邱 偉，夏麗敏，孫 輝，趙芳輝，鄧遠灝，徐華勝

（1.中國燃氣渦輪研究院，成都 610500;2. 中國航發(fā)西安航空發(fā)動機有限公司，西安 710072）

燃油噴嘴是航空發(fā)動機的重要零件之一，目前較多航空發(fā)動機均采用了離心式燃油噴嘴作為起動噴嘴或工作噴嘴。噴霧錐角是離心式噴嘴性能中的一個重要參數(shù)，對燃燒室點火特性、燃燒性能有著重要影響[1-2]。因此在噴嘴的制造環(huán)節(jié)中，噴霧錐角的調(diào)試十分重要。國內(nèi)外對航空發(fā)動機離心式噴嘴的研究更多集中于霧化質(zhì)量及其對燃燒性能的研究[3-9]，只有少量對噴嘴性能（包含流量、噴霧錐角、霧化質(zhì)量）調(diào)試的研究。文獻[10-11]分別從制造工藝、制造誤差等方面探討了一些噴嘴加工的工藝方法的改進和影響，文獻[12-17]分別從加工工藝、流量與噴霧錐角的相關(guān)性、噴嘴性能影響因素及調(diào)試技術(shù)等方面探討了一些噴嘴加工及性能調(diào)試的工藝方法。這些調(diào)試方法為離心式噴嘴的性能調(diào)試提供了技術(shù)指導。目前國內(nèi)各噴嘴生產(chǎn)廠家也形成了相對成熟的調(diào)試工藝，但對于某些調(diào)試難度較大的噴嘴，這些方法往往調(diào)試效果有限，并不能達到滿意的效果。某型發(fā)動機離心式燃油噴嘴在首臺份試制時，噴霧錐角較設(shè)計要求偏小較多，采用常規(guī)研磨工藝無法改善。目前國內(nèi)尚缺少對離心式噴嘴噴霧錐角調(diào)試的專項研究，本文通過工程中常用的離心式噴嘴噴霧錐角算法對噴霧錐角的影響因素進行了理論分析，制定了多種調(diào)試措施，并進行了試驗驗證，最終采用了雙角度復合研磨的研磨工藝，結(jié)合減小旋流槽深的措施，使噴霧錐角達到了設(shè)計要求。

1 噴嘴結(jié)構(gòu)簡介及調(diào)試要求

某型發(fā)動機燃油噴嘴為典型單油路離心式噴嘴，主要由旋流芯、螺紋套筒、噴口、噴嘴殼體構(gòu)成，結(jié)構(gòu)如圖1所示。

為保證航空發(fā)動機燃燒室的點火、燃燒性能，發(fā)動機對噴嘴的噴霧錐角都會有一定要求，并需要在噴嘴生產(chǎn)出廠時就需要保證。某型航空發(fā)動機燃油噴嘴噴霧錐角調(diào)試要求及初始試驗值見表1。

圖1 燃油噴嘴結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Structure sketch map of the fuel nozzle

表1 某型航空發(fā)動機燃油噴嘴噴霧錐角調(diào)試要求

2 調(diào)試理論分析

噴嘴結(jié)構(gòu)為典型單油路離心噴嘴，調(diào)試較為簡單，但初始的霧化角度比設(shè)計要求偏小較多，通過常規(guī)的研磨工藝（采用90°～120°研磨棒對噴口出口處進行輕微研磨，研磨深度≤0.1mm），低壓力下角度增加很多，但高壓力下角度仍然偏小，且呈現(xiàn)隨著壓力的增加，角度逐漸減小，且收斂很快的規(guī)律。初始調(diào)試結(jié)果見圖2。

圖2 燃油噴嘴初始調(diào)試結(jié)果Fig.2 Beginning of the commissioning result of the fuel nozzle

下面通過離心式噴嘴的理論計算方法，對影響燃油噴嘴的噴霧錐角的因素進行分析。

燃油噴嘴霧化原理為：燃油從噴嘴進口處進入，通過燃油通道進入集油腔，并經(jīng)過旋流芯上的三個切向旋流槽做切向運動，以較高速度進入旋流室，由于離心運動建立了空氣渦[11]，從噴口噴出時，旋轉(zhuǎn)的燃油同時有軸向速度和切向速度，形成一定角度的空心油膜，油膜最終失穩(wěn)形成液霧。噴口出口處的油膜角度即稱為離心式噴嘴的噴霧錐角，如圖3所示。

圖3 離心式噴嘴霧化過程Fig.3 Atomization process of the fuel nozzle

現(xiàn)有文獻中已經(jīng)發(fā)表過很多離心式噴嘴噴霧角的計算方法，但無論何種計算方法，噴嘴結(jié)構(gòu)參數(shù)對噴霧錐角的影響規(guī)律是相同的。本文根據(jù)工程中常用的動量距守恒方法[12]，對影響離心式噴霧錐角的主要結(jié)構(gòu)參數(shù)進行了分析。文獻[12]中給出的噴霧錐角計算模型見圖4。

