一种航空燃油雾化喷嘴直径比结构制造技术

本发明专利技术公开了一种航空燃油雾化喷嘴直径比结构，涉及航空喷嘴领域，包括喷嘴，喷嘴包括进油管

【技术实现步骤摘要】
一种航空燃油雾化喷嘴直径比结构


[0001]本专利技术涉及航空喷嘴领域，尤其是涉及一种航空燃油雾化喷嘴直径比结构
。

技术介绍

[0002]航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，作为飞机的心脏，不仅是飞机飞行的动力，也是促进航空事业发展的重要推动力，人类航空史上的每一次重要变革都与航空发动机的技术进步密不可分
。
[0003]在航空发动机的众多部件中，航空发动机燃油喷嘴是主燃烧室的核心部件之一，结构复杂，功能多样
。
燃油喷嘴的主要作用是能够将航空煤油进行雾化，增大燃油与空气的接触面积，提高燃烧时热与质的交换速率，加快燃烧过程，影响燃油燃烧效率与特性，降低燃烧室出口污染物的排放
。
根据结构不同，燃油喷嘴可分为直射式喷嘴
、
离心式喷嘴
、
蒸发管式喷嘴和气动雾化喷嘴等
。
[0004]离心式喷嘴的雾化锥角会受喷嘴喷口处的尺寸的影响
。
雾化锥角过大，燃油会喷到燃烧室的内筒壁上，燃烧产生的热能会造成筒壁烧蚀，从而影响整个燃烧室的正常工作，雾化锥角过小，不利于燃油雾化和燃烧，因为液滴都聚集在轴线中心附近，局部富有对燃油充分燃烧以及温度场的均匀分布会产生不利影响
。
[0005]因此，有必要提供一种航空燃油雾化喷嘴直径比结构，来解决上述问题
。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的是提供一种航空燃油雾化喷嘴直径比结构，通过改变燃油喷嘴出口的直径的大小，改变喷嘴出口中心空气柱的大小以及速度的大小，使得雾化锥角，液膜厚度等雾化特性指标发生变化，增强雾化效果
。
[0007]为实现上述目的，本专利技术提供了一种航空燃油雾化喷嘴直径比结构，所述喷嘴包括进油管
、
旋流槽
、
旋流室和喷嘴出口，所述进油管与所述旋流槽连接，所述旋流槽与所述旋流室连接，所述旋流室与所述喷嘴出口连接，所述旋流室的中轴线处形成空气柱，所述喷嘴出口为平直段；
[0008]液体由所述旋流槽进入所述旋流室进行加压，所述喷嘴出口喷出，同时具有轴向速度和切向速度，液体两侧外边缘形成雾化锥角，通过改变燃所述喷嘴出口的直径的大小，改变所述喷嘴出口中心空气柱的大小以及速度的大小，所述旋流室的直径与所述喷嘴出口的直径之比设置为
2.5。
[0009]优选的，液体旋转的强度越大，切向速度与轴向速度之比越大，雾化锥角越大，利用旋转液体的平衡条件，选取半径为
r
的一块微元液流，厚度为
dr
；所述喷嘴出口处射线与所述喷嘴的轴线之间呈正切结构，等于切向速度与轴向速度之比：
[0010][0011]其中，
v
u
表示切向速度，
v
a
表示轴向速度；
[0012]动量矩保持定值，按照伯努利方程：
[0013][0014]其中，
P
为喷嘴内压力，
v
为流体速度，
ρ
为燃油密度，
h
为液面高度；
[0015]令
h
Bx
＝
h
，引入常量：
[0016][0017]得：
[0018][0019]r
＝0，由动量矩保持定值，液体速度无穷大，压力为无限大的负值，实际上压力的最小值为出口环境压力，喷嘴中心不会充满液体，而是会形成空气芯
。
[0020]优选的，旋流室的直径与喷嘴出口的直径之比小于
2.5
，喷嘴出口的直径的增大扩大了旋流室内的空气柱，液体速度降低，其中轴向速度所受影响大于切向速度所受影响；
[0021]旋流室的直径与喷嘴出口的直径之比大于
2.5
，不同截面上速度分布均呈中心大边缘小结构，塔壁面气液扰动平稳，塔内中心轴线上气液扰动剧烈；
[0022]旋流室的直径与喷嘴出口的直径之比等于
2.5
，喷嘴中心速度最大，气液扰动最剧烈，雾化锥角最大，出口处液膜厚度最小
。
[0023]优选的，使用基于
Fluent
仿真技术模拟航空燃油雾化过程，计算过程如下：
[0024]S1
：建立喷嘴的三维几何模型；
[0025]S2
：采用
realizable k
