文摘

多级式旋转旋转通常采用分段燃烧和多个点燃料供应,具有高效率和低排放的优点。然而,高进气温度升高将导致自氧化和燃料炼焦。多个燃料电路共同冷却技术通过使用不同飞行条件下是一种有效的测量的热保护喷嘴。但是复杂的燃料电路配置不可避免地增加了燃油喷射流阻。提出了一个实验性的调查三极旋转旋转喷嘴的流阻,涉及不同的影响因素对总压损失和摩擦系数在喷嘴燃料电路。因素包括燃料的速度 ,入口温度 ,和入口雷诺数 。结果表明,复杂的fuel-cooled结构的流阻试验电路比最主要的燃料。与此同时,摩擦系数之间的相关性实证和入口雷诺数已经安装,可以为工程设计的参考。

1。介绍

随着越来越多的航空发动机的性能需求,thrust-to-weight ( )比先进的航空涡轮机引擎往往更高。为了进一步提高 比的发动机,最可能的方法是提高压缩机的压力比和燃烧室的温度上升。压缩机的压力比的增加会增加燃烧室的进气温度,从而使燃料燃油喷嘴内自然氧化和矿床的形成。燃料自氧化和矿床的形成可以减少燃油喷嘴的生活(1显著)。例如,燃烧室进气温度增加到1000 K的先进高 比(16 ~ 20)发动机(2),而jp - 8燃料被发现开始autoxidize存款从423 K和格式3]。壁温的增加T700发动机燃油喷嘴从450 K到480 K将大幅减少喷嘴寿命从1000小时20个小时4]。为了避免炼焦的口供,减少燃料的电路表面和流动阻力的增加,使强对流动特性的影响,热保护是必不可少的,以确保操作的燃料喷嘴。

高效率和低排放燃烧室的主要需求开发先进的效果。了燃烧的技术来实现高效率和低排放5]。在燃烧,火焰通常形成燃烧室内部的两个阶段:引燃火焰和主火焰。飞行员火焰引入了少量的燃料稳定整个燃烧区;主火焰引燃火焰和携带最稳定的燃烧室的燃烧和热释。上演了燃烧室可分为径向燃烧和轴向分段燃烧,燃烧室结构和燃烧的组织是不同的。通用航空发展的双环状预拌旋流器燃烧室(水龙头),这是一种轴向分段燃烧(图的代表1)。采用多点燃油喷射实现低排放燃烧。水龙头生产两个coannular引燃火焰和主火焰漩涡流,分别。图2介绍了燃油喷嘴阀门的结构。安装一个压力雾化喷射器的中心旋转杯引燃火焰的阶段。火焰的喷油器主要阶段由一个气旋和腔由离散横向飞机燃料注入。飞行员旋转(s)与主旋转射流(s)适当分离的阶梯高度提供热环境要求满足燃烧室的关键设计需求(6]。

如今,有许多典型的热保护的方法,例如,增加燃料的速度在低速区(9[],采用油冷却结构7),设计空气间隙(10,11),并使用燃料上瘾(12]。但每种方法都有自己的缺点,只有一种热保护措施不能满足要求。虽然水龙头喷射器可以获得更好的燃烧性能比传统燃料喷嘴,很难实现传统的热保护方法由于复杂的结构。水龙头使用“冷”燃料通道冷却燃料通道(“热”7,13,14]。通过使用燃料的散热器,该方法可以提供良好的热防护性能,特别是在低流动条件(15]。然而,燃料冷却结构multicircuit,会带来很多问题,如燃料速度增加,流程复杂,和流动方向发生了变化,这将增加流动阻力(16]。现在,没有很多发表的文献集中在流阻特性。因此,流动阻力的试验研究典型燃料喷嘴共同冷却结构的三极旋转旋转燃烧室,和复杂的流阻特性的燃料冷却结构分析提供技术参考和支持先进的燃料供给系统设计和燃料喷射热保护低排放燃烧室的结构设计。

