李艷軍，常鴻雯，薛洪科，于曉春，吉海云

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽110015）

射流裝置降溫性能評估及敏感性分析

李艷軍，常鴻雯，薛洪科，于曉春，吉海云

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽110015）

為了研究射流預冷噴射裝置方案的降溫性能及敏感性，以渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機（TBCC）射流預冷技術為研究對象，提出由低流阻翼型結構的噴桿和霧化噴嘴組成的射流預冷噴射裝置方案。利用FLU EN T軟件對射流預冷噴射裝置方案進行了數(shù)值模擬，獲得該裝置在不同噴嘴布局下的流場特性，以流場均勻性、阻塞比、壓力損失、溫降等性能指標評選最優(yōu)方案。經(jīng)過初步分析，蒸發(fā)距離、氣體來流溫度、液滴粒徑和噴射流量會對蒸發(fā)過程產(chǎn)生影響，因此采用D O E結合數(shù)值模擬計算，對各影響因素對降溫量和蒸發(fā)量進行敏感性評估。分析結果表明：噴射后的溫降情況受射流流量、氣體來流溫度和蒸發(fā)距離的影響明顯，分別約為65%、20.4%和1.3%；受液滴粒徑的影響不明顯，約為0.21%。在后期的試驗過程中，應充分考慮噴射流量、氣體來流溫度和蒸發(fā)距離對溫降的影響。

射流預冷；噴射裝置；流場；數(shù)值模擬；蒸發(fā)；敏感性

0 引言

為滿足國內(nèi)對高空、高速推進動力系統(tǒng)的迫切需要，在成熟的渦輪發(fā)動機基礎上進行性能升級，使飛行器達到更高的飛行馬赫數(shù)，需要開展渦輪沖壓發(fā)動機研制。渦輪沖壓發(fā)動機（簡稱TBCC）是將渦扇發(fā)動機和沖壓發(fā)動機組合起來使用，充分發(fā)揮二者的各自性能，提升工作包線。TBCC可使高速飛行器在亞聲速、超聲速和高超聲速條件下都能獲得良好的推進性能。使飛行器不僅具備可重復使用性，降低使用成本，還能極大拓展飛行范圍，使其擁有更強的活動能力[1-7]。

射流預冷技術是指在常規(guī)渦輪發(fā)動機進口前加裝射流裝置，氣體來流經(jīng)過噴射裝置后，與冷卻介質(zhì)相互摻混，通過介質(zhì)的蒸發(fā)冷卻進氣道內(nèi)的高溫氣流，使發(fā)動機進口前的氣流溫度滿足常規(guī)發(fā)動機進氣要求，從而使發(fā)動機在高空高馬赫數(shù)下工作。同時，通過降低氣流溫度，增加了氣流密度，氣流流量增加，提升發(fā)動機推力，擴大發(fā)動機的工作包線[8]。

本文利用FLUENT軟件對射流預冷噴射裝置的不同布局進行數(shù)值模擬[9-15]，通過流場特性評估噴射裝置布局的最優(yōu)方案，并采用DOE對蒸發(fā)影響因子進行敏感性分析。

1 射流預冷裝置數(shù)理模型

1.1 射流預冷裝置設計點選取

將飛行器的飛行任務方案設定Ma=3.5，即取Ma=3.5、飛行高度H=23 km為設計點。噴水裝置噴水流量W=0.17 kg/s，水溫T=300 K。

1.2 射流預冷噴射方案

為滿足發(fā)動機入口進氣截面流場均勻性、射流段壓力損失、噴射裝置噴射截面阻塞比、射流段溫度降等要求，按噴嘴布局形式提出5種噴射方案，如圖1所示。

1.3 仿真模型的建立

射流預冷試驗裝置由冷卻水噴射裝置和蒸發(fā)段組成。大氣進入射流段，經(jīng)過噴射裝置與冷卻水摻混后，滿足發(fā)動機進氣要求。通過對某發(fā)動機進氣道進行分析，利用UG建立射流段簡化模型。方案4簡化模型如圖2所示。

1.4 網(wǎng)格化分和邊界條件

1.4.1 網(wǎng)格化分

利用IETM軟件對簡化模型進行網(wǎng)格劃分，采用非結構化網(wǎng)格，并在噴射裝置附近進行網(wǎng)格加密，網(wǎng)格單元總數(shù)約為125萬個，網(wǎng)格扭曲度均小于0.85，射流段局部網(wǎng)格模型如圖3所示。

