羅衛(wèi)東，李 鋒，高賢智，高偉偉

（1.北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京100191;2.上海電氣燃?xì)廨啓C(jī)有限公司，上海200240）

高溫升多旋流燃燒室的數(shù)值分析

羅衛(wèi)東1，李 鋒1，高賢智2，高偉偉1

（1.北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京100191;2.上海電氣燃?xì)廨啓C(jī)有限公司，上海200240）

為了探索高推重比航空發(fā)動機(jī)可能用到的燃燒組織方式，基于燃燒室空氣分級技術(shù)，對高溫升多旋流燃燒室展開研究。在保證與某型單環(huán)腔燃燒室（SA C）擴(kuò)壓器尺寸、外機(jī)匣最大直徑及燃燒室出口尺寸和邊界條件等相同的基礎(chǔ)上，對設(shè)計模型進(jìn)行3維數(shù)值模擬，并與現(xiàn)有的單環(huán)腔燃燒室數(shù)值模擬結(jié)果和試驗結(jié)果進(jìn)行對比分析。研究結(jié)果表明：在設(shè)計油氣比為0.037的情況下，采用多旋流的設(shè)計方案，溫升達(dá)到1153 K，出口溫度分布系數(shù)達(dá)到0.170，同時可獲得理想的性能參數(shù)，滿足高溫升燃燒室的設(shè)計指標(biāo)。

高溫升；多旋流燃燒室；空氣分級；多級旋流器；數(shù)值模擬；航空發(fā)動機(jī)

0 引言

高推重比航空發(fā)動機(jī)要求在提高單位推力的同時，降低發(fā)動機(jī)質(zhì)量。提高發(fā)動機(jī)單位推力實際上就是提高燃燒室出口溫度，并實現(xiàn)緊湊型設(shè)計。燃燒室出口溫度的增加意味著燃燒室將擁有更高的溫升能力，所以高推重比航空發(fā)動機(jī)燃燒室將向高溫升方向發(fā)展[1]。

高溫升燃燒室面臨的2項關(guān)鍵技術(shù)為主燃區(qū)氣量調(diào)節(jié)和火焰筒冷卻氣量減小[15]。燃油分級和空氣分級技術(shù)[17]以及2種技術(shù)相結(jié)合可用于調(diào)節(jié)主燃區(qū)當(dāng)量比，以滿足高溫升燃燒室在高△T狀態(tài)下主燃區(qū)當(dāng)量比不至太高（＜1.4）以抑制可見冒煙，在低△T狀態(tài)及慢車狀態(tài)下貧油熄火油氣比不至太高（≤0.005）以避免熄火，以及對良好出口溫度分布的要求[13，15]。

近年國內(nèi)外對多級旋流器的大量研究[5,13-15]表明：采用多級旋流器的燃燒室具有火焰穩(wěn)定工作范圍寬、燃油霧化效果好、燃燒效率高、污染排放低等優(yōu)點。所以，多旋流燃燒室技術(shù)作為空氣分級的1種方法，有望成為提高航空發(fā)動機(jī)推重比的1種新方法。

本文針對高溫升燃燒室設(shè)計需求，提出了高溫升多旋流燃燒室設(shè)計方案。設(shè)計油氣比為0.037，溫升1150 K。利用數(shù)值模擬的方法對該方案進(jìn)行研究，為下一步高溫升燃燒室的選型和試驗研究提供技術(shù)基礎(chǔ)。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 幾何模型和網(wǎng)格劃分

旋流器由4級軸向旋流組成，其中1級旋流采用斜孔，其余3級均采用直葉片結(jié)構(gòu)，多級旋流器結(jié)構(gòu)如圖1所示。旋流角度從內(nèi)到外依次為-40°、+40°、+45°、-50°（從旋流器進(jìn)口看逆時針方向為正），旋流數(shù)從內(nèi)到外依次增加。該燃燒室有20個頭部，考慮到其結(jié)構(gòu)復(fù)雜性和對稱性，選用單頭部燃燒進(jìn)行建模研究。考慮到結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格在精度和計算效率以及非結(jié)網(wǎng)格在處理復(fù)雜幾何結(jié)構(gòu)方面的優(yōu)勢，計算中對燃燒室進(jìn)行分區(qū)處理，采用準(zhǔn)結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，約220萬，如圖2所示。

