王志凱，曾卓雄，徐義華

(1 南昌航空大學(xué)飛行器工程學(xué)院，南昌 330063;2 上海電力學(xué)院能源與機械工程學(xué)院，上海 200090)

0 引言

美國Ramgen公司［1］提出了先進旋渦燃燒室(advanced vortex combustor，AVC)的概念，依靠前后兩鈍體形成的凹腔穩(wěn)定火焰。燃燒過程中，回流旋渦結(jié)構(gòu)受前鈍體的遮擋，不受主氣流脈動的影響。AVC因其結(jié)構(gòu)簡單、重量輕、燃燒穩(wěn)定性強、燃燒效率高、污染物排放低等特點［2］，成為具有發(fā)展前景的燃燒室設(shè)計方案。

鄧洋波等［3－4］對AVC的流動及燃燒特性進行了數(shù)值模擬，結(jié)果表明AVC流場穩(wěn)定、燃燒效率高、總壓損失低且污染少。劉世青等［5－6］對AVC鈍體結(jié)構(gòu)參數(shù)及形狀進行了研究，結(jié)果表明不同的鈍體結(jié)構(gòu)參數(shù)及形狀對燃燒室流動性能有一定的影響。文獻［7－9］對AVC燃料噴射進行了數(shù)值模擬，得到了較為理想的后鈍體噴射位置、噴孔直徑及噴射角度。

AVC凹腔內(nèi)以及后鈍體后側(cè)可以形成穩(wěn)定對稱的旋渦對，二者中心軸線上流場的方向一致，于是筆者［10］將AVC后鈍體開口，即在中心軸線方向上將后鈍體貫穿，使凹腔與后鈍體后側(cè)回流區(qū)連通，使后鈍體后側(cè)回流區(qū)熱質(zhì)進入凹腔，通過數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)后鈍體開口結(jié)構(gòu)可以有效提高凹腔溫度，且溫度分布更加均勻。文中在獲得的最佳開口結(jié)構(gòu)上對不同來流速度、來流溫度、壁面溫度及燃氣當(dāng)量比下后鈍體開口AVC的流場、溫度場、總壓損失、燃燒效率及燃燒產(chǎn)物量進行了數(shù)值模擬，以得到在不同燃燒條件下后鈍體開口AVC的燃燒流動性能。

1 計算模型及方法

1.1 幾何模型及結(jié)構(gòu)參數(shù)

文中AVC模型［10］如圖1所示，燃燒室通道尺寸為400 mm×100 mm×100 mm，前鈍體結(jié)構(gòu)尺寸為80 mm×60 mm×100 mm，后鈍體結(jié)構(gòu)尺寸為20 mm×42 mm×100 mm，開口角度為100°，開口尺寸為2 mm，凹腔長度為36 mm。

圖1 后鈍體開口AVC結(jié)構(gòu)模型

1.2 邊界條件

數(shù)值計算采用三維雷諾平均方程，湍流模型為Realizable k-ε model，近壁面采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法進行處理，壁面邊界條件為無滑移，壓力-速度耦合采用SIMPLEC方法，擴散項采用二階中心差分，對流項采用二階迎風(fēng)差分，燃燒模型為甲烷-空氣有限速率化學(xué)反應(yīng)模型。

燃燒室入口為主流進口，邊界條件采用速度入口，入口來流速度(Vma)及來流溫度(Tma)見表1;燃燒室出口邊界條件為壓力出口;燃燒室壁面為等溫壁，壁面溫度(Twall)見表1。燃氣當(dāng)量比記為Φ。

表1 燃燒條件參數(shù)

1.3 算例驗證

為驗證文中計算的合理性，將主燃區(qū)出口截面徑向溫度分布的計算結(jié)果與文獻［11］的實驗結(jié)果進行了對比，結(jié)果如圖2所示。由圖可見，計算結(jié)果與實驗結(jié)果吻合較好，表明文中所使用的計算模型與計算方法滿足精度要求。