1.4.2 邊界條件

利用FLUENT軟件對不同方案進行流場計算，求解設置采用文獻[16]中的κ-ε湍流模型、組分輸運模型和離散項模型。在INJECTION模塊中，選用solid-cone噴嘴類型，粒徑分布選擇Rosin-Rammler分布。

入口采用質(zhì)量入口邊界條件，出口采用壓力出口邊界條件。

2 仿真結果及分析

采用FLUENT軟件對5種方案進行數(shù)值模擬，通過流場均勻性、阻塞比、壓力損失、溫度降等性能指標來評選最優(yōu)方案。

2.1 進、出口指標分析

5種方案的阻塞比、壓力損失、溫度降計算結果見表1。從表中可見，方案5的溫降最大，壓力損失??；方案3的阻塞比和壓力損失最小，但溫降一般。

表1 射流段進、出口性能指標

2.2 溫度場分析

5種方案射流段內(nèi)總溫如圖4所示，從圖中可見，各方案氣體來流在經(jīng)過噴射裝置后，氣體來流總溫均發(fā)生顯著變化，隨著霧化液滴不斷蒸發(fā)，溫度沿程逐漸降低，溫度分布也更均勻。

各方案出口總溫分布如圖5所示。從圖中可見，各方案出口流場分布明顯不同，與噴射裝置的結構形式密切相關。方案1噴嘴分布幾乎覆蓋整個噴射截面，氣體來流與噴射液滴充分摻混，出口截面總溫分布更均勻；方案2噴嘴布局形式與方案1大體一致，只是左右兩側無噴嘴空間相對較大，導致兩側氣體來流與噴射液滴接觸面積小，氣體來流溫度偏高，但其噴射范圍較大，在低溫核心區(qū)比較明顯；方案3采用“十字”布局形式，“十字”區(qū)域內(nèi)氣體來流與噴射液滴充分接觸，溫度降低明顯，外部邊緣氣體來流與噴射液滴接觸面積小，溫度相對偏高；方案4、5分別采用“三角形”和“環(huán)形”布局形式，降溫原理與方案3的類似。

2.3 壓力場分析

各方案在設計點下的出口壓力場如圖6所示。從圖中可見，方案1、2的噴嘴布局相對更均衡，噴射裝置核心區(qū)相對較大，壓力分布更均勻；方案3、4、5的噴嘴分別采用“十字”、“三角形”和“環(huán)形”布局，噴嘴布局相對不均衡，導致噴射核心區(qū)、結構內(nèi)腔和外腔壓力分布不均勻。

2.4 溫降速率分析

5種方案溫降速率如圖7所示。從圖中可見，方案1的溫降速率最大，其他依次為方案2、5、4、3。

3 蒸發(fā)敏感性分析

在來流流量、射流段長度及直徑一定的情況下，經(jīng)過初步分析，蒸發(fā)距離、氣體來流溫度、液滴粒徑和噴射流量會對蒸發(fā)過程產(chǎn)生影響，因此采用DOE結合仿真計算，以確定各因素對溫降和蒸發(fā)量進行敏感性評估。

3.1 敏感性評估方案

只考慮蒸發(fā)距離、氣體來流溫度、液滴粒徑和噴射流量4個影響因子，根據(jù)DOE試驗要求，需進行24＝16次試驗可以分析出彼此關系，考慮到非線性模型的可能，加入中心點作為另外1個試驗點，共需17次計算。各影響因子的上、下限值見表2。

表2 影響因子及響應參數(shù)

3.2 敏感性試驗結果

2.4 術后生活質(zhì)量比較 兩組患者在排便頻率、排便緊迫感、排便困難及肛門功能滿意度等方面，組間差異均無統(tǒng)計學意義（P＞0.05）。見表4。

根據(jù)DOE試驗要求，利用FLUENT對17個狀態(tài)點進行仿真計算，計算結果見表3。

表3 敏感性試驗結果

3.3 敏感性分析

3.3.1 模型擬合分析

溫降與射流流量、液滴粒徑、氣體來流溫度和蒸發(fā)距離的擬合情況見表4。從P項分析結果可知，各影響因子對溫降的影響顯著；殘差S和R-Sq結果表明殘差可接受，因子擬合程度高。