圖4 燃油噴嘴性能計算模型Fig.4 Computational model of the fuel nozzle performance

噴霧錐角計算公式為：

式（1）中，A為噴嘴幾何特性數(shù)，計算公式為：

式中，Rn為噴口半徑，R為旋流半徑，Ad為切向槽進油面積，均可由噴嘴的幾何參數(shù)求得。

式（1）中，fa為動量距保持系數(shù)，計算公式為：

式中，ξ為燃油與壁面的摩擦系數(shù)，可由流量公式推導求得為修正的幾何特性數(shù)與相對幾何參數(shù)的比值，可由噴嘴的幾何參數(shù)求得。

式（1）中，β4為4截面的空氣渦相對半徑,可由流量系數(shù)計算公式求得。

通過理論分析，增加噴霧錐角的措施有：減小旋流角度β、增大噴口直徑Dn、減小噴口長度Ln、減小旋流室長度Ls、增大旋流室收斂角度δ、減小槽深（旋流槽為方槽時槽的深度），其影響原理及優(yōu)缺點見表2。

表2 各調(diào)試措施原理及優(yōu)缺點

綜合考慮每種調(diào)試措施的優(yōu)缺點，根據(jù)操作的方便性優(yōu)先采取了減小旋流槽角度、減小噴口長度、增大噴口直徑、減小旋流室長度、減小槽深的措施進行試驗。另外為了更好地擴張噴霧錐角，從研磨工藝上采用一種復合研磨方法，即先用120°研磨棒研磨噴口出口處，形成一細小倒角，再用90°研磨棒進行研磨，從而形成一復雜型面，如圖5所示。該型面為燃油流束提供了導流作用，有利于噴霧錐角的張開。

圖5 噴口研磨示意圖Fig.5 Sketch map of rubbing the spout

分別按照上述措施制定了6種調(diào)試方案，編號如下：

方案a：將旋流角度由45°調(diào)整為30°；

方案b：將噴口長度由0.5mm調(diào)整為0.4mm；

方案c：將噴口直徑由0.78mm增加至0.8mm；

方案d：將旋流室長度由0.7mm減小至0.3mm；

方案e：將旋流槽深度由0.45mm減小至0.4mm；

方案f：復合研磨，先用120°研磨棒研磨0.05mm，再用90°研磨棒研磨0.05mm。

3 調(diào)試試驗情況

3.1 試驗設(shè)備及方法

燃油噴嘴噴霧錐角試驗在國產(chǎn)燃油噴嘴標準試驗器上進行，噴嘴供油壓力采用0.35級壓力表測量，噴霧錐角采用HB 7667-2000《航空發(fā)動機燃油噴嘴性能試驗》中規(guī)定的機械式探針法[13]進行測量，在距離噴嘴端面10mm處通過機械探針與噴霧包線的交點處的位置坐標進行換算，如圖6所示。試驗用燃油采用RP-3航空煤油，燃油溫度保持在24±2℃范圍內(nèi)。

圖6 噴霧錐角測量方法示意圖Fig.6 Sketch map of measuring method for spray angle

3.2 試驗結(jié)果及分析

對每種方案各試驗了1～2件噴嘴，對比調(diào)整前后的噴霧錐角，分別見圖7～12。圖中噴霧錐角數(shù)值為所有噴嘴試驗數(shù)據(jù)的平均值。

圖7 噴霧錐角隨旋流角的變化規(guī)律Fig.7 Spray angle change regularity with swirl angle

圖10 噴霧錐角隨旋流室長度的變化規(guī)律Fig.10 Spray angle change regularity with swirl chamber length

圖11 噴霧錐角隨旋流槽深的變化規(guī)律Fig.11 Spray angle change regularity with swirl tank depth

圖12 兩次研磨后噴霧錐角的變化Fig.12 Changes of the spray angle after rubbing twice

從圖7～12中可以看出，方案a雖然對于角度有一定的影響，但影響不大，尤其在大壓力狀態(tài)下影響很??；方案b雖然在一定程度能夠增加霧化錐角角度，但是在大狀態(tài)下變化量較小，無法滿足設(shè)計要求，主要原因是噴口長度為0.5mm，已經(jīng)很小，沒有多少切削量；方案c能夠增加霧化錐角，但在大狀態(tài)下效果不明顯，且噴口直徑增大會導致流量增加，因此直徑不能增加太多，直徑微小的變化量不能較大程度增加角度，因此仍然不能滿足設(shè)計要求；方案d角度有所增加，但大狀態(tài)下霧化錐角幾乎無變化；方案e能夠一定程度增加噴霧錐角，平均增加10°左右，但仍然不能滿足設(shè)計要求，且旋流槽的減小會導致流量減?。环桨竑經(jīng)過第一輪研磨，小壓力下噴霧角度增加較多，大壓力下噴霧錐角增加較小，經(jīng)過第2輪研磨后，大壓力下噴霧錐角有所增加，已經(jīng)接近設(shè)計要求，但還是沒有達標，且該方法會導致流量有所增加。

