張振奎，鐘華貴

(中航工業(yè)燃?xì)鉁u輪研究院，四川江油，621703)

1 引言

航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)是現(xiàn)代飛機(jī)的主要?jiǎng)恿Γ渲腥紵沂侨細(xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的主要部件。隨著燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展，壓氣機(jī)的壓比不斷增大，燃燒室的溫升不斷升高，高溫升與高壓比造成燃燒溫度升高、排放增加。由于世界各國日益重視環(huán)境問題，所以未來航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展既要滿足高溫升的要求，也要滿足低污染物排放量的要求[1-3]。如何在有限的時(shí)間和空間內(nèi)，保證油氣摻混均勻，燃燒快速和完全，以及降低污染排放成為未來航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展的關(guān)鍵。文獻(xiàn)[4]采用ncc代碼模擬了單個(gè)旋流器和旋流陣列結(jié)構(gòu)的流場(chǎng)，Appleton等最早研究了空氣和燃料混合對(duì)LDI燃燒的影響[5]，文獻(xiàn)[6,7]分別用CFD和試驗(yàn)研究了多旋流的冷態(tài)流場(chǎng)特性。多點(diǎn)噴射在減少排放以及燃燒室出口溫度場(chǎng)主動(dòng)控制方面有其獨(dú)特優(yōu)點(diǎn)[8]。因此，許多動(dòng)力與能源研究機(jī)構(gòu)掀起了多點(diǎn)噴射燃燒室研究的熱潮，但主要是對(duì)冷態(tài)流場(chǎng)進(jìn)行分析。

本文主要分析多旋流模型燃燒室熱態(tài)的燃燒性能。

2 幾何模型

由于試驗(yàn)件模塊較為簡(jiǎn)單，只需對(duì)試驗(yàn)件模塊進(jìn)行少許清理并簡(jiǎn)化，以便劃分網(wǎng)格及計(jì)算。本文采用CATIA V5建立燃燒室流場(chǎng)簡(jiǎn)化模型，圖1為簡(jiǎn)化后的計(jì)算模型，它的旋流器由9個(gè)單獨(dú)的旋流器組成旋流陣列，而每1個(gè)旋流器又由8個(gè)45°非連續(xù)的噴射斜孔構(gòu)成，其結(jié)構(gòu)如圖2所示。

3 網(wǎng)格劃分和燃燒模型

用gambit對(duì)燃燒室進(jìn)行非結(jié)構(gòu)體網(wǎng)格的劃分，由于旋流器結(jié)構(gòu)是有角度的，所以網(wǎng)格結(jié)構(gòu)主要以4面體為主，并進(jìn)行局部加密，網(wǎng)格總數(shù)為120萬左右。本文對(duì)燃燒流場(chǎng)的計(jì)算首先采用k-ε realization模型、雷諾應(yīng)力湍流模型（RSTM）進(jìn)行計(jì)算，并對(duì)2種計(jì)算模型的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了比較。熱態(tài)燃燒及噴霧流場(chǎng)采用雷諾應(yīng)力湍流模型、PDF以及輻射P1模型。燃燒室的數(shù)值模擬采用fluent6.3軟件進(jìn)行。燃燒模型的選擇基于以下3個(gè)主要標(biāo)準(zhǔn)[9]：

（1）能夠較好地整體描述火焰結(jié)構(gòu)和特定位置的熱釋放；

（2）產(chǎn)生適當(dāng)精確的當(dāng)?shù)鼗鹧鏈囟龋?/p>

（3）便于計(jì)算。

反應(yīng)率依據(jù)混合規(guī)律，對(duì)進(jìn)口高溫、高壓燃燒室假定無限快速化學(xué)反應(yīng)是可以接受的。在計(jì)算中，燃燒過程為非預(yù)混，針對(duì)非預(yù)混火焰FLUENT采用概率密度函數(shù)（PDF）作為封閉模型，通常被稱為平衡混合物分?jǐn)?shù)/PDF模型。