‑
ε
湍流模型对喷嘴雾化过程进行模拟分析；
[0026]S3
：对雾化过程涉及到的气体和燃油的物性参数进行选取和确定；
[0027]S4
：使用显式
VOF
模型，将空气设置为第一相，燃油作为第二相，并设置两相之间表面张力，模拟喷嘴内部燃油流动；
[0028]S5
：选择跟踪离散相频率以及破碎和碰撞模型；
[0029]S6
：开启
Vof
‑
to
‑
dpm
模型转换，将符合条件的根据等效直径和非球形度两种转化标准，将一次破碎产生的形状不规则的液体团块转化为球形液滴，离散的液滴群由离散相模型
DPM
处理，实现雾化破碎过程的数值模拟；
[0030]S7
：边界条件设置：设置入口压力为
1Mpa
，为实际发动机燃油喷射压力，并将壁面设置为非滑移壁面；
[0031]S8
：计算方法：压力速度耦合方法选择
PISO
，其余差值选择二阶迎风格式；
[0032]S9
：计算结果后处理：得到燃油雾化过程中液膜
、
液滴的变化
、
燃油雾化锥角的变化
、
燃油速度分布和液滴粒径分布规律；
[0033]S10
：结果分析和机理揭示：对燃油雾化过程进行分析，对不同参数影响下的雾化结果进行分析，获得燃油雾化规律，得到雾化效果最优的喷嘴构型
。
[0034]因此，本专利技术采用上述一种航空燃油雾化喷嘴直径比结构，具备以下有益效果：
[0035](1)
本专利技术通过改变燃油喷嘴出口的直径的大小，改变喷嘴出口中心空气柱的大
小以及速度的大小，使得雾化锥角，液膜厚度等雾化特性指标发生变化，增强雾化效果
。
[0036](2)
本专利技术加快化学反应速率，提高燃烧效率，从而减少燃烧室出口污染物的排放
。
[0037]下面通过附图和实施例，对本专利技术的技术方案做进一步的详细描述
。
附图说明
[0038]图1是本专利技术一种航空燃油雾化喷嘴直径比结构的结构图；
[0039]图2是本专利技术一种航空燃油雾化喷嘴直径比结构的喷嘴结构径向剖面图；
[0040]图3是本专利技术一种航空燃油雾化喷嘴直径比结构的喷嘴结构轴向剖面图；
[0041]图4是本专利技术一种航空燃本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种航空燃油雾化喷嘴直径比结构，其特征在于：包括喷嘴，所述喷嘴包括进油管
、
旋流槽
、
旋流室和喷嘴出口，所述进油管与所述旋流槽连接，所述旋流槽与所述旋流室连接，所述旋流室与所述喷嘴出口连接，所述旋流室的中轴线处形成空气柱，所述喷嘴出口为平直段；液体由所述旋流槽进入所述旋流室进行加压，所述喷嘴出口喷出，同时具有轴向速度和切向速度，液体两侧外边缘形成雾化锥角，通过改变燃所述喷嘴出口的直径的大小，改变所述喷嘴出口中心空气柱的大小以及速度的大小，所述旋流室的直径与所述喷嘴出口的直径之比设置为
2.5。2.
根据权利要求1所述的一种航空燃油雾化喷嘴直径比结构，其特征在于：液体旋转的强度越大，切向速度与轴向速度之比越大，雾化锥角越大，利用旋转液体的平衡条件，选取半径为
r
的一块微元液流，厚度为
dr
；所述喷嘴出口处射线与所述喷嘴的轴线之间呈正切结构，等于切向速度与轴向速度之比：其中，
v
u
表示切向速度，
v
a
表示轴向速度；动量矩保持定值，按照伯努利方程：其中，
P
为喷嘴内压力，
v
为流体速度，
ρ
为燃油密度，
h
为液面高度；令
h
Bx
＝
h
，引入常量：得：
r
＝0，由动量矩保持定值，液体速度无穷大，压力为无限大的负值，实际上压力的最小值为出口环境压力，喷嘴中心不会充满液体，而是会形成空气芯
。3.
根据权利要求2所述的一种航空燃油雾化喷嘴直径比结构，其特征在于：旋流室的直径与喷嘴出口的直径之比小于
2.5
，喷嘴出口的直径的增大扩大了旋流室内的空气柱，液体速度降低，其中轴向速度所受影响大于切向速度所受影响；旋流室的直径与喷嘴出口的直径之比大于
2.5
，不同截面上速度分布均呈中心大边缘小结构，塔壁面气液扰动平稳，塔内中...

【专利技术属性】
技术研发人员：丁清苗，崔艳雨，赵芳，熊长洪，李海龙，
申请(专利权)人：中国民航大学，
类型：发明
国别省市：