圖1 多級旋流器結(jié)構(gòu)

圖2 多旋流燃燒室網(wǎng)格

1.2 物理模型和邊界條件

使用 FLUENT軟件求解雷諾平均 N-S（Reynolds-averaged Navier-stokes,RANS）方程來模擬燃燒室全流程3維帶回流的湍流2相反應(yīng)流定常仿真計算。為了與SAC數(shù)值和試驗性能進(jìn)行對比，高溫升多旋流燃燒室采用與SAC相同的進(jìn)、出口邊界條件。計算中空氣作為不可壓理想流體處理，入口設(shè)為質(zhì)量入口，給定空氣流量為3.125 kg/s,總溫為861 K；出口外環(huán)腔、火焰筒、內(nèi)環(huán)腔1和內(nèi)環(huán)腔2均設(shè)為outflow，流量分別為0.156、2.734、0.094和0.140 kg/s；燃料選用航空煤油，高溫升多旋流燃燒室設(shè)計油氣比為0.037，SAC設(shè)計油氣比約為0.027（均按可用空氣量計算，即排除12.5%的渦輪用氣）；二者慢車油氣比均取為0.01386。參考目前燃燒室火焰筒及渦輪冷卻水平，燃燒室流量分配如下：總進(jìn)氣量的12.5%用作渦輪冷卻，20%用作火焰筒冷卻，6%用作頭部冷卻，22.5%用于主燃孔，余下39%為多級旋流流量。從而保證頭部當(dāng)量比小于1.4，有效抑制可見冒煙。湍流模型選為適于計算強(qiáng)旋流流動的Realizable模型，近壁面采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，燃燒計算采用非預(yù)混PDF模型，輻射計算采用Discrete Ordinates模型,方程采用2階迎風(fēng)格式離散，壓力速度耦合采用SIMPLE算法。

1.3 計算精度評估

1.3.1 網(wǎng)格無關(guān)性分析

正交六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格具有較高數(shù)值精度，但對航空發(fā)動機(jī)燃燒室來說，由于其幾何結(jié)構(gòu)復(fù)雜，獲得完全正交的網(wǎng)格難度很大，在研究過程中一般綜合采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。本課題組前期初步研究了網(wǎng)格對仿真結(jié)果準(zhǔn)確性的影響，在相同網(wǎng)格數(shù)量下，比較了采用準(zhǔn)結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格和完全非結(jié)構(gòu)化四面體網(wǎng)格時仿真結(jié)果的差異。研究表明，網(wǎng)格種類對速度、壓力、湍流度、各組分濃度分布和溫度場分布等規(guī)律的影響顯著，特別是對燃燒室出口的溫度分布水平和高溫區(qū)輪廓分布影響較大。采用準(zhǔn)結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格時獲得的燃燒室出口溫度分布系數(shù)與實際較為接近。對航空發(fā)動機(jī)主燃燒室，只有在網(wǎng)格數(shù)量達(dá)到1000萬時，才有可能獲得網(wǎng)格獨(dú)立解。在現(xiàn)在的計算機(jī)資源條件下，對需考慮速度、湍流量、組分、溫度、輻射等因素影響的燃燒室計算問題，綜合考慮到計算任務(wù)的不同，靈活處理網(wǎng)格的密度分布，在關(guān)心火焰筒內(nèi)流場和燃?xì)鉁囟葓鰰r，近壁網(wǎng)格的尺度可以適當(dāng)放大，200～300萬的網(wǎng)格得到的仿真結(jié)果雖然存在一定的耗散，但已能滿足現(xiàn)在工程應(yīng)用需求。

1.3.2 總壓恢復(fù)系數(shù)

