高 棟，李 鋒，尚守堂，羅衛(wèi)東

（1.北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京100191；2.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015）

0 引言

在航空發(fā)動機燃燒室的工作過程中，燃料的供給和調(diào)節(jié)主要依靠燃油系統(tǒng)來實現(xiàn)，處于相當(dāng)重要的地位。燃油供應(yīng)方式對燃燒室性能和污染排放影響很大[1]，燃油系統(tǒng)在發(fā)動機工作中負(fù)責(zé)將各工況所需的燃料穩(wěn)定、及時地輸送到噴嘴進行霧化燃燒，使化學(xué)能順利轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮躘2]。隨著現(xiàn)代高性能發(fā)動機的發(fā)展，壓氣機壓比提高，擴壓器后氣流溫度不斷攀升，推重比10一級發(fā)動機燃燒室進口空氣溫度已達800K以上[3]。對燃油管路的加熱作用導(dǎo)致燃油管壁溫不斷提高，燃油裂解、結(jié)焦的速率與油管金屬壁溫有關(guān)[4]。燃油熱負(fù)荷隨之增加，嚴(yán)重時，造成管內(nèi)燃油沉積、結(jié)焦，從而改變流量特性，進而影響發(fā)動機穩(wěn)定安全工作[5-6]。另一方面，在飛機機動飛行中，由于重力因素導(dǎo)致的總管內(nèi)流動與流量特性的改變，也被廣泛關(guān)注。

本文以1個相似的總管模型為對象，通過數(shù)值計算初步探索了燃油總管內(nèi)流動特性，比較了不同熱防護措施的隔熱效果。

1 燃油總管流動特性計算

在開展數(shù)值模擬研究時，首先根據(jù)文獻[7]中的試驗結(jié)果對數(shù)值計算的可行性和和準(zhǔn)確性進行了校驗，檢驗了Fluent軟件在油管內(nèi)部流動換熱領(lǐng)域的數(shù)值模擬精度和適用性，為下文工作展開奠定了基礎(chǔ)。試驗件和計算域網(wǎng)格如圖1所示，流量系數(shù)試驗和計算結(jié)果如圖2所示。

圖1 試驗件和計算網(wǎng)格

圖2 流量系數(shù)試驗和計算結(jié)果

按照試驗條件進行邊界條件設(shè)定，進口采用質(zhì)量進口，出口采用壓力出口，設(shè)定為1個大氣壓。流體選取航空煤油，經(jīng)過大量計算對比，采用RNG的κ-ε雙方程模型，近壁面采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，微分方程的離散采用SIMPLE方法，采用2階迎風(fēng)差分格式進行計算。

對比仿真計算與試驗結(jié)果發(fā)現(xiàn)，二者具有相似的規(guī)律性，數(shù)值計算結(jié)果總體比試驗結(jié)果略微偏大3%～4%，計算精度在可接受范圍內(nèi)，表明使用本文所采取的網(wǎng)格劃分方式和計算方法模擬燃油總管和分管流動換熱特性具有可行性。

1.1 計算模型的建立

圖3 燃油總管計算模型

燃油總管計算模型如圖3所示。從圖中可見，總管上設(shè)有20個分管，分別對應(yīng)20個燃燒室頭部，進油管與垂直面夾角為22.5°。本次計算對主燃燒室燃油總管進行全尺寸3維模擬，對進油管結(jié)構(gòu)進行了一定簡化，運用Gambit對計算模型進行網(wǎng)格劃分，管徑較小時，邊界層對管內(nèi)質(zhì)量流量影響較大[8-9]，邊界層網(wǎng)格共3層，高度比為1.2。運用FLUENT進行計算，計算模型設(shè)置參照前文所述，計算過程考慮重力因素的影響[10-11]。

1.2 計算結(jié)果分析

燃油總管的速度分布和壓力分布分別如圖4、5所示。由分析可知，在靠近進油管位置，燃油總管內(nèi)燃油流動較快，進口管平均速度為28.15m/s，分管出口平均速度為6m/s，計算結(jié)果符合理論計算值。從圖5中可見，總管內(nèi)壓力分布較均勻，可以保證燃油出口流量分布不均勻度，滿足設(shè)計要求。

