賈春燕，王洪銘

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽 110015;2.北京航空航天大學 能 源與動力工程學院，北京 100083）

航空發(fā)動機燃燒室噴嘴內部燃油結焦研究

賈春燕1，王洪銘2

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽 110015;2.北京航空航天大學 能 源與動力工程學院，北京 100083）

對在最嚴重熱負荷時噴嘴內部燃油沉積率以及燃油性能參數(shù)的變化進行了試驗研究。對1個相似的噴嘴試驗件進行了傳熱試驗，通過試驗修正計算中關鍵的傳熱系數(shù)，建立了符合噴嘴實際的傳熱計算方法；用該方法推算發(fā)動機在真實條件下發(fā)生最嚴重熱負荷的工況，然后進行了燃油沉積率試驗，得到了燃油管道沉積率與溫度的關系，同時得到了噴嘴和油濾上積沉的特征；對沉積物成分進行了分析，并測定了燃油油樣進行性能參數(shù)。通過研究結果，提出了改善噴嘴燃油熱安定性的措施。

噴嘴；性能；燃油；沉積率；熱安定性；航空發(fā)動機

0 引言

隨著高性能、高壓比軍用航空發(fā)動機的發(fā)展，用燃油做冷卻劑以冷卻發(fā)動機的裝置的需求迅速增長。燃油用于冷卻而升溫，同時受到壓氣機高溫氣流的進一步加熱，極大地增加了燃油的熱負荷，使噴嘴內油溫、油管壁溫不斷提高，造成噴嘴內燃油嚴重沉積、結焦，附在內壁上。燃油沉積使噴嘴性能衰減，導致溫場不均而燒傷火焰筒和渦輪葉片。對航空發(fā)動機而言，在各工況下燃油熱負荷的確定，只能用傳熱方法估算。各型航空發(fā)動機噴嘴中燃油的流動、傳熱情況等均有其獨特設計。

本文以1個相似的噴嘴試驗件進行傳熱試驗，通過試驗修正計算中關鍵的傳熱系數(shù)，建立符合噴嘴實際的傳熱計算方法，并進行了燃油沉積率試驗。

1 燃燒室燃油熱負荷計算

本文研究的燃燒室進口參數(shù)和燃油流量見表1。

表1 噴嘴主要工況參數(shù)

通過噴嘴傳熱試驗和換熱計算，得到了最大燃油溫升，確定了噴嘴最嚴重熱負荷狀態(tài)為最小氣動負荷狀態(tài)，計算結果見表2。

表2 噴嘴對流換熱計算結果

計算結果表明，在發(fā)動機真實工況下，在最小氣動負荷狀態(tài)下的燃油溫升和燃油熱負荷最大。

2 發(fā)動機噴嘴燃油沉積試驗

表3 結焦試驗狀態(tài)參數(shù)

在噴嘴最嚴重熱負荷狀態(tài)即最小氣動負荷狀態(tài)下，進行燃油噴嘴的燃油沉積或結焦特征試驗。參考國外類似試驗方法，結合一定條件，對內部通流航空煤油RP-3的不銹鋼管進行電加熱，恒溫持續(xù)數(shù)小時，稱重確定鋼管內壁的燃油結焦積沉量。噴嘴結焦試驗的相關參數(shù)和方法見表3。

根據(jù)試驗結果得到燃油積沉率與油溫和壁溫的關系，見表4，并如圖1、2所示。

從表中可見，在保持油量為3.6 L/h，油溫為163～168℃時，壁溫為210～220℃，沉積率基本保持不變。在油量從3.6 L/h增加到8.5L/h，油溫為168～170℃時，壁溫恒定保持為220℃左右，積沉率從5.75～6.48（μg/cm2·h）增加到 17.00～18.87（μg/cm2·h）。其原因是隨著燃油流量增加，流體Re增大，流態(tài)由層流變?yōu)檫^渡態(tài)，熱附面層增厚及對流換熱系數(shù)增大，使管內流體受加熱影響的范圍加大而導致沉積率增加。

表4 燃油沉積率與油溫、壁溫的關系

3 試驗結果分析和應用

3.1 積沉厚度估算方法

由上述試驗可知：在發(fā)動機最小氣動負荷，即燃油承受最大熱負荷時，沉積率可按最小氣動負荷在發(fā)動機每次飛行任務中所占時間比例估算。如每次飛行任務平均為2h，最小氣動負荷假設為10min，則發(fā)動機使用時的燃油沉積率估算公式為

發(fā)動機使用時沉積率=發(fā)動機總工作時間×燃油在最大熱負荷時的沉積率×（最嚴重燃油熱負荷工作時間/每次飛行開機時間）×燃油Re修正系數(shù)

根據(jù)此估算公式，假設燃油最大熱負荷時油溫為150℃，主油路管外表面濕壁溫度為176℃，其沉積率為2.1μg/cm2·h；主油路管內表面濕壁溫度為150℃，副油路管濕壁溫度也為150℃，其積沉率為1.25μg/cm2·h。設發(fā)動機工作 2000h，每次飛行 2h，其油管內的沉積不被沖刷掉，則可分別估算主油管外表面、主油管內表面、副油管外表面的總沉積量。假設沉積物的密度為1g/cm3，可以進一步估算出沉積厚度。

主油管外表面總沉積量=2000×（10/120）×2.1×1.4=490μg/cm2

沉積厚度=4.9μm

主油管內表面總沉積量=2000×（10/120）×1.25×1.4=290μg/cm2

沉積厚度=2.9μm

副油管外表面總沉積量=2000×（10/120）×1.25×120.65=1048μg/cm2

沉積厚度=10.48μm

3.2 沉積物形態(tài)

