微通道傳熱用于火焰筒壁面冷卻的性能

苗輝

微通道傳熱用于火焰筒壁面冷卻的性能

苗輝

(中航空天發動機研究院有限公司，北京100028)

對微通道傳熱應用于航空發動機火焰筒冷卻進行了探索。構造了簡單微通道模型，其上下平面分別代表火焰筒內外壁面；用工程方法計算火焰筒壁面的熱環境作為計算模型的邊界條件，以Fluent為工具模擬微通道換熱結構的冷卻性能；涉及兩種長徑比(20，40)和三種火焰筒壓降(2.0%，2.5%，3.0%)。結果表明，含有微通道換熱結構的火焰筒，能以較少的冷卻氣量維持較低的壁面溫度；冷卻氣流吸熱后升溫明顯，冷量利用率可達40%；冷卻氣量受長徑比影響顯著，受火焰筒壓降影響不大；火焰筒壁面沿流向的溫度梯度非常大。

航空發動機；燃燒室；微通道傳熱；火焰筒冷卻

1 引言

未來先進航空發動機要求進一步提高總壓比和渦輪前溫度，將會導致燃燒室的熱負荷劇增，冷卻氣量和冷卻氣的冷卻能力同時被降低。為保證火焰筒的壽命和可靠性，發展高效的冷卻技術至關重要。

早期實用機型采用單層火焰筒壁面冷卻結構，如以F404、F110等為代表的氣膜冷卻，以GE90為代表的全發散氣膜冷卻[1]，及被稱為準發汗冷卻的層板結構[2]等。

為提高冷卻性能，復合冷卻技術在航空發動機上得到應用，如對流/氣膜、對流/發散等對流類復合冷卻技術[3]，和沖擊/氣膜、沖擊/發散等沖擊類復合冷卻技術[4～6]。然而，現有主流冷卻方式對冷量的利用率不高。傳統氣膜冷卻的有效換熱面積小，冷量利用率僅5%左右[7]；對流/氣膜和對流/發散是在氣膜冷卻的基礎上增加背側對流換熱，但對流換熱的強度不大；沖擊/氣膜和沖擊/發散的有效換熱面積增加得不多。故這些復合冷卻方式均不能使冷卻氣流有效升溫，對冷量的利用率不高。如何使冷卻氣在形成氣膜之前吸收壁面溫度而顯著升溫，充分利用其冷卻潛力，是進一步降低冷卻氣量的關鍵。

微通道換熱結構(圖1)具有換熱能力強、結構尺寸小、重量輕等特點，被廣泛應用于高能流密度的熱量傳輸[8]，如超大規模集成電路板冷卻等。

圖1 微通道換熱結構示意圖Fig.1 Schematic illustration of mini-channel heat sink

在美國高效節能發動機(E3)計劃中，P&W公司曾提出的以浮動瓦塊為基礎的逆向平行流翅片壁技術(FINWALL)[7]，就是以微通道換熱技術冷卻火焰筒壁面。冷卻氣先在冷熱壁面之間的微尺度密集小孔內對流冷卻，然后流到熱側表面進行氣膜冷卻[9]。冷卻通道采用電化學方法加工，特征尺寸0.9 mm，最長57.0 mm。經試驗驗證，其循環壽命達20 000 h。

按傳熱模式劃分，微通道換熱結構火焰筒結構屬于對流/氣膜冷卻，但更強調換熱通道的尺寸效應以強化傳熱效果。特征尺寸在1.0 mm以下的通道就可以被稱作微通道[10]。

國內對于對流/氣膜冷卻技術的研究，還限定在橫向肋[11]、擾流柱[12]、凸片[13]等強化槽縫對流換熱，尚無對微通道火焰筒技術的相關研究。本文采用數值模擬的方法，構造微通道火焰筒壁面，模擬實際燃燒室工作條件，研究換熱結構的冷卻效果，考察微通道強化傳熱技術用于火焰筒冷卻的性能特點。

