溫等值線和速度矢量圖譜

試驗件的溫度計算結果如圖9所示。圖中紅色虛線框為測點2所在位置，溫度為309 K，試驗結果約為303 K，二者基本吻合。

綜上所述，針對試驗件著火試驗的數值計算結果與試驗結果吻合較好，等效火焰基本反映了真實的火焰熱載荷，表明該建模方法合理有效。

圖9 測點2靜溫計算結果

4 結論

本文提出了1種適用于航空發動機燃油附件耐火試驗的等效火焰建模方法。在此基礎上對試驗件在著火條件下的熱場分布情況開展了數值模擬分析，得到試驗件穩態溫度場的分布，同時，通過著火試驗測量局部溫度參數，與仿真結果的對比研究表明:該方法能有效地模擬火焰與試驗件間的傳熱特性，熱場結構分布合理，且局部的溫度值與試驗結果吻合較好，具有較好的計算精度，可以為航空發動機燃油附件的耐火設計和耐火特性分析提供數值依據。