2。物理模型

2.1。测试模型

如图3,测试注射器包含两级轴旋转射流在飞行员和单程径向旋转射流主要混合器。沿着燃料流动通道后,两个主要燃料和飞行员燃料分为两条路径和流入捕获环。二十平原沿主要旋转射流孔喷油器径向延伸。飞行员沿着环形燃料主要电路电路包围,比前面的喷嘴。飞行员路径采用离心喷嘴位于环形中心(图4)。

两个主要的测试部分和飞行员燃料路径分别处理。试样的主要燃料路径包括燃料入口管、汽缸核心和壳。燃料路径形成的干涉配合的外壳和核心,以确保密封(图5)。燃料进入路径入口管(图中①4)。缸芯有槽的燃料抓环路径(③和④图4)。周围的孔圆柱环以上住房在图对应的20个普通注射器4。

试点测试部分的设计类似于主,开槽形成的燃料路径方法(图6⑤、⑥)。②燃料入口,离心喷嘴的出口是以上住房。燃料路径的数据的数量5和6对应于数字图4。

2.2。测试用例

采用中国RP-3燃料在目前的研究。RP-3燃料的密度和粘度受温度的影响。公式的燃料密度和粘度系数与温度安装摘要:

实验系统的出口压力是环境压力,表中列出的操作条件1,入口速度的范围已覆盖了所有典型的飞行条件。

3所示。实验方法

3.1。实验系统

如数据所示7和8实验系统包括fuFel供应系统,加热系统,测试部分,和测量系统。齿轮泵可以提供最大14.7 MPa燃油压力,燃料通过过滤器(10μ米)和监管机构和阀用于调节流量。加热系统,可以控制的权力温度计1和2之间的区别。飞行员燃料流量较小的电路,晶闸管(可控硅)供热系统的采用,电压和电流的范围是0 ~ 30 V和0 ~ 300 A,分别。主要燃料回路的流量较高,油浴炉的工作温度可以调节采用20°C到300°C。加热部分是由铝硅酸盐纤维绝缘覆盖层的导热系数低于0.17 W / (m·K)。被加热后,燃料进入测试区,电子秤可以记录质量流量的增加单位时间获得能源的速度收集的频率几乎是2赫兹。

3.2。测量系统

3.2.1之上。测量实验系统的点的位置

如图7精密压力表位于上游的测试区,压力传感器和压差传感器排列在测试区,和工作范围的准确性和压力测量设备如表所示2。采用k热电偶获得的温度测试系统;电子秤的准确性是0.1克。

3.2.2。测量点位置在测试部分

在测试部分,主要燃料电路有8测量沿着路径点,位于喷嘴入口和双方的环形燃料路径,分别。飞行员电路9点测量,位于路径入口,双方的戒指,和燃料融合部分(图9)。压力点2,3,4是两个对称的平均值( )。压力传感器位于主电路和飞行员燃料,每一个点和压差传感器位于不同的点之间。

3.2.3。通量校正

有一个功能之间的关系燃料供应和质量流量的压力差异,可用于校准实验期间燃料质量流率。实验中有4个校准电路和7次飞行员主要燃料。校准的结果被显示在图10。这是燃料质量流量的经验相关性和燃油压力差异 ,由最小二乘法拟合应用程序: 在哪里(公斤/ s)是燃料质量流率和是燃料注入器进口和出口之间的压力差。