2 計算模型和參數選擇

2.1應用環境設定

以推重比10一級發動機燃燒室主燃區火焰筒為應用對象。由于主燃區燃氣溫度最高，火焰筒壁面遭受的熱負荷最大，更能體現微通道換熱結構的良好性能。

設置燃燒室進口總壓為2.06 MPa，進口溫度為810 K[14]。假設燃燒室進口氣流馬赫數為0.2，環腔中氣流速度為60 m/s，火焰筒壓降σL選2.0%、2.5%和3.0%三種；主燃區燃氣溫度為2 200 K，速度為25 m/s。其它參數皆按實際燃燒室設計過程近似選取。

2.2微通道換熱結構設計

選取1.0 mm×1.0 mm的正方形通道截面(當量直徑1.0 mm)，肋片厚0.2 mm，通道長徑比l/d為20和40兩種。冷卻氣流采用靜壓方式進入微通道，流動方向與火焰筒中燃氣流動方向相反。冷卻氣流在微通道出口有180°折向，經氣膜槽縫噴入火焰筒主燃區。氣膜槽縫高2.0 mm。選取一個單元通道為計算模型。微通道火焰筒結構及傳熱模型如圖2所示。

圖2 微通道火焰筒結構及傳熱模型示意圖Fig.2 Heat transfer model of mini-channel liner

假設微通道換熱結構即為火焰筒壁面，其上下壁面分別為火焰筒外壁面和內壁面。換熱結構兩側面為對稱邊界條件。

3 數值計算方法

3.1傳熱模型分析

對燃燒室火焰筒壁溫的分析計算，Lefebvre[15]提出的準一維穩態熱平衡分析方法，仍廣泛應用于燃燒室初步設計中。在此，采用工程方法計算熱流密度，作為微通道換熱結構的邊界條件。

3.1.1熱側輻射

燃氣向火焰筒內壁面的輻射傳熱熱流為[16]：

式中：Tg、Twg分別為燃氣和火焰筒內壁溫度(K)，εw為壁面黑度且εw=0.7，εg為燃氣發射率，σ為斯蒂芬-玻爾茲曼常數(5.67×10-8W/(m2·K4))。

考慮碳粒輻射的燃氣發射率為：

式中：亮度因子B與燃料種類和燃燒效率有關，航空煤油在主燃區的B=4；r為油氣質量比；p為燃氣總壓(105Pa)；L為射程平均長度(m)，與氣體空間形狀和尺寸有關，對于短環形燃燒室，L=0.6HL，HL為參考截面火焰筒高度[6]。

3.1.2熱側對流

假設冷卻氣流能在熱側壁面形成常規的冷卻氣膜。采用氣膜有效性經驗關聯式，不考慮氣膜疊加效果和氣膜唇口影響，有：

式中：h1為火焰筒內表面的對流換熱系數；Taw為氣膜冷卻絕熱壁溫，根據氣膜冷卻效率公式計算

其中：Tc為氣膜進口溫度，Cm為湍流混合系數(火焰筒中Cm=0.09～0.11[17])，x為氣膜射流離射流口距離，Mˉ為吹風比且Mˉ=ρcuc/ρgug，S為噴口縫槽寬度，cpg、cpc分別為燃氣和冷卻氣流的比熱。

結合本文模型結構和氣動參數，根據Mˉ選擇h1的試驗關聯式。

3.1.3冷側輻射

火焰筒外壁對燃燒室機匣的輻射換熱，采用封閉空間內兩物體間的輻射換熱公式計算[17]。冷側輻射熱流為：

式中：εa為承力殼體輻射率且εa=0.5～0.6[6]，dw為火焰筒外徑，da為外套內徑，Ta為外套內表面壁溫，Twc為火焰筒外表面壁溫。模型中未出現承力殼體，只給出輻射率及其溫度(近似為環腔冷卻氣流溫度)。