課題組應(yīng)用本文所列計算方法，研究了燃燒室進(jìn)口馬赫數(shù)對冷態(tài)總壓損失的影響，并與試驗結(jié)果進(jìn)行了比較，進(jìn)口馬赫數(shù)對總壓恢復(fù)系數(shù)的影響如圖3所示。二者有相同的變化趨勢，但計算的總壓恢復(fù)系數(shù)比試驗值偏低，在設(shè)計點時速度系數(shù)為0.97，總壓恢復(fù)系數(shù)相差約1.4%。其原因一方面是湍流模型的選取，但更重要的可能是網(wǎng)格的數(shù)量、質(zhì)量和差分格式等，有待進(jìn)一步研究。

圖3 進(jìn)口馬赫數(shù)對總壓恢復(fù)系數(shù)的影響

1.3.3 出口溫度分布系數(shù)

試驗給出的嚴(yán)峻參數(shù)SOTDF對FOTDF的影響如圖4所示。其中SPF為燃燒室工作點嚴(yán)峻指數(shù)

由于燃燒室設(shè)計點SOTDF=0.97，故試驗 FOTDF= 0.160，與計算值0.168非常接近。同時，網(wǎng)格上述試驗與仿真數(shù)據(jù)的對比說明仿真結(jié)果具有一定的可信度，所選數(shù)理模型可有效用于后期燃燒室的設(shè)計、燃燒性能的預(yù)測和方案篩選。

圖4 試驗給出的嚴(yán)峻參數(shù)SOTDF對FOTDF的影響

部件試驗得到的徑向溫度分布曲線與數(shù)值計算結(jié)果的比較如圖5所示。二者變化規(guī)律一致，壁面附近偏差較大。由于試驗時熱電偶受側(cè)壁輻射及熱傳導(dǎo)的影響，很難精確測得靠近壁面溫度分布。考慮到試驗測量過程中儀器的影響，測量值一般會偏低，所以計算所得總體指標(biāo)較試驗值偏大是合理的。此外，計算中采用時均湍流模型對近壁區(qū)域氣膜和主流空氣的混合程度考慮不足，導(dǎo)致接近火焰筒內(nèi)外壁的區(qū)域溫度偏低。其后果是FRTDF的計算值達(dá)到了0.12，而實際上FRTDF試驗值僅為0.08，差距較大。

圖5 燃燒室出口徑向溫度分布比較

2 計算結(jié)果和分析

2.1 總壓恢復(fù)系數(shù)

燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)見表1。從表中可見，多旋流燃燒室在火焰筒出口和內(nèi)環(huán)出口1的總壓恢復(fù)系數(shù)占優(yōu)勢，特別是火焰筒出口的總壓恢復(fù)系數(shù)優(yōu)勢較大。說明多級旋流器4級均采用軸向進(jìn)氣，減少了旋流器部分的摻混損失，在設(shè)計點和慢車工況下中心截面的總壓分布如圖6所示。同時說明4級旋流能更好地促進(jìn)燃油霧化，組織燃燒，有效提高了火焰筒出口總壓恢復(fù)系數(shù)。SAC性能試驗表明，SAC數(shù)值計算的總壓恢復(fù)系數(shù)比試驗值偏低，在設(shè)計點相差3%，所以多旋流燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)的計算結(jié)果比較接近實際。

表1 燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)

圖6 在設(shè)計點和慢車工況下中心截面總壓分布

2.2 燃燒效率

燃燒室燃燒效率見表2。從表中可見，多旋流燃燒室在設(shè)計點的燃燒效率比SAC的低1.7%，一方面因為隨著溫升提高，燃燒效率會略有降低，符合燃燒效率隨油氣比增大而降低的變化規(guī)律；另一方面可能因為主燃區(qū)組織燃燒不夠高效。在設(shè)計點和慢車工況下的燃燒效率如圖7所示。從圖中可見，主燃區(qū)回流區(qū)內(nèi)燃燒效率較低，隨著燃?xì)庀蛳掠芜\(yùn)動，燃燒越來越充分，在主燃孔截面位置，隨著新鮮空氣的注入，未燃碳?xì)淙剂希║TC）進(jìn)一步燃燒。在燃燒室出口平面，對燃燒效率進(jìn)行流量平均面積分，得到燃燒效率為97.5%。