通過上述分析，方案f增加角度的潛力最大，但會引起流量變大，而方案e也能夠一定程度增加角度，且會引起流量變小，若將二者結(jié)合起來應用，流量的變化就會相互抵消，在保證噴嘴流量不變的同時，能夠更大程度地增加角度。最終采取方案e、f兩種調(diào)試措施，將旋流槽深度由0.45mm減小至0.4mm，并用120°研磨棒研磨噴口0.05mm深度，再用90°研磨棒研磨0.05mm深度，采用該辦法調(diào)試了6件噴嘴，流量、噴霧錐角均滿足了設(shè)計要求。噴霧錐角的最終調(diào)試試驗結(jié)果見圖13。

圖13 噴霧錐角最終調(diào)試試驗結(jié)果Fig.13 Final test results of the spray angle

離心噴嘴的噴霧錐角小，表明燃油在旋流室的旋轉(zhuǎn)強度仍然不夠，必須增大燃油在徑向上的動量。調(diào)試過程中采取的多項改進措施效果均不明顯，主要是由于噴嘴結(jié)構(gòu)設(shè)計時各特性尺寸已經(jīng)調(diào)整到合適的數(shù)值，繼續(xù)調(diào)整的空間已經(jīng)不大，因此單純的改進某項特性尺寸對角度的影響很有限。單純采取研磨噴口的方法，輕度研磨基本不能改善角度，若繼續(xù)研磨，將導致研磨量過大，霧錐就會散開，不能形成圓潤霧錐，因此在研磨噴口時需要控制研磨量。最終采用了雙角度復合研磨的研磨工藝，結(jié)合減小旋流槽深的措施，達到了設(shè)計要求的噴霧錐角，但在研磨時仍然需要控制研磨深度，研磨量過大同樣會影響霧化質(zhì)量。本文試驗證明，保持兩輪研磨深度均在0.05mm左右是合適的。

4 結(jié) 論

通過某型發(fā)動機燃油噴嘴噴霧錐角調(diào)試試驗，可以得出如下結(jié)論：

（1）減小旋流槽角度、減小噴口長度、增大噴口直徑、減小旋流室長度、減小槽深均能一定程度上增大離心式噴嘴噴霧錐角；

（2）某型航空發(fā)動機燃油噴嘴采用雙角度復合研磨的研磨工藝，結(jié)合減小旋流槽深的措施，較大程度地增大了噴霧錐角，達到了設(shè)計要求；

（3）噴嘴調(diào)試中采取多項措施相結(jié)合的工藝方法，能夠更加有效地解決實際問題。

[1]甘曉華. 航空燃氣輪機燃油噴嘴技術(shù)[M].北京: 國防工業(yè)出版社, 2006.

GAN Xiaohua. Aero gas turbine fuel nozzle technology[M]. Beijing:National Defend Industry Press, 2006.

[2]王政. 關(guān)于燃氣輪機燃油噴咀的檢修及試驗[J]. 燃氣輪機技術(shù), 2001, 14(3): 48-51.

WANG Zheng. On the repair and test for fuel oil nozzle of GT[J]. Gas Turbine Technology, 2001, 14(3): 48-51.

[3]黃袖清, 陳艷芳, 鄭學著, 等. 某型發(fā)動機燃油噴嘴流量調(diào)試技術(shù)研究[J]. 中國高新技術(shù)企業(yè), 2012(30): 27-29.

HUANG Xiuqing, CHEN Yanfang, ZHENG Xuezhu, et al. Study on an aero-engine fuel nozzle flow commissioning [J]. China High Technology Enterprises, 2012(30): 27-29.

[4]黨龍飛, 顏應文, 徐榕, 等. 雙油路離心噴嘴油霧特性試驗研究[J]. 南京航空航天大學學報, 2013, 45(4): 453-460.

DANG Longfei, YAN Yingwen, XU Rong, et al. Experimental study on fuel spray characteristics of pressure-swirl atomizer[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2013, 45(4): 453-460.

[5]劉存喜, 邢雙喜, 房愛兵, 等. 雙油路離心噴嘴霧化特性試驗 [J]. 熱能動力工程，2013，28(1): 33-37.