圖4 燃油總管速度分布

圖5 燃油總管壓力分布

2 燃油管路換熱數(shù)值計算

采用FLUENT對燃油總管及分管進行3維流固耦合傳熱數(shù)值計算，獲得燃油管路及燃油的溫度分布情況，給熱防護設(shè)計提供參考。

2.1 計算模型的建立與網(wǎng)格劃分

考慮計算時間和精度的要求，采用CAD軟件NX8.0建立了的管路傳熱實體模型，如圖6所示。選擇單個頭部進行換熱計算，截取全環(huán)的1/20扇區(qū)，并且重新細(xì)化了總管和分管設(shè)計。采用雙油路設(shè)計[12]。計算模型包含油管固體域、擴壓器后高溫氣流域、燃油流體域等?？偣軅鳠嵊嬎阌蚝途W(wǎng)格分別如圖7、8所示。

圖6 燃油管傳熱計算模型

圖7 總管傳熱計算域

圖8 總管傳熱計算域網(wǎng)格

2.2 邊界條件

燃油在油管中流過，被高溫氣流加熱后溫度升高。忽略燃油出口的霧化過程。流體區(qū)域采用雷諾時均N-S方程，湍流模型采用RNG的κ-ε 雙方程模型，壁面采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法處理。高溫氣流設(shè)為不可壓理想氣體，采用RP-3燃油[13]，油管材料為GH625合金。高溫氣流進口設(shè)為速度入口，高溫氣流出口設(shè)為壓力出口；主副油路進口設(shè)為質(zhì)量進口，主副油路出口設(shè)為壓力出口；油管和流體域接觸面設(shè)為耦合邊界，其他壁面設(shè)為無滑移絕熱壁面。

2.3 原型管路的換熱計算結(jié)果及分析

在發(fā)動機3個主要工況條件下，對油管進行了流固耦合傳熱數(shù)值計算，工況參數(shù)及材料物性分別見表1、2。其中，燃油進口溫度統(tǒng)一為300K。在Q1、Q2、Q3工況下高溫氣流沿油管外壁的流動情況、油管體內(nèi)溫度分布、燃油流動情況以及燃油在管內(nèi)的溫度分布，分別如圖9～11所示。

表1 計算點工況參數(shù)

圖9 工況Q1傳熱計算結(jié)果

圖10 工況Q2傳熱計算結(jié)果

圖11 工況Q3傳熱計算結(jié)果

2.3.1 油管截面溫度分布

從油管截面的溫度分布可見，正對氣流的管路外壁溫度相對較高，這是由于氣流滯止效應(yīng)使部分動能轉(zhuǎn)化為熱能，且沖擊使對流換熱增強。燃油的冷卻作用使與管路內(nèi)壁溫度較低。分管主、副油路為同心環(huán)形通道結(jié)構(gòu)，內(nèi)側(cè)副油路壁溫接近燃油溫度；主油路壁溫明顯較高。

2.3.2 燃油截面溫度分布

燃油的溫度分布與油管結(jié)構(gòu)和燃油流動情況密切相關(guān)。副油路位于主油路前側(cè)，濕壁溫度相對較高；從流動情況分析，燃油流速越大，換熱越強，對應(yīng)濕壁溫度越低。數(shù)值計算結(jié)果表明，在最大氣動負(fù)荷狀態(tài)Q1，主、副油路濕壁溫度偏高，平均溫度達698.82K，存在結(jié)焦風(fēng)險。燃油出口及油管壁面平均溫度見表3。

表3 燃油出口及油管壁面平均溫度

3 熱防護設(shè)計

針對無熱防護油管內(nèi)的燃油溫升過高問題，通過在燃油流道外設(shè)置氣膜隔熱層[14]，降低高溫氣流與燃油之間的傳熱系數(shù)，增加傳熱熱阻，從而減小換熱量[15]，降低燃油溫升。噴嘴前段油管采用統(tǒng)一的間隙為0.5 mm的氣膜。

3.1 內(nèi)隔熱設(shè)計與計算

在總管和分管內(nèi)增加1個氣膜隔熱層，間隙為1mm，主、副油路氣膜分別對應(yīng)主、副油路，各自起到隔熱作用。內(nèi)隔熱設(shè)計如圖12所示。設(shè)計點工況Q2內(nèi)隔熱計算結(jié)果如圖13所示。