表2 燃燒室燃燒效率

圖7 在設(shè)計點和慢車工況下的燃燒效率

2.3 燃燒室溫升

在設(shè)計點和慢車工況下的總溫分布如圖8所示。從圖中可見，在燃燒室中心截面，在設(shè)計點的總溫分布較為理想，保障了火焰筒出口良好的溫度分布，也避免了火焰筒壁面高溫區(qū)的出現(xiàn)。但頭部進(jìn)氣量較大使得高溫區(qū)較為靠后，且在內(nèi)火焰筒附近出現(xiàn)高溫區(qū)，對壁面冷卻提出挑戰(zhàn)。相比于傳統(tǒng)的SAC燃燒室，多旋流燃燒室由于頭部進(jìn)氣量和油氣比影響，燃油在主燃區(qū)只是部分燃燒，經(jīng)過主燃孔摻混后，未燃碳?xì)淙剂希║TC）進(jìn)一步燃燒。出口平均溫度達(dá)到2014 K，實現(xiàn)溫升1153 K，達(dá)到1150 K的設(shè)計溫升水平。

圖8 在設(shè)計點和慢車工況下的總溫分布

在慢車工況下，主燃區(qū)貧油、燃料基本完全燃燒，使得高溫區(qū)保持在主燃區(qū)，從而證實造成在設(shè)計點下高溫區(qū)靠后的原因就是頭部氣量較大。所以，通過對主燃區(qū)氣流流動進(jìn)一步優(yōu)化，有望提高其溫升和溫度分布水平。

2.4 燃燒室出口溫度分布

燃燒室出口溫度分布系數(shù)見表3。從表中可見，多旋流燃燒室和SAC的出口溫度分布系數(shù)比較接近，所以多旋流燃燒室設(shè)計在提高溫升的情況下，比較成功地解決了高溫升燃燒室出口溫度分布較差的問題。在設(shè)計點和慢車工況下的出口溫度分布和出口徑向溫度分布分別如圖9、10所示。結(jié)合圖9、10的結(jié)果，進(jìn)一步看出火焰筒出口溫度分布較為合理，高溫區(qū)基本出現(xiàn)在火焰筒中部，從而降低了火焰筒壁面冷卻難度。

表3 燃燒室出口溫度分布系數(shù)FOTDF

圖10 在設(shè)計點和慢車工況下的出口徑向溫度分布

燃燒室出口徑向溫度分布系數(shù)見表4。從表中可見，多旋流燃燒室的徑向溫度分布小于SAC的，且在設(shè)計點和慢工況下均小于0.12。SAC設(shè)計點徑向溫度分布系數(shù)的試驗值小于計算值，說明該計算結(jié)果比較符合實際情況，能滿足高溫升的設(shè)計需求。

表4 燃燒室出口徑向溫度分布系數(shù)FRTDF

2.5 排放性能

在數(shù)值計算中，污染物排放很難像其他性能參數(shù)那樣準(zhǔn)確?？紤]到CO是不完全燃燒的產(chǎn)物，因此，通常在低工況狀態(tài)下的發(fā)散明顯，而NOx是高溫燃燒的平衡產(chǎn)物，通常在大工況狀態(tài)下最高[9]。所以對在慢車工況下的CO排放Eco和在設(shè)計點下的NOx排放ENOx進(jìn)行了研究。

2.5.1 CO排放

圖11 慢車工況CO分布

在慢車工況下的CO分布如圖11所示，排放Eco見表5。比較表5中多旋流燃燒室和SAC的CO排放，可見多旋流燃燒室在CO排放方面有較大優(yōu)勢，在設(shè)計油氣比大于SAC的情況下，CO排放水平反倒降低了30.0%。結(jié)合圖1進(jìn)一步可見，燃油燃燒不充分產(chǎn)生的CO，在主燃區(qū)基本能夠反應(yīng)完全。