4 計(jì)算邊界條件

模型燃燒室燃燒均采用壓力進(jìn)出口邊界條件，計(jì)算的邊界條件見表1。在Fluent中要用本表進(jìn)行邊界條件的設(shè)置，未涉及的邊界條件一般采用默認(rèn)值[10]。本文采用雷諾應(yīng)力模型、非預(yù)混平衡化學(xué)反應(yīng)PDF模型、壓力－旋流霧化噴嘴模型和P1輻射模型進(jìn)行計(jì)算，其中壓力霧化模型設(shè)置的主要參數(shù)有：燃油噴嘴噴射點(diǎn)位置、燃油溫度、燃油流量、噴嘴直徑、噴嘴上游壓力、噴射半角等，其余采用默認(rèn)設(shè)置參數(shù)。本課題中使用的燃料為航空煤油，其主要物性參數(shù)見表2。

表1 模型燃燒室計(jì)算邊界條件

表2 航空煤油物性參數(shù)

5 數(shù)值計(jì)算結(jié)果與分析

5.1 計(jì)算模型結(jié)果比較

熱態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ脱刂行妮S線的Z速度和溫度分布如圖3所示。沿中心軸線的溫度在噴嘴出口處開始逐漸升高，直到達(dá)到最高溫度2100 K（RSTM計(jì)算模型為2200 K），然后開始緩慢下降，在噴嘴出口約0.16 m處溫度趨于穩(wěn)定，直到燃燒室出口。高溫區(qū)分布在旋流器下游0.02～0.08 m區(qū)間，最高溫度出現(xiàn)在回流區(qū)之后約0.02 m處。沿中心軸線Z方向反向速度在旋流器下游0.02 m處達(dá)到最大。對(duì)于同種幾何結(jié)構(gòu)，realization模型與RSTM模型無論是數(shù)值大小還是變化趨勢(shì)基本一致，只是在數(shù)值上略有差別，在工程設(shè)計(jì)上可以忽略。

5.2 余氣系數(shù)變化規(guī)律分析

研究中保持進(jìn)出口壓力5%壓降。通過改變供油流量來分析余氣系數(shù)對(duì)于燃燒室流場(chǎng)的影響。采用了3種燃油流量（分別為4.5、8.1、13.5 g/s；對(duì)應(yīng)余氣系數(shù)α分別為3.91、2.16、1.3）計(jì)算。圖4為不同余氣系數(shù)下熱態(tài)數(shù)值計(jì)算結(jié)果。結(jié)果表明：同種結(jié)構(gòu)形式、同一邊界條件下回流區(qū)長(zhǎng)度恒定，不隨α變化（回流區(qū)長(zhǎng)度非常相近）。在旋流器下游約90 mm處，燃燒室溫度恒定，燃燒達(dá)到平衡，這種平衡一直延續(xù)到燃燒室出口，表明設(shè)計(jì)的燃燒室長(zhǎng)度最短可以達(dá)90 mm，約是目前短環(huán)型燃燒室長(zhǎng)度（200 mm）的一半。多點(diǎn)噴射燃燒室長(zhǎng)徑比為1.25，而目前的短環(huán)形燃燒室長(zhǎng)徑比為2[11]。由此可見該種燒燒室的結(jié)構(gòu)優(yōu)勢(shì)，而且這一長(zhǎng)度符合燃燒長(zhǎng)度和頭部高度比的發(fā)展趨勢(shì)。從圖4中不難看出，隨著余氣系數(shù)的減小，即供油流量的增加，流場(chǎng)溫度升高。無論是火焰溫度最高值，還是整個(gè)流場(chǎng)溫度分布都符合這個(gè)規(guī)律。還有一點(diǎn)值得思考，就是隨著余氣系數(shù)的減小，火焰溫度最高區(qū)的峰值向燃燒室流場(chǎng)下游移動(dòng)。所以設(shè)計(jì)燃燒室時(shí)選擇設(shè)計(jì)點(diǎn)一定要考慮火焰峰值的移動(dòng)，可以把燃燒室的主燃孔設(shè)計(jì)成沿軸向（順氣流方向）的長(zhǎng)型狹縫，以滿足火焰溫度最高區(qū)隨余氣系數(shù)變化的客觀規(guī)律，更有利于燃燒室內(nèi)燃?xì)飧玫厝紵?。模型燃燒室旋流器下游不同橫截面溫度場(chǎng)分布如圖5～8所示。