圖12 內(nèi)隔熱設(shè)計

圖13 工況Q2內(nèi)隔熱計算結(jié)果

3.2 外隔熱設(shè)計與計算

與內(nèi)隔熱不同，外隔熱方式不再分別針對主、副油路，而是總體上在外圍增加1層間隙為1mm的氣膜層，如圖14所示。設(shè)計點工況Q2外隔熱計算結(jié)果如圖15所示。

圖14 外隔熱設(shè)計

圖15 工況Q2外隔熱計算結(jié)果

3.3 內(nèi)外混合隔熱設(shè)計與計算

綜合前面的設(shè)計方法，疊加內(nèi)隔熱和外隔熱氣膜層，燃油總管內(nèi)隔熱氣膜依然采用1mm間隙，外隔熱氣膜設(shè)置為0.5mm。燃油分管內(nèi)隔熱氣膜采用0.5mm間隙，外隔熱氣膜設(shè)置為0.5mm?；旌细魺嵩O(shè)計如圖16所示。設(shè)計點工況Q2混合隔熱計算結(jié)果如圖17所示。

圖17 工況Q2混合隔熱計算結(jié)果

3.4 3種隔熱方式對比

不同隔熱方式下燃油出口及油管壁面平均溫度見表4。通過比較表3、4中的計算結(jié)果可知，混合隔熱效果最好。與無隔熱設(shè)計的油管相比，主油路燃油出口溫度由316.42K降低為305.90K，燃油溫升減小64%；副油路燃油出口溫度由331.48K降低為314.77K，燃油溫升減小53%。

表4 不同隔熱方式下燃油出口及油管壁面平均溫度

計算表明，隔熱效果越好，燃油溫升越小，則燃油管外壁溫越高，同時內(nèi)壁溫越低。在混合隔熱下，油管外壁溫度高達799.78K，比原型結(jié)構(gòu)壁溫704.57K高95.21K；油管內(nèi)壁溫降為386.74K，比原型結(jié)構(gòu)壁溫569.24K低182.9K。

較低的燃油管路內(nèi)壁溫度對于減小傳熱量、降低燃油熱負(fù)荷效果顯著，有利于避免燃油因過熱而積碳、結(jié)焦[16]。

4 結(jié)論

（1）油管的溫度分布與隔熱結(jié)構(gòu)及燃油流動狀態(tài)密切相關(guān)；

（2）通過對計算模型在發(fā)動機典型工況下的分析，找出了燃油管路溫度分布的特點與潛在過熱點位置；計算結(jié)果表明：氣膜隔熱可使燃油溫升顯著降低，達50%以上；

（3）進一步研究熱防護設(shè)計時，希望通過引入外涵道冷氣進入燃油管隔熱通道內(nèi)，再次降低燃油溫升。

[1]顏應(yīng)文，李紅紅，趙堅行，等.雙環(huán)預(yù)混旋流低污染燃燒室數(shù)值研究[J].航空動力學(xué)報，2009，24（9）：1923-1929.YAN Yingwen，LI Honghong，ZHAO Jianxing，et al.Numerical study of low emissions for twin annular premixing swirler combustor[J].Journal of Aerospace Power，2009，24（9）：1923-1929.(in Chinese)

[2]尚守堂，王艷麗，馬宏宇，等.內(nèi)置式主燃油總管設(shè)計要點及典型故障分析[C]//中國航空學(xué)會第十四屆燃燒與傳熱傳質(zhì)學(xué)術(shù)交流會.沈陽：中國航空學(xué)會，2007：129-135.SHANG Shoutang，WANG Yanli，MA Hongyu，et al.Analysis of design features and typical fault of built-in fuel manifold[C]//The 14th Combustion and Heat and Mass Transfer Academic Meeting，Shenyang：Chinese Society of Aeronautics and Astronautics，2007：129-135.(in Chinese)

[3]航空發(fā)動機設(shè)計總編委會.航空發(fā)動機設(shè)計手冊:第9冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2000.Aeroengine Design Manual Editorial Board.Aeroengine design manual(9th volume)[M].Beijing：Aviation Industry Press，2000.(in Chinese)

[4]Chin JS，Lefebvre A H.Influence of flow conditions on deposits from heated hydrocarbon fuels[J].Journal of Engineering for Gas Turbines and Power，1993，115：433-438.