油濾上有明顯積沉，當溫度升高時，積沉率增加。表明在發(fā)動機燃油調節(jié)器的精密表面、噴嘴內活門、燃滑油換熱器內的油管表面上，經長期工作后會附著不均勻焦質，嚴重時會影響其正常工作，使性能惡化。油濾上沉積物形態(tài)如圖3所示。

關于噴嘴的結焦情況，在SEM電鏡下觀察，發(fā)現(xiàn)噴嘴中心孔始終保持圓形，沒有沉積跡象。有2個原因：中心孔處燃油流速高；中心孔圓柱面加工時很容易保證其均勻性，因而不易產生積沉。但是在噴嘴旋流器的幾個切向槽上觀察到嚴重的不均勻積沉現(xiàn)象，如圖4所示。這是由于槽道表面加工質量沒有保證，表面不連續(xù)、不光滑、不均勻。從試驗前槽道表面照片也可以看出，其內表面有接刀痕及將材料撕裂的痕跡，如圖5所示。噴嘴切向槽嚴重不均勻的沉積使燃油霧化惡化，進而影響整個燃燒室性能。

3.3 沉積物成分分析

用掃描電鏡對噴嘴切向槽及油濾上的沉積物成分進行分析，分析結果見表5，表中也列出了波音707客機油濾沉積成分。

表5 沉積物成分分析結果w/%

從表5中可見，燃油積沉物中各成分的質量分數(shù)，C小于40%，H為5%～6%，O高達30%～40%，S為10%～14%，其他金屬也高達百分之幾；而在煤油中各成分的質量分數(shù)，C為85%以上，H為14%左右，S為0.098%，金屬雜質極微。說明沉積的生成與O、S及金屬有密切關系。

3.4 加熱油與不加熱油物性參數(shù)對比

按照GB 6537-86（3號噴氣燃料國家標準），對RP-3加熱與不加熱油的主要性能參數(shù)進行檢測，分析結果見表6。

分析結果表明，加熱油與不加熱油的物性參數(shù)略有差別，但都符合相關國家標準的規(guī)定。

4 結論

（1）加熱燃油時，油管沉積率與溫度的關系表明，溫度升高，則沉積率增加。

（2）根據(jù)試驗結果，給出了估算發(fā)動機使用時沉積率的計算公式。

（3）油濾上的沉積表明：發(fā)動機長期工作后，噴嘴的活門上可能有積沉，造成活門性能降低，嚴重時使活門失效。

（4）噴嘴旋流器切向槽上有嚴重不均勻沉積，造成噴嘴霧化性能惡化。

表6 燃油檢測分析結果

（5）沉積物成分化驗分析表明，除了含有C、H外，還含有較多的O、S及金屬元素。

（6）加熱到150、170℃的燃油與不加熱燃油對比，其性能基本上沒有變化，都符合相關國家標準的規(guī)定。

5 改善噴嘴燃油熱安定性的建議及措施

5.1 提高噴嘴旋流器切向槽的加工質量

根據(jù)積沉試驗結果，切向槽內沉積物的形態(tài)是不均勻的，尤其在加工表面有凸凹的地方，情況更加嚴重。由于切向槽尺寸（0.2～0.5mm）很小，即使經過研磨、拋光后，表面粗糙度最好也只能達到1μm，對沉積的膠體粒子來說，仍然是造成不均勻粘附的載體。建議提高切向槽的加工質量，使表面粗糙度小于1μm，可使槽道內的沉積物均勻分布并減少沉積量，對保證噴嘴的霧化性能非常有利。

5.2 加強外場對噴嘴的監(jiān)測

國外民用飛機都加強了視情維護，在熱端部件特別是主燃燒室設置孔探儀，定期監(jiān)視噴嘴結焦、局部變形、隔熱涂層剝落、裂紋等故障，以便決定各熱端部件能否繼續(xù)安全地使用，是否需做專門維修，以免發(fā)生重大故障。

5.3 噴嘴清洗

對于外場發(fā)現(xiàn)有故障隱患的燃燒室，建議拆下全部噴嘴逐個進行外觀和霧化性能檢查，然后進行清洗，特別是清洗噴嘴內部的結焦。在試驗過程中，用酒精超聲清洗以及丙酮超聲清洗，經SEM觀察，這2種方法可以清除切向槽內的部分結焦，但還不能做到全部清除干凈。建議開發(fā)更有效的能徹底清除結焦而又不致腐蝕零件、損傷噴嘴的清洗劑和清洗方法。

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Investigate on Fuel Coke in Nozzle of Aeroengine Combustor

JIA Chun-yan1，WANG Hong-ming2
（1.AVIC Shenyang Aeroengine Research Institute,Shenyang 110015,China;2.School of Jet Propulsion,Beihang University,Beijing 100083,China）

The change of fuel deposition rate and performance parameters in the nozzle was experimentally studied at the most serious heating load.The heating transfer experiment of a similar nozzle was conducted.The key heating transfer coefficient calculation was corrected with test data,and the method consistent with the nozzle was built.The most serious heating load operation in the real situation was projected by the method,and the relationship between the fuel deposition rate and temperature was obtained,and the deposition characteristics on the nozzle and fuel filter was obtained.The deposition components were analyzed,the performance parameters of fuel sample was load.The improvements of the nozzle thermal instability were proposed.

nozzle;performance;fuel;deposition rate;thermal stability;aeroengine

賈春燕（1970），女，高級工程師，從事航空發(fā)動機主燃燒室設計工作。