從上面的出口溫度分布圖中可以看出，燃燒室溫度隨著距離的增加越來越均勻，特別是在α=3.91的狀態(tài)下，這個(gè)趨勢(shì)最明顯。當(dāng)α減小時(shí)，出現(xiàn)局部高溫，但總的來說溫度場(chǎng)還是非常均勻的，表3中計(jì)算的OTDF都小于0.1可以說明這一點(diǎn)。如果要滿足燃燒出口徑向溫度分布的要求，則要求改變多旋流陣列的某些燃油噴嘴的流量。從圖5、6中還可以看出，在α=2.16、1.30時(shí)，溫度場(chǎng)分布隨著軸向位置的變化而旋流（溫度最高點(diǎn)位置偏移45°）。在不同余氣系數(shù)下同向旋流陣列回流區(qū)形狀如圖9所示。從圖9中可以看出它們的形狀大致相似，這與圖4中心線速度分布所得出的結(jié)論一致。所以當(dāng)余氣系數(shù)變化時(shí)，該模型燃燒室的回流區(qū)形狀和大小均不變。

表3 數(shù)值計(jì)算結(jié)果

模型燃燒室XZ（Y=-32、Y=0、Y=+32）平面溫度等值面分布如圖10～12所示。在α=3.91時(shí)，旋流陣列XZ（Y=-32、Y=0、Y=+32）平面溫度等值面分布幾乎相同；隨著α的減小，溫度等值面分布不再相同，不同位置呈現(xiàn)出不同的溫度分布，燃燒室內(nèi)部發(fā)生著復(fù)雜的化學(xué)反應(yīng)。

5.3 NOx分布規(guī)律分析

發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中生成的NOx主要是NO，另外還有少量的NO2（只有百分之幾）。燃燒過程中產(chǎn)生的NO排入大氣后，在同一大氣條件下與O2緩慢地反應(yīng)，最終生成NO2。因而在討論NOx的生成機(jī)理時(shí)，一般只討論NO的。本文采用FLUENT中熱力型NOx的形成模型，對(duì)多點(diǎn)噴射模型燃燒室的NOx進(jìn)行了計(jì)算。得到的NO分布如圖13～15所示。

比較圖13和圖11可分析出，NO的分布與溫度分布關(guān)系密切，基本上按照在溫度高的區(qū)域、NO的質(zhì)量分?jǐn)?shù)也高的規(guī)律變化。這是因?yàn)?，液態(tài)煤油燃燒的產(chǎn)物以熱力型NO為主，而熱力型NO的生成速率與溫度幾乎成指數(shù)關(guān)系。所以高溫區(qū)對(duì)應(yīng)著NO的高濃度區(qū)。

圖14為旋流器出口下游3、13和23 mm處的NO質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布?？梢钥闯鲈谛髌飨掠纬隹诟浇麼O的分布呈現(xiàn)出旋流狀態(tài)。且與文獻(xiàn)[12]中旋流器下游13 mm處軸向速度分布的形狀非常相似。出現(xiàn)9個(gè)高濃度的NO區(qū)域，分別與9個(gè)旋流器對(duì)應(yīng)。說明NO的質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布同速度一樣要受到旋流器的影響，而且在高溫、高壓下，旋流器出口由于氧氣充足，產(chǎn)生了易于生成NO的環(huán)境，所以NO的質(zhì)量分?jǐn)?shù)高。從圖中還可以看出，在燃燒室端壁、旋流射流和燃燒室側(cè)壁形成的回流區(qū)中，基本沒有NO存在，這是由于此處氣流溫度相對(duì)較低，不能滿足生成NO所必需的高溫條件所致。在旋流器下游3 mm和13 mm處的速度分布變化明顯，而NO的分布則變化不大。這主要由于在旋流器下游出口附近，速度分布對(duì)旋流器的依賴大，而NO分布對(duì)旋流器的依賴小。從圖15中可以看出，隨著流動(dòng)向下游發(fā)展，旋流仍然存在，加之湍流的擴(kuò)散作用，燃燒室的NO質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布也趨于均勻。