实验参数的比较和拟合公式如图所示11;拟合公式的平均误差低于1%,这意味着该方法控制质量流量和速度的压力是可靠的。

4所示。数据分析

燃料入口速度计算校准质量流量和燃料密度: 在哪里是燃料入口速度,是燃料密度,然后呢是燃料路径区域。

总压力损失被定义为第一个和最后一个的总压差测量的观点: 在哪里总压力损失,进口总压,是出口环境的压力。

总压损失系数被定义为 在哪里总压损失系数,进口总压,是出口环境的压力。

摩擦系数被定义为 在哪里摩擦系数,进口总压和吗是出口环境的压力,是燃料密度,然后呢是燃料入口速度。

表3给出了测量的不确定性和数量在实验中派生而来。

5。结果与讨论

5.1。结果的主要路径

5.1.1。压力分布

图12介绍了压力分布的主要燃料路径不同燃料入口温度和入口速度 。如图,压力逐渐降低的主要燃料路径为每个进气温度和进气速度。相同的温度,压力的绝对值的路径与入口速度显著增加。事实上,最大压力损失之间存在测量分1和2,半径的路径已经改变了。

5.1.2中。总压力损失

流阻损失包括沿着道路阻力损失和局部阻力损失。根据边界层理论在湍流管流17),随着速度的增加,粘性子层变薄导致摩擦阻力的增加,阻力沿流动方向。同时,流动方向的结构变化,可变截面,和分流的主要路径,从而导致局部阻力损失的增加,将导致总压力损失增长的主要燃料路径。根据经验估计,沿着道路阻力损失几乎占30%的总压损失。压力损失的最重要的因素的主要路径是复杂结构的流动路径。总压力损失的变化与燃料入口速度在不同的温度,如图13。它呈现线性关系的总压力损失和入口速度广场主要路径相同的入口温度,满足一般法律甚至在燃油喷射与复杂的电路结构。当进气温度对压力损失的影响是微不足道的入口速度相同的图。

5.1.3。总压损失系数和摩擦系数

从图14可以看到总压损失系数的变化与进气雷诺数电路主要燃料。一般来说,总压损失系数与雷诺数的增加略有减少相应的燃油温度,而且它几乎保持不变的雷诺数为0.0055比10000年高。

根据经典的尼古拉斯流体实验粗糙管(18),相对粗糙度的直管 ,摩擦系数往往是独立的入口时的雷诺数 这意味着完全湍流的流动机制。如前所述在一些研究[19),混合流将加强和流动将更加动荡的流体流经变量的边界形状。与相对直管相比,流动的复杂结构将进入完全湍流政权雷诺数较低。例如,压力损失closed-coupled配件一直在研究论文(20.];这表明当地的摩擦系数与雷诺数无关 在测试管道。测试喷嘴具有复杂结构的主要路径,摩擦系数的变化曲线如图15;摩擦系数主要燃料路径与发达雷诺数减少低于12000 ( )。然后,摩擦系数趋于常数为6.1雷诺数大于12000 ( ),和主要燃料流量在这个结构是在完全混乱的政权。此外,总压损失系数和摩擦系数的主要燃料路径的增加略有减少进口燃料温度。

5.2。结果飞行员路径

5.2.1。压力分布

图16显示了飞行员的压力分布燃料路径在不同燃料入口温度和入口速度 ,这是类似于路径的主要燃料。因此,压力沿着飞行员路径逐步减少在同一条件。此外,压力的绝对值显著提升随着入口速度的增加。最高压力损失出现在分流区域和收敛流区域。

5.2.2。总压力损失

总压强的变化主要和飞行员路径(图是相似的17)。对于特定的温度,总压力损失随着入口速度而增长。与主路径相比,飞行员燃料路径的结构更为复杂,而且有更多的流向改变试验电路的局部压力损失较大;在相同的入口速度,他们的总压力损失几乎是5到6倍的主要路径。根据经验估计,局部压力损失占近80%的总压力损失试验电路的燃料。

从图17总压力损失和入口速度平方呈现线性关系。与主要的燃料路径相比,温度对总压损失的影响增强在同一入口速度。更高的温度会改变燃料性能和降低燃料粘度,所以总压力损失的斜率的广场入口流量略有减少。然而,压力损失的总体趋势在飞行员路径仍然满足实验条件下的一般规律。