表5 慢車工況CO排放

2.5.2 NOx排放

在設(shè)計點下的NOx分布如圖12所示，排放ENOx見表6。從表6中可見，多旋流燃燒室的NOx排放比SAC的低41.7%，這是因為多旋流燃燒室頭部第3、4級旋流氣量的引入和主燃孔氣量的增加，對富油主燃區(qū)的猝熄作用更為強(qiáng)烈，實現(xiàn)了在油氣比為0.037下富油燃燒-快速猝熄-貧油燃燒的良好過渡。類比本課題組之前對中心分級燃燒室NO排放ENO隨燃燒室總油氣比變化（如圖13所示）的研究可知，隨著油氣比增大，中心分級燃燒室的NOx排放減小。中心分級技術(shù)是通過燃油分級更好地組織燃燒室，多旋流技術(shù)通過空氣分級更好地組織燃燒，二者都使得主燃區(qū)燃油霧化水平提高，實現(xiàn)主燃區(qū)高效燃燒。所以在NOx排放方面，二者應(yīng)該有一致的變化趨勢，說明本文對NOx的計算結(jié)果符合NOx排放隨油氣比變化的規(guī)律。結(jié)合圖12進(jìn)一步可知，NOx濃度分布與溫度分布基本一致，從而證明NOx生成與溫度密切相關(guān)。

通過對主要污染物CO和NOx排放性能的研究，發(fā)現(xiàn)多旋流燃燒室在污染物排放方面優(yōu)勢明顯，這與近年國內(nèi)外對多旋流燃燒室的研究成果一致。

表6 在設(shè)計點下的NOx排放

圖12 在設(shè)計點下的NOx分布

圖13 中心分級燃燒室NO排放隨燃燒室總油氣比的變化

3 結(jié)論

本文對高溫升燃燒室的數(shù)值研究結(jié)果表明：所設(shè)計燃燒室的性能參數(shù)符合高溫升燃燒室的性能變化趨勢，達(dá)到設(shè)計溫升，能獲得比較理想的溫度分布、總壓恢復(fù)、NOx和CO排放水平。

對于燃燒效率略低的問題，需要進(jìn)一步研究和試驗驗證。

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（編輯：張寶玲）

Numerical Analysis of High Temperature Rise Combustor with a Multi-swirler

LUO Wei-dong1，LI Feng1，GAO Xian-zhi2,GAO Wei-wei1
（1.School of Jet Propulsion，Beihang University，Beijing 100191，China；2.Shanghai Electric Gas Turbine Co.,Ltd.Shanghai 200240,China）

In order to explore the possible combustion method of high thrust-to-weight ratio aeroengine,the high temperature rise combustor with the use of a multi-swirler was investigated based on the combustion chamber air classification technology.A threedimensional numerical simulation on the design model was conducted on the basis of insuring the same diffuser size,the same biggest diameter of the outer casing and the combustion chamber,the same boundary conditions with those of a certain existing type of single annular combustor(SAC),and compared with the existing SAC through the results of numerical simulation.The results demonstrated that the temperature rise reaches 1153 K,the pattern factor reaches 0.170,meet the desired performance parameters and satisfied the high temperature rise combustor design requirement under the condition of fuel and air ratio is 0.037.

high temperature rise;combustor with a multi-swirler；air staging；；multi-swirl device；numerical simulation；aeroengine

v231.1+2

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.02.004

2014-02-19 基金項目：國家自然科學(xué)基金（50476005）資助

羅衛(wèi)東（1989），男，在讀碩士研究生，研究方向為高溫升多旋流燃燒室技術(shù)；E-mail:luo_wd@126.com。

羅衛(wèi)東，李鋒，高賢智，等.高溫升多旋流燃燒室的數(shù)值分析［J］.航空發(fā)動機(jī)，2015，41（2）:17-21.LUO Weidong，LI Feng，GAO Xianzhi,et al.Numerical analysis ofhigh temperature rise combustor with a multi-swirler[J].Aeroengine，2015，41（2）：17-21.