2 計算結(jié)果與分析

2.1 來流速度對燃燒性能的影響分析

圖2 出口徑向溫度分布的實驗結(jié)果與計算結(jié)果對比

保持燃氣當(dāng)量比 0.6，來流溫度 300 K，壁溫1 000 K，研究來流速度的變化對各燃燒性能指標(biāo)的變化趨勢。為了對燃燒室內(nèi)流場及溫度場變化進行直觀分析，研究云圖分布時文中選取燃燒室縱向中心截面(Z=50 mm)。

圖3顯示了不同來流速度下燃燒室速度流場分布情況。由圖可見，隨著來流速度的增大，燃燒室中心截面速度分布整體升高，這是因為增大來流速度，使得進入燃燒室氣流的動量增加。而凹腔以及后鈍體后側(cè)回流區(qū)旋渦結(jié)構(gòu)保持穩(wěn)定不變，表明AVC在不同來流速度下都有很好的穩(wěn)焰作用，這是因為鈍體的遮蔽作用使得凹腔內(nèi)流場免受主流脈動的影響。

圖3 不同來流速度下速度流場分布圖

圖4為不同來流速度下燃燒室溫度分布圖。由圖可見，高溫區(qū)域主要分布在凹腔內(nèi)以及后鈍體后側(cè)區(qū)域，表明燃燒主要發(fā)生在凹腔及后鈍體后側(cè)。隨著來流速度的增大，燃燒室凹腔內(nèi)高溫分布區(qū)域增大且更加均勻，其原因是來流速度越大，旋渦強度越大，渦旋轉(zhuǎn)越快，有利于燃料的快速均勻摻混［12］。

圖4 不同來流速度下溫度分布圖

圖5為來流速度對出口截面總壓損失及燃燒室燃燒效率的影響曲線。由圖可見，隨著來流速度的增大，總壓損失增大，原因在于氣流與鈍體的撞擊會造成較大的動壓損失，而且速度的增大使得氣體間、氣體與燃燒室壁面間的摩擦損失增大。

圖5 來流速度對總壓損失及燃燒效率的影響曲線

圖5同時也顯示燃燒效率隨著來流速度的增大而減小，原因是來流速度較小時，單位時間進入燃燒室的燃料流量較小，且駐留時間較長。速度增大，雖然化學(xué)反應(yīng)速率加快，但由于有更多的混合物需要反應(yīng)，所以完全反應(yīng)需要更長的時間。

圖6為不同來流速度下燃燒室出口徑向CO2含量分布圖。由圖可見，對于不同的來流速度，CO2含量無明顯區(qū)別，表明在文中研究工況下，來流速度的增大對燃燒室出口徑向CO2分布影響不大。圖7為不同來流速度下燃燒室中心軸線上的H2O含量分布曲線。由圖可見，Vma=30 m/s時H2O分布最低，但各工況相差不大，表明來流速度的增大對燃燒室中心軸線上H2O含量影響不大。

圖6 不同來流速度下出口處徑向CO2含量分布

圖7 不同來流速度下中心軸線上的H2O含量分布

2.2 來流溫度對燃燒性能的影響分析

來流溫度的改變會引起燃燒室內(nèi)溫度場的變化，進而對燃燒室燃燒性能產(chǎn)生影響。保持當(dāng)量比0.6，來流速度50 m/s，壁溫1 000 K，研究來流溫度的變化對燃燒室流場、溫度場的影響變化規(guī)律。

圖8為不同來流溫度下燃燒室內(nèi)速度流場分布圖。由圖可見，凹腔內(nèi)及后鈍體后側(cè)都形成了相同的穩(wěn)定回流區(qū)，表明不同的來流溫度均能保證AVC的凹腔穩(wěn)焰及穩(wěn)定燃燒。另外，隨著來流溫度的提高，燃燒室下游區(qū)域及出口處速度降低，表明來流溫度的改變引起燃燒室內(nèi)溫度梯度的變化，進而影響到了速度場分布。