[5]郭成富，王勇，曹康.加力燃燒室噴油桿結(jié)焦試驗研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗與研究，1997（1）：26-31.GUO Chengfu，WANG Yong，CAO Kang.Experiment research on fuel coke in fuel pipe of afterburner[J].Gas Turbine Experiment and Research，1997（1）：26-31.(in Chinese)

[6]Myounggu Park.Engine failure caused by erosion-corrosion of fuel manifold[J].Engineering Failure Analysis，2002（9）：673-681.

[7]郭成富，王秀蘭，王勇.倒(圓)角進口圓孔流量系數(shù)的試驗研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗與研究，1997（4）：10-15.GUO Chengfu，WANG Xiulan，WANG Yong.Experiment research on flow coefficient of inlet circle hole with chamfer[J].Gas Turbine Experiment and Rresearch，1997（4）：10-15.

[8]吳頌平，劉趙淼.計算流體力學(xué)基礎(chǔ)及其應(yīng)用[M].北京：機械工業(yè)出版社，2008：79-85.WU Songping，LIU Zhaomiao.Computational fluid dynamics[M].Beijing：China Machine Press，2008：79-85.(in Chinese)

[9]Morgan M J.Pressure transient characterization teststar-2 propulsion system fuels manifold[R].AIAA-2004-3666.

[10]王呈，房吉慶，穆軒.航空發(fā)動機燃油總管鉆具空間交點尺寸測量不確定度評定[J].計測技術(shù)，2010（5）：53-56．WANG Cheng，F(xiàn)ANG Jiqing，MU Xuan.Evaluation of measurement uncertainty of dimensions space intersection of aeroengine main fuel pipe drill[J].Metrology and Measurement Technology，2010（5）：53-56.（in Chinese）

[11]趙琳，樊丁.航空發(fā)動機加力燃油流量尋優(yōu)控制方法[J].推進技術(shù)，2010，31（5）：572-575.ZHAO Lin，F(xiàn)AN Ding.Afterburning fuel flow optimal control[J].Journal of Propulsion Technology，2010，31（5）：572-575.（in Chinese）

[12]楊卓勇，楊建國.新型發(fā)動機雙層燃油總管的研制[C]//空學(xué)會制造工程分會2008年度學(xué)術(shù)會議.北海：中國航空學(xué)會，2008：97-103.YANG Zhuoyong，YANG Jianguo.Design of new double layer aeroengine fuel pipe[C]/Chinese Society of Aeronautics and Astronautics Manufacturing Engineering Academic Meeting(2008).Beihai：Chinese Society of Aeronautics and Astronautics，2008：97-103.(in Chinese)

[13]賈春燕，王洪銘.航空發(fā)動機燃燒室噴嘴內(nèi)部燃油結(jié)焦研究[J].航空發(fā)動機，2011，37（5）：41-44.JIA Chunyan，WANG Hongming.Investigation on fuel coke in nozzle of aeroengine combustor[J].Aeroengine，2011，37（5）：41-44.(in Chinese)

[14]黃義勇.航空發(fā)動機主燃油噴嘴熱防護設(shè)計技術(shù)研究[D].成都：電子科技大學(xué)，2011.HUANG Yiyong.Technology design of heat insulation structure of fuel injections of aeroengine[D].Chengdu:University of Electronic Science and Technology of China，2011.(in Chinese)

[15]陸瀟瀟.排氣管隔熱方法的實驗與數(shù)值分析研究[D].蘭州：蘭州交通大學(xué)，2012.LU Xiaoxiao.The experiment and numerical studies of the heat insulating methods for low temperature exhaust pipe[D].Lanzhou：Lanzhou：Jiaotong University，2012.(in Chinese)

[16]吳廷寶，孫士江.槽外聚能式超聲波法清除燃油總管內(nèi)腔積碳[J].沈陽航空工業(yè)學(xué)院學(xué)報，2004，21（4）：20-22.WU Tingbao，SUN Shijiang.Deaning carbon deposit of fuel main pipe using ultrasonic[J].Journal of Shenyang Institute of Aeronautical Engineering，2004，21（4）：20-22.(in Chinese)