燃油噴嘴結構對燃燒室流動特性的影響研究

中國直升機設計研究所

本文根據無人直升機發動機燃燒室結構，建立燃燒室物理模型，利用數值模擬方法研究旋流器葉片的旋流角度和燃油噴嘴軸向幾何位置對發動機燃燒室總壓損失、流場分布、溫度場分布、燃燒效率以及污染物排放的影響。在冷態和熱態工況下，總結燃油噴嘴結構對燃燒室流動特性的影響規律。

發動機為無人直升機飛行提供動力，燃燒室作為發動機的三大核心部件之一，直接影響發動機的工作性能。燃油噴嘴結構將對無人直升機燃燒室性能產生重要影響，按照發動機不同的工作狀態，噴嘴的功能是供給燃燒室合適數量、具有良好霧化質量的燃油。旋流器是一種利用流體壓力產生旋轉運動的裝置。

國外對發動機燃燒室性能開展了較多研究，主要包括燃油噴嘴幾何結構以及工況參數對燃燒室性能的影響研究；霧化特性理論和實驗研究，氣流結構特性、噴霧特性、混合特性研究，以及噴霧湍流相互作用機理、燃燒不穩定性研究等。本文以旋流器葉片的旋流角度和燃油噴嘴的軸向位置為變量，利用數值模擬探究這兩種結構的改變對燃燒室性能的影響規律。

數值計算概述

計算模型

常見的旋流器分為軸向旋流器、徑向旋流器和斜向旋流器。本文以更適合貧油直噴燃燒室的軸向旋流器為研究模型，建立燃油噴嘴和旋流器的組合模型如圖1所示，燃油噴嘴結構整體模型如圖2所示。本文研究模型生成的網格數約為80萬，網格質量普遍大于0.25，極少部分在0.1～0.2之間，網格質量良好，滿足Fluent計算要求。

計算工況

本文計算發動機燃燒室噴嘴模型在100%工況下的數值模擬情況，具體工況參數如表1所示。選取質量流量入口，壓力出口，流固耦合處壁面邊界采取默認值，其余壁面為無滑移邊界，燃料選為C12H23航空煤油。

邊界條件

根據實際情況，選擇如下邊界條件作為計算條件。

圖1 燃油噴嘴、旋流器組合模型。

圖2 燃油噴嘴結構整體模型。

入口即質量流量入口，由進口溫度和質量流量條件可得出進口速度v=20.60314m/s。

出口即壓力出口，根據質量流量守恒原理，以及進出口面積，估算出口速度，進而根據總壓不變，預估出口靜壓。

材料選用理想氣體，因為只作冷態流動計算，前后溫度梯度較小，故認為熱傳導率λ和定壓熱容CP為常數。氣體黏度選用Sutherland Law定律，此定律非常適用于高速可壓縮流動。湍流模型采用標準k-ε模型，燃燒模型采用預先給定PDF函數的湍流燃燒模型，具有穩定性、經濟性和較高計算精度。

模型種類及基本參數

本文研究如下5個噴嘴模型。

模型1：旋流器葉片旋流角為35°，噴嘴為0位置，與喉部平齊；

模型2：旋流器葉片旋流角為40°，噴嘴為0位置；

模型3：旋流器葉片旋流角為45°，噴嘴為0位置；

模型4：旋流器葉片旋流角為45°，噴嘴為+1位置，從喉部向出口平移；

模型5：旋流器葉片旋流角為45°，噴嘴為-1位置，從喉部向入口平移。

基本參數：進口直徑為37.3mm，出口直徑為80.1mm，旋流器高度為9mm，火焰筒長度為155.5mm。

對比分析

冷態工況

（1）總壓損失

在同一壓力梯度標尺下，利用ANSYS Fluent得到的5個模型的總壓分布云見圖3，參考壓力為2068246 Pa。

根據總壓損失系數定義，各種模型冷態下總壓損失系數計算結果見表2。

由以上數據得出，5個模型的總壓損失依次增高。由模型1、2、3的數據結果得出，當噴嘴固定在0位置時，旋流器葉片旋流角度增大，總壓損失系數隨之增大；由模型3、4、5的數據結果得出，當旋流器葉片固定在45°角時，改變噴嘴的軸向幾何位置，對總壓損失系數的影響較小。

表1 工況參數表。

表2 冷態下總壓損失系數計算結果。

（2）流場分布

同一速度標尺下，5個模型在冷態工況下的速度流線圖如圖4所示。

由以上數值模擬結果得出，模型1和2的流場分布紊亂，模型3、4、5的回流區形狀基本相似，上下對稱，形狀規則，相對穩定。由此可見，同一噴嘴在0位置時，45°角模型優于35°和40°。同一旋流器偏轉45°時，噴嘴-1位置的模型冷態回流區較好。

火焰筒沿著-Z軸方向，取Z= -30mm，5個模型的軸向速度沿火焰筒徑向的分布如圖5所示。

從圖5數據可得出，在火焰筒中心軸線，模型3、模型4、模型5形成了沿軸對稱分布的冷態回流區。說明同一噴嘴在0位置時，45°角噴嘴模型比35°和40°噴嘴模型的冷態流場較為穩定，并且同一旋流器處于45°角時，噴嘴位置對流場的軸向速度影響不大。

熱態工況

圖3 模型總壓分布云圖。

圖4 模型冷態速度流線圖。

通常，燃燒室的性能指標包括燃燒效率、總壓損失、出口溫度分布、貧油熄火邊界、點火邊界、污染物排放、冒煙與積碳等。本文基于數值模擬計算，圍繞總壓損失系數、流場分布、溫度場分布、燃燒效率和燃燒污染物，對噴嘴模型進行對比分析。