LIU Cunxi, XING Shuangxi, FANG Aibing, et al. Experimental of the atomization characteristics of a dual-oil-line centrifugal nozzle[J]. Journal of Engineering for Thermal Energy and Power, 2013, 28(1): 33-37.

[6]陳俊, 吉洪湖, 張寶誠, 等. 雙路離心噴嘴霧化特性的試驗[J]. 航空動力學報, 2010, 25(4): 774-779.

CHEN Jun, JI Honghu, ZHANG Baocheng, et al. Experimental investigation of the atomization characteristics of a dual-line centrifugal nozzle[J]. Journal of Aerospace Power, 2010, 25(4): 774-779.

[7]杜京義, 劉宇程, 李松松,等. 電流串聯(lián)雙調(diào)壓噴嘴試驗臺測控系統(tǒng)設(shè)計[J]. 計算機測量與控制, 2015, 23(3): 1030-1033.

JU Jingyi, LIU Yucheng, LI Songsong, et al. Design of measurement and control system of nozzle test bench using current series circuit and dual mode regulator[J]. Computer Measurement & Control, 2015, 23(3): 1030-1033.

[8]韓雪嶺, 李成貴. 基于機器視覺的發(fā)動機噴嘴檢測系統(tǒng)的設(shè)計[J]. 計算機測量與控制, 2012, 20(6): 1455-1457.

HAN Xueling, LI Chenggui. Design of measuring system of engine nozzle based on machine vision[J]. Computer Measurement & Control,2012, 20(6): 1455-1457.

[9]陳俊, 張寶誠, 馬洪安,等. 某型航空發(fā)動機燃油噴嘴的試驗研究[J]. 燃氣渦輪試驗與研究, 2006, 19(3): 40-43.

CHEN Jun, ZHANG Baocheng, MA Hongan, et al. Experiment study of an aero-engine fuel nozzle[J]. Gas Turbine Experiment and Research,2006, 19(3): 40-43.

[10]伍權(quán), 徐衛(wèi)平, 白文斌. 燃油噴嘴制造技術(shù)的改進[J].機電技術(shù), 2008(1): 47-49.

WU Quan, XU Weiping, BAI Wenbin. Improvement of fuel nozzle manufacturing technology[J]. Mechanical & Electrical Technology, 2008(1):47-49.

[11]黃曉宇. 離心式噴嘴制造誤差對其霧化的影響研究[J]. 流體傳動與控制, 2014(5): 28-31.

HUANG Xiaoyu. Study of the swirl nozzle spray characteristic influence by manufacturing error[J]. Fluid Power Transmission & Control,2014(5): 28-31.

[12]劉凱, 張寶誠, 宋文超, 等.加工工藝對航空發(fā)動機燃油噴嘴性能的影響研究[J]. 航空發(fā)動機, 2008(1): 47-49.

LIU Kai, ZHANG Baocheng, SONG Wenchao, et al. Study on the influence of process technology on the performance of fuel spray nozzle of aero engine[J]. Aeroengine, 2008(1): 47-49.

[13]熊成紅, 邱丹. 雙油路離心噴嘴流量與噴霧錐角相關(guān)性研究[C]//中國航空學會. 探索創(chuàng)新交流（第二集）——第二屆中國航空學會青年科技論壇文集. 北京：航空工業(yè)出版社，2006：229-234.

XIONG Chenghong, QIU Dan. Study on the relationship between flow rate and spray angle of the double oil swirl nozzle[C]// Chinese Cociety of Aeronsutics and Astronautics. The second Chinese Aviation Institute of Youth Science and Technology Forum. Beijing：Aviation Industry Press，2006：229-234.

[14]鄭學著, 黃袖清, 陳艷芳, 等. 燃油噴嘴主要性能參數(shù)的影響因素及調(diào)試技術(shù)[J]. 航空制造技術(shù), 2014(22): 155-157.

ZHENG Xuezhu, HUANG Xiuqing, CHEN Yanfang, et al. Influencing factor and debugging technology of major performance parameter for fuel nozzle [J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2014(22):155-157.

[15]王之任. 離心式噴嘴工況理論分析[J]. 推進技術(shù)，1996,17(5): 1-8.

WANG Zhiren. Theoretical analysis for operating condition of centrifugal injector[J]. Journal of Propulsion Technology, 1996, 17(5):1-8.

[16]范作民. 離心式噴嘴的工作過程與計算[M]. 西安: 西北工業(yè)大學出版社, 1975.

FAN Zuomin. Working process and calculation of the swirl nozzle [M].Xi’an: Northwestern Polytechnical University Press, 1975.

[17]航空發(fā)動機燃油噴嘴性能試驗. HB 7667-2000[S].國防科學技術(shù)工業(yè)委員會，2000.

Performance test of aero engine fuel nozzle.HB 7667-2000[S].Commission of Science, Technology and Industry for National Defense,2000.