5.2.3。总压损失系数和摩擦系数

在图18总压损失系数的变化在不同的温度是合理和入口雷诺数。总压损失系数强烈随雷诺数低于10000 ( )。对雷诺数 ,总压损失系数趋于一个常数为0.025。

图19表明,摩擦系数随进气雷诺数;对进气雷诺数 ,强烈的摩擦系数会随着雷诺数的增加。然后,雷诺数增加超过10000后,摩擦系数降低,保持一个恒定的值,这意味着完全湍流的流动机制。总压损失系数和摩擦因素的飞行员路径更大比的主要路径,因为飞行员的更复杂的电路结构大大提高了局部阻力损失。对不同燃料入口温度,总压损失系数和摩擦因素飞行员路径接近在相同雷诺数不变。

5.3。经验关联

在目前的调查,在调查了喷射器的结构方面,总压力损失的经验相关性分数与雷诺数的主要和飞行员燃料路径摩擦系数对不同雷诺数已经开发使用最小二乘法。主路径摩擦系数之间的函数关系,入口雷诺数来自多项式,也就是说, 在哪里摩擦系数和是入口雷诺数。

与相关测量数据的比较图20(一个),平均数据错误的价值低于5%,和图(21日)清楚地描述相关的相对误差。

这是经验的摩擦系数与雷诺数之间的相关性试验燃料路径,在指数分布。 在哪里摩擦系数和是入口雷诺数。

结果的相关性如图20 (b)和图21 (b),平均数据错误的价值飞行员燃料路径是低于5%。

6。结论

本文基于一个典型的三极旋转旋转,主要的阻力特性实验和飞行员路径流量已经实现。这项工作研究不同入口速度和温度的影响调查燃料电路系统。此外,实证摩擦系数之间的相关性和进气雷诺数和良好的协议。主要研究结果如下:(1)局部阻力损失占主导地位的两个主要燃料路径和飞行员燃料路径。由于飞行员燃料的复杂的配置电路,试验油冷却结构设计将强烈增加局部阻力损失。他们的流阻损失超过4倍的主要燃料路径在同一雷诺数。因此,在喷嘴结构设计的主要观点是减少局部阻力损失,和整个油路的总压力损失将减少(2)主要燃料的电路、最高压力损失发生在分流;飞行员燃料电路、最高压力损失出现在分流区域和收敛流区域(3)目前研究的研究条件下,进气温度有轻微影响总压力损失在不同的速度。在主要和飞行员燃料电路,总压力损失呈现指数增长的进口速度和线性增长与入口速度的平方(4)总压损失系数和摩擦系数降低进气雷诺数升高。主要燃料路径的总压损失系数几乎保持不变雷诺数为0.0055,高于10000年,和摩擦系数趋于常数6.1雷诺数大于12000。对飞行员燃料路径,总压力损失约0.025,和摩擦系数几乎是29雷诺数大于10000

命名法

IHPTET:	集成高性能涡轮技术项目
ECCP:	清洁燃烧室实验程序
PRTP:	污染减排技术项目
水龙头:	双环状预拌旋流器
通用电气:	通用电气(General Electric)
:	密度的燃料(公斤/米3)
:	粘性系数(m2/秒)
:	质量流量的燃料(公斤/ s)
:	燃料供应的压力差(MPa)
:	测点的压力(MPa)
:	进口velosity燃料(米/秒)
:	测点的总压强(MPa)
:	总压力损失(MPa)
:	总压损失系数
:	摩擦系数
再保险:	雷诺数
:	入口温度的燃料(K)。

数据可用性

所有生成的数据或分析在本研究中包括这篇文章。

的利益冲突

我们声明我们没有金融和个人关系与他人或组织不当会影响我们的工作;没有专业或其他任何性质的个人利益或在任何产品,服务,和/或公司可能被视为影响的位置,或审查,手稿。

确认

这项工作得到了国家科技重大项目(2017 -病- 0008 - 0034)。