3.1.4冷側對流

環腔氣流和火焰筒外壁的對流換熱，根據前人研究，采用光滑平板模型[17]：

式中，h2為火焰筒外表面的對流換熱系數，且

其中：de為環腔當量直徑；對于冷流，Pr=0.7[18]；λ、ρ、u、μ分別為氣流導熱系數、密度、流速和粘度。

3.2數值方法

采用商業軟件Fluent 6.3為工具，將以上四種熱流通過UDF編程嵌入Fluent中，作用于微通道固體換熱結構的上下表面。忽略沿壁面軸向導熱。

模擬一個微通道單元內的空氣流動與換熱情況。在所有流動域內，空氣均為變物性。假設導熱率、定壓比熱容、動力粘度僅為溫度的函數。每一步迭代中Fluent自動修正物性參數。

流道進、出口分別采用壓力進口條件和壓力出口條件。根據前文總壓和流速條件，計算進口靜壓約2.0 MPa，溫度810 K；出口壓力根據火焰筒壓降計算。采用標準k-ε湍流模型，一階迎風差分格式，殘差10-8。

經驗證，本文計算條件仍符合連續介質假設。忽略微通道中空氣與壁面間的輻射傳熱。

3.3網格無關性及算法驗證

以20 mm長微通道模型為對象進行網格無關性驗證。采用兩套網格，網格數量分別為10萬和80萬，所有主要結果(流量、流速、火焰筒內壁平均溫度等)之間相差均小于0.1%，故選用第一套網格的精度。

由于火焰筒外部熱環境采用工程方法模型，故算法驗證只針對微通道換熱結構的流動和換熱情況。設定微通道等速度入口氣流條件，微通道所有外部壁面溫度恒定，傳熱結果與經典公式相符[18]，認為計算方法可靠。以UDF加入實際的熱邊界條件，開展本文工作。

4 結果與討論

4.1整體性能

本文的數值研究中，改變的條件參數為微通道長徑比(l/d=20，40)和火焰筒壓降(σL=2.0%，2.5%，3.0%)，主要考察性能為該冷卻方式的單位面積單位壓力冷卻氣量Gp、微通道出口氣流平均溫度Ta-out、火焰筒內壁(即微通道熱側壁面)的平均溫度Tw-ave和最高溫度Tw-max，結果如表1所示。

從表中可看出，微通道長徑比對氣量參數影響明顯。對于3.0%的火焰筒壓降，工況6與工況3相比Gp下降了50.5%。可見，在保證壁面冷卻效果的同時，增加微通道長度是減小冷卻氣量的重要手段。

表1 整體性能結果Table 1 Performance results

微通道技術所需冷卻氣量能與沖擊/發散雙層壁冷卻方式相當(Gp=0.50～0.65 kg/(s·m2·atm)[5])，比推重比8一級發動機燃燒室的(Gp=0.7 kg/(s·m2·atm)[14])大幅減小。需說明的是，簡化模型忽略了實際中的一些流動損失。

以冷量利用率ηc來表示對冷卻氣量冷卻能力的應用率。

從表中還能看出，冷卻氣流經微通道后升溫明顯，如工況4，上升了66.7 K，冷量利用率為32.4%，遠大于氣膜冷卻的5.0%[7]。

從壁面溫度結果看，火焰筒內壁最高溫度低于目前國內材料耐溫水平。故還能進一步優化結構，以減少冷卻氣量、增加冷量利用率，這也表明了微通道換熱結構的強大換熱能力。另外，隨著火焰筒壓降的增加，冷卻氣量增加，對壁面的冷卻效果增強。