圖9為來流溫度對總壓損失及燃燒效率的影響曲線。由圖可見，隨著來流溫度的提高，燃燒室總壓損失先減小后保持不變，其原因是，燃燒室內(nèi)氣流由于溫升會造成一部分總壓損失，而來流溫度越高，溫升越小，故總壓損失越小;當(dāng)來流溫度提高到一定程度，燃燒室內(nèi)溫升保持不變，故總壓損失保持恒定。

圖8 不同來流溫度下速度流場分布圖

圖9 來流溫度對總壓損失及燃燒效率的影響曲線

圖9還表明隨著來流溫度的提高，燃燒效率逐漸增大。其原因是，來流溫度越大，帶入燃燒室的初始熱量值越大，溫度更接近燃料的著火點，從而使燃料燃燒更充分。圖10為不同來流溫度下燃燒室內(nèi)溫度場分布情況。由圖10可見，隨著來流溫度的提高，燃燒室內(nèi)整體溫度均上升，其原因是來流溫度越高，帶入燃燒室的初始熱量值越大，燃燒效率增大(圖9)，故燃料釋放熱量增大。

圖11為不同來流溫度下燃燒室出口處徑向CO2含量分布曲線。由圖可見，隨著來流溫度的提高，CO2含量增大，其原因是，來流溫度的提高導(dǎo)致燃燒效率的增大，燃料燃燒更充分，排放的CO2產(chǎn)物也因此上升。圖12為不同來流溫度下燃燒室中心軸線上H2O含量分布。由圖可見，隨著來流溫度的提高，H2O含量增大。其原因類似于CO2。

2.3 壁面溫度對燃燒性能的影響分析

圖10 不同來流溫度下溫度分布圖

圖11 不同來流溫度下出口處徑向CO2含量分布

圖12 不同來流溫度下中心軸線上的H2O含量分布

保持當(dāng)量比0.6，來流速度50 m/s，來流溫度300 K，研究壁面溫度Twall的變化對燃燒室速度場、溫度場以及其他性能指標(biāo)的影響變化趨勢。

圖13為不同壁面溫度下燃燒室縱向中心截面速度流場分布圖。由圖13可見，凹腔內(nèi)以及后鈍體后側(cè)回流區(qū)旋渦相對穩(wěn)定，而且速度分布無顯著差異，表明壁面溫度的變化對燃燒室速度流場無明顯影響。

圖13 不同壁面溫度下速度流場分布圖

圖14為不同壁面溫度下燃燒室縱向中心截面溫度分布圖。由圖可見，隨著壁面溫度的提高，凹腔內(nèi)溫度也逐漸升高，而且溫度分布更加均勻。凹腔外側(cè)其他區(qū)域溫度也明顯升高，其原因是壁面溫度的提高引起燃燒室整個溫度場的提高。

圖14 不同壁面溫度下溫度分布圖

圖15為壁面溫度對總壓損失及燃燒效率的影響曲線。由圖可見，隨著壁面溫度的提高，燃燒室總壓損失增大，燃燒效率降低。圖16為不同壁面溫度下燃燒室出口處徑向CO2含量分布曲線。由圖可見，隨著壁面溫度的提高，CO2無明顯變化。圖17為不同壁面溫度下燃燒室中心軸線上H2O含量分布。由圖可見，隨著壁面溫度的提高，H2O含量略微下降。

圖15 壁面溫度對總壓損失及燃燒效率的影響曲線

圖16 不同壁面溫度下出口處徑向CO2含量分布

圖17 不同壁面溫度下中心軸線上的H2O含量分布

2.4 燃氣當(dāng)量比對燃燒性能的影響分析

保持來流速度50 m/s，來流溫度300 K，壁溫1 000 K，研究燃氣當(dāng)量比對燃燒室性能的影響規(guī)律。圖18為不同當(dāng)量比下速度流場分布。由圖18可見，當(dāng)量比小于1.0時，隨著燃氣當(dāng)量比的增大，燃燒室出口處的速度增大，即出口動能增大。當(dāng)量比達到1.0之后，出口處的速度保持不變，表明富油狀態(tài)下，燃氣當(dāng)量比對速度場分布無影響。