表4 溫降與影響因子的擬合分析

溫降與影響因子的殘差分析如圖8所示。從圖中可見，彎曲的P項值表明無顯著彎曲現(xiàn)象。因此，此模型可用來分析各因子對溫降的敏感度。

3.3.2 敏感性分析

溫降與影響因子的主效應如圖9所示。從圖中可見，溫降與射流流量、氣體來流溫度和蒸發(fā)距離強相關，與射流流量、氣體來流溫度和蒸發(fā)距離正相關，射流流量越大，氣體來流溫度越高，蒸發(fā)距離越長，溫降越大；與液滴粒徑負相關，液滴粒徑越小，溫降越大。

各影響因子的敏感度參數(shù)見表5。經(jīng)過分析計算，表中列出各影響因子的主作用和交互作用的敏感度。從表中可知，噴射后的溫降受射流流量、氣體來流溫度和蒸發(fā)距離的影響明顯，超過85%；溫降受射流流量和氣體來流溫度的交互影響明顯，約為12%；溫降受粒徑的影響不明顯，為0.21%。

表5 各影響因子的敏感度參數(shù)

4 結論

通過對TBCC射流預冷噴射裝置方案降溫性能及敏感性分析，初步得出如下結論：

（1）在噴射裝置方案降溫性能計算中，5種方案的壓力損失都較小，不超過2%；從溫降角度看，方案5、2、4具有較大的降溫量。

（2）從溫度場的均勻情況看，方案1的出口溫度場均勻性最好；方案2的出口低溫核心區(qū)明顯，只是噴射裝置兩側降溫效果不明顯；方案5的出口溫度場相對方案3、4的要好一些。

（3）從壓力場的均勻情況看，方案1、2的出口壓力場分布更均勻，只是靠近壁面處壓力分布不均勻；方案5、3、4的出口壓力分布較差。

（4）若考慮阻塞比和壓力損失，建議采用方案3、5和4；若考慮溫降，建議采用方案5、2和4；若考慮出口流場的均勻性，建議采用方案1、2和5。

（5）從敏感性分析中可知，液滴粒徑為30～70 um，射流流量、氣體來流溫度和蒸發(fā)距離對溫降有顯著影響，可在后期設計中調(diào)整這些影響因子，達到最佳的試驗要求。

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Sensibility Analysis and Evaluation of Cooling Performance on Injection Device

LI Yan-Jun,CHANG Hong-wen,XUE Hong-ke,YU Xiao-chun,JI Hai-yun
（AECC Shenyang Engine Research Institute,Shenyang 110015,China）

In order to investigate the sensibility analysis and evaluation of cooling performance on injection device,taking the mass injection and pre-compressor cooling technique of Turbo-Based Combined Cycle （TBCC）as research object,the scheme of injection device of injection pre-compressor cooling experiment which consists of spray bar with low flow resistance airfoil structure and atomizing nozzle was proposed.Numerical simulation of the scheme was performed,and the flow field properties with different nozzles layout were obtained.The optimal scheme was determined according to some performance indexes,such as the uniformity of flow field,the blocking ratio,the loss of pressure and the reduction of temperature and so on.The result was analyzed initially,and the influence on evaporation process was verified by the distance of evaporation,the temperature of airflow,the diameter of droplet and the rate of injection flow.Therefore,DOE united with simulation calculation was used to assess sensitivity of every impact factor on temperature decreasing and evaporation capacity.The results show that the effects of the rate of injection flow,the temperature of airflow and the distance of evaporation on the reduction of temperature are obvious,about 65%,20.4%and 1.3%，and the effect of the diameter of droplet on the reduction of temperature is little,about 0.21%.In the experiment process of later stage,the rate of injection flow,the temperature of airflow and the distance of evaporation should be fully considerated.

mass injection and pre-compressor cooling;injection device;flow field;numerical simulation;evaporation;sensibility

V 241.06

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.01.015

2016-06-27 基金項目：國家重大基礎研究項目資助

李艷軍（1987），男，碩士，工程師，主要從事設備設計與支持研究工作；E-mail:hityjli@163.com。

李艷軍，常鴻雯，薛洪科,等.射流裝置降溫性能評估及敏感性分析[J].航空發(fā)動機，2017，43（1）：85-90.LIYanjun,CHANGHongwen,XUEHongke,etal.Sensibilityanalysisandevaluationofcoolingperformanceoninjectiondevice[J].Aeroengine，2017，43（1）：85-90.

(編輯：張寶玲)