4.2熱壁溫度場

以工況3為例，微通道換熱結構上下壁面溫度場如圖3所示。從圖中看，壁面溫度沿流向呈單向變化，說明氣膜冷卻效果并不明顯，微通道冷卻占主導地位。

熱流數據也能說明這一點。以圖3中工況為例，熱側輻射熱流866 kW/m2，熱側對流熱流70 kW/m2，冷側輻射和對流總熱流51 kW/m2。微通道換熱結構發揮主導作用(＞86%)；氣膜冷卻作用較小，主要起隔熱作用；冷側傳熱能力更差。

沿微通道流向的壁面溫度變化較大，如圖3中工況，熱側壁面溫度梯度高達1 500 K/m。這是由于微通道結構具有極強的換熱能力，氣流升溫明顯，冷卻能力逐漸變差，這與提高冷量利用率相矛盾。在實際結構中，為避免火焰筒裂紋等故障，宜采用浮動壁單元體結構，允許熱結構在一定范圍內自由膨脹[7]。

圖3 工況3的微通道換熱結構壁面溫度場Fig.3 The wall temperature contours of mini-channel for case 3

4.3冷卻效果和冷卻效率

以冷卻效率η來表征無量綱的冷卻效果：

火焰筒內壁沿軸向的溫度分布及冷卻效率如圖4所示。從圖中可看出，壁面溫度及冷卻效率的變化比較平緩，沒有出現氣膜冷卻或沖擊/發散冷卻等方式的局部劇烈變化[4]。壁面溫度或冷卻效率隨幾何位置近似成線性變化，但在首尾兩段，曲線斜率都變小，說明局部冷卻效果都比中間位置強化。原因是在微通道入口段，入口段效應使局部傳熱得到一定程度的強化；而在微通道出口段，氣膜的冷卻能力最強，一定程度上增強了冷卻性能。隨著長徑比的增加，其冷卻性能有較大的減弱，而且越接近冷卻通道出口這種減弱越明顯。這是因為在相同壓降條件下，較大長徑比通道的流量較小(或速度較小)，冷卻能力較小；同時，較大長徑比通道中冷卻氣流溫度升高較多，導致冷卻能力進一步減小。

圖4 微通道火焰筒冷卻效果Fig.4 The cooling performance of mini-channel liner

5 結論

(1)微通道火焰筒具有良好的冷卻整體性能。如工況4，當冷卻氣量為0.44 kg/(s·m2·atm)時，壁面最高溫度1 015.7 K，冷卻氣流升溫66.7 K，冷量利用率為32.4%。

(2)在傳熱過程中，氣流在微通道中的冷卻占主導作用。如工況3，微通道結構吸收了超過86%的熱量。

(3)沿流向火焰筒壁面溫度梯度很大。如工況3，溫度梯度達1 500 K/m。

(4)本文數值模擬表明，微通道傳熱結構在火焰筒冷卻方面具有良好性能，但較大的壁面溫度梯度也許是制約該技術工程應用的關鍵因素。

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Application of Micro-and Mini-Channel Heat Transfer Technology to Liner Cooling in Aero-Engine Combustor

MIAO Hui
(China Aviation Engine Establishment，Beijing 100028，China)

Numerical investigation was made on the cooling characteristics of micro-and mini-channel heat transfer used in liner wall of an aero-engine combustor.A one-dimensional heat-transfer model was employed to define the boundary condition of mini-channel walls.FLUENT was used to simulate the cool?ing performance,involving two aspect ratio of mini-channel(20,40)at three liner pressure loss(2.0%, 2.5%,and 3.0%).Results show a powerful cooling capacity of mini-channel with small cooling air,which show a significant increase of temperature and a high utilization of potential heat sink(40%).Furthermore, the flux of cooling air is strongly affected by the aspect ratio of mini-channel,and is slightly affected by pressure loss of liner.Finally,the temperature gradients of liner are remarkable.

aero-engine；combustor；mini-channel heat transfer；liner cooling

V231.1

A

：1672-2620(2013)04-0018-04

2012-12-06；

2013-03-19

苗輝(1984-)，男，河南滑縣人，工程師，博士，主要從事航空發動機傳熱與燃燒研究。