（1）總壓損失

在同一壓力梯度標尺下，利用ANSYS Fluent得到5個模型的總壓分布云圖如圖6所示，參考壓力為2068246 Pa。

由總壓損失計算公式得出，模型熱態工況下，總壓損失系數計算結果見表3。

由以上數據得出，當噴嘴固定在0位置時，旋流器葉片旋流角度增大，總壓損失系數也會增大；當旋流器葉片固定在45°角時，改變噴嘴的軸向幾何位置從-1到0再到+1，總壓損失系數隨之增大。

（2）流場分布

在同一速度標尺下，圖7為5個模型在熱態工況下的速度流線圖。

由以上對比圖清晰得出5個模型在熱態工況下的回流區。其中，模型1的燃油噴嘴出口的流場分布向上偏移，形態紊亂，不夠穩定，而其余模型的回流區分布基本上下對稱，相對穩定。由此可見，同一噴嘴在0位置時，旋流器葉片旋流角度對流場的分布有影響，葉片角度小，流場則紊亂，葉片角度大，流場則穩定。而當同一旋流器偏轉45°角時，燃油噴嘴的軸向幾何位置對流場分布影響較小，流場形態基本一致，相對穩定。

火焰筒沿-Z軸方向，取Z=-30mm，5個模型軸向速度沿火焰筒徑向的分布如圖8所示。

從圖8數據可得出，在火焰筒中心軸線，模型3、模型4、模型5的軸線速度為正，模型1和2的軸線速度為負，說明模型3、模型4、模型5在中軸線位置形成了回流區，并且圖中軸線速度分布沿中軸線對稱分布，說明都形成一個沿軸對稱分布的熱態回流區，且形態良好。

（3）溫度場分布

在同一溫度標尺下，圖9為5個模型在熱態工況下的溫度場分布圖。

圖5 軸向速度沿火焰筒徑向的分布。

表3 熱態下總壓損失系數計算結果。

圖6 模型總壓分布云圖。

圖7 模型熱態速度流線圖。

由圖9結果可得出，5個模型此時高溫區集中于回流區的前端，并呈軸對稱分布，溫度場的形狀和回流區形態一致。其中模型1的火焰偏離軸線，穩定性差。而模型2、3、4和5的溫度場呈軸對稱分布，形態與開角基本一致，燃燒較為穩定。由此可見，同一噴嘴在0位置時，旋流器葉片的旋流角度對溫度場分布影響較大，小葉片角度的溫度場紊亂。而當同一旋流器偏轉45°角時，燃油噴嘴的軸向幾何位置對溫度場分布影響較小，溫度場形態基本一致，相對穩定。

（4）燃燒效率

燃燒效率可反映燃料燃燒的完全程度，是燃燒室的重要性能參數之一。本節應用燃氣分析法對燃燒效率進行計算，該方法測量精度與使用燃料基本無關，被認為是較準確的燃燒效率分析方法。噴嘴模型出口的CO和CO2質量流量數據以及燃燒效率結果見表4，由Fluent數值模擬測得。

由表4數據得出，5個模型的燃燒效率基本接近100%，燃燒較充分，僅模型1燃燒效率相對較低；旋流角過小，會導致火焰穩定性相對較差。

（5）燃燒污染物

由于本文數值模擬采用C12H23為燃料，所以CO是主要燃燒污染產物。由表4得出CO排放狀況，當噴嘴固定在0位置時，模型1的CO排放量較多，說明在35°角噴嘴0位置時，燃燒情況極不穩定，噴嘴在相同位置下，旋流器葉片旋流角度越大，燃燒污染物CO的排放量越少，燃燒相對穩定。在固定葉片旋流角度時，模型3比模型4和模型5的CO排放量少，說明此時噴嘴0位置比噴嘴+1和-1位置的燃燒更充分。

結論

本文針對無人直升機燃燒室結構，設計出5個模型。首先，在查閱文獻和分析基礎上，結合實驗和數值分析，研究旋流器葉片旋流角度和噴嘴軸向幾何位置的結構參數。針對冷熱態兩種流場，完成總壓損失系數、流場分布、溫度場分布、燃燒效率、燃燒污染物的對比分析，并得出燃燒性能的作用規律，主要結論如下所述。

第一，綜合冷熱態總壓損失研究結果分析，5個模型的總壓損失系數均在5%以內，在燃燒室總壓損失要求在正常范圍內；

第二，綜合冷熱態流場研究結果分析，5個模型均有回流區，當同一噴嘴固定在0位置時，旋流器葉片角度越大，流場越穩定；而同一旋流器葉片角度固定在45°時，改變噴嘴位置對流場的影響不明顯；

第三，根據熱態溫度場研究結果分析，當同一噴嘴固定在0位置時，旋流器葉片角度越大，溫度場越穩定，與流場表現一致，其中35°角火焰向上擺動，燃燒極不穩定；而同一旋流器葉片角度固定在45°時，改變噴嘴位置，溫度場都呈“八字弧”形狀，而且位置和開角基本一致，對溫度場影響較小；

第四，根據燃燒效率研究結果分析，5個模型的燃燒效率基本接近100%，燃燒較充分；

第五，根據燃燒污染物CO研究結果分析，當同一噴嘴固定在0位置時，旋流器葉片角度越大，燃燒污染物CO的排放量越少，燃燒越穩定；而同一旋流器葉片角度固定在45°時，噴嘴0位置比噴嘴+1和-1位置的燃燒更充分。

圖8 軸向速度沿火焰筒徑向的分布。

圖9 模型溫度場分布圖。

表4 模型CO、CO2的質量流量數據及燃燒效率。