5 結(jié)論

本文主要分析了多點(diǎn)噴射模型燃燒室各截面以及軸平面的溫度場(chǎng)分布，重點(diǎn)分析了余氣系數(shù)對(duì)模型燃燒室性能的影響，可知當(dāng)余氣系數(shù)減小時(shí)，火焰溫度最高區(qū)的峰值向燃燒室流場(chǎng)下游移動(dòng)；對(duì)NOx(主要是NO）的分布規(guī)律進(jìn)行了分析可知，NO的質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布與溫度分布類似，高溫區(qū)對(duì)應(yīng)高質(zhì)量分?jǐn)?shù)NO區(qū)；NO分布主要依賴于溫度，對(duì)旋流器的依賴程度小于速度對(duì)旋流器的依賴程度；隨著流動(dòng)向下游發(fā)展，模型燃燒室的NO分布趨于均勻。

下一步，將進(jìn)行該模型燃燒室的試驗(yàn)測(cè)試，為將多旋流陣列燃燒技術(shù)推廣到航空發(fā)動(dòng)機(jī)上提供更多支持。

[1] Tacina R,Wey C.A low nox lean-direct injection,mul-tipoint integrated module combustor concept for ad-vanced aircraft gas turbines[R],NASA//TM-2002-211347.

[2] Tacina R,Wey C,Laing P,et al.Scetor tests of a low nox lean direct injection multipoint integrated model combustor concept[R].ASME GT-2002-30089.

[3] Cai J,Jeng S M,Tacina R.Mult-sw irler aerodynamics:comparison of different configuration[R].ASME GT-2002-30466.

[4] Iannetti A,Tacina R,Jeng S M,et al.Towards accurate prediction of turbulent,Three-dimensional,Recirculating flows with the ncc[R].AIAA-2001-0809,2001.

[5] Applenton J P,Heywood J B.The effects of imperfect fuel-air m ixing in a burner on NO formation from Ni-trogen in the air and fuel[C]l.14th Symposium(int.)on Combustion,1972:777-786.

[6] Iannetti A,Tacina R,Jeng S M,et al.Multi-sw irler aer-odynam ics:CFD predictions[R].AIAA 2001-3575,2001.

[7] Cai J,Jeng S M,Tacina R.Multi-swirler aerrodynamics:experiment measurements[R].AIAA,2001-3754,2001.

[8] Yang S L,Teo C Y,Siow Y K.Numerical simulation of LDI combustor w ith discrete jet sw irlers using Re Stress model in the kive code[R].Tenth Internation Multidi-mensional Engine Modeling User's Group Meet-ing,March 5,2000.

[9] Robert E,Malecki,Chae M,et al.Application of an advanced CFD-Based analysis system to the PW 6000 combustor to optim ize exit temperature distribution-partⅠ:description and validation of the analysis tool[R].AMSE 2001-GT-0062,2001.

[10] Fluent Inc.FLUENT 6.3 User's Guide[K].Fluent Inc.2006.

[11] Lefebvre A H.Gas Turbine Combustion[M].Philadel-phia,USA:Taylor&Francis,1998.

[12] 張群，徐華勝，鐘華貴,等.多旋流器陣列貧油直噴燃燒室流場(chǎng)的數(shù)值模擬[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2009，24（3）：484-487.