圖18 不同當(dāng)量比下速度流場分布圖

圖19 不同當(dāng)量比下溫度場分布圖

圖19為不同當(dāng)量比下燃燒室中心截面溫度分布。由圖19可見，當(dāng)量比小于1.0時，隨著當(dāng)量比的增大，燃燒室凹腔以及后鈍體后側(cè)區(qū)域的溫度逐漸升高。其原因是，貧燃時，氧氣充足，燃料均能充分反應(yīng)，當(dāng)量比越大，燃料越多，燃燒放熱也越多。當(dāng)量比達到1.0之后，凹腔內(nèi)溫度開始降低。其原因是氧氣不足，使反應(yīng)的燃料受到限制，放熱量減少，故溫度偏低。

圖20為當(dāng)量比對燃燒室總壓損失及燃燒效率的影響曲線。由圖20可見，總壓損失隨著當(dāng)量比的增大呈現(xiàn)出先增大后減小的變化規(guī)律，當(dāng)量比為1.0時達到最大值。其原因是，由圖19可知，燃燒室溫度隨著當(dāng)量比的增大先上升后降低，當(dāng)量比為1.0時達到溫度分布最高。也就是說燃燒室溫升先增大后減小，溫升越大，帶來的氣流總壓損失也越大，故總壓損失先增后減。

圖20 當(dāng)量比對總壓損失及燃燒效率的影響曲線

圖20還顯示，燃燒效率隨著當(dāng)量比的增大而減小，其原因是，貧燃時，氧氣充足，燃料均能充分反應(yīng)，當(dāng)量比越小，燃料越少，故可以完全反應(yīng)，燃燒效率也較高;富燃時，氧氣不足，使反應(yīng)的燃料受到限制，且當(dāng)量比越大，燃料越多，故反應(yīng)程度越低，燃燒效率也因此較低。

圖21為不同當(dāng)量比時燃燒室出口處徑向CO2含量分布曲線。由圖21可見，當(dāng)量比小于1.0時，隨著當(dāng)量比的增大，出口徑向CO2分布升高;當(dāng)達到1.0之后，CO2含量曲線重合。這是因為生成的CO2與燃料完全反應(yīng)釋放出來的CO2有關(guān)，貧燃時隨著當(dāng)量比增大，燃料增多。由于處于貧燃時氧氣充足，燃料可完全燃燒，故釋放出來的CO2逐漸增大。當(dāng)量比達到1.0之后，雖然當(dāng)量比增大，但是由于氧氣有限，生成的CO2保持在完全燃燒狀態(tài)。圖22為不同當(dāng)量比時中心軸線上H2O含量分布曲線。由圖22可見，規(guī)律與出口徑向CO2規(guī)律一致。

圖21 不同當(dāng)量比下出口處徑向CO2含量分布

圖22 不同當(dāng)量比下中心軸線上的H2O含量分布

3 結(jié)論

文中通過數(shù)值模擬對不同來流速度、來流溫度、壁面溫度以及燃氣當(dāng)量比下后鈍體開口AVC的速度場、溫度場及相關(guān)性能參數(shù)進行了分析，結(jié)論如下:

1)后鈍體開口AVC在不同來流速度下都能發(fā)揮很好的穩(wěn)焰作用。隨著來流速度的增大，燃燒室整體速度分布增大，凹腔內(nèi)高溫分布區(qū)域增大且分布更加均勻，總壓損失增大，燃燒效率降低。

2)隨著來流溫度的提高，燃燒室內(nèi)整體溫度均上升，燃燒室下游區(qū)域及出口處速度降低，燃燒室總壓損失先減小后保持不變，燃燒效率增大，出口處徑向CO2含量及中心軸向上的H2O含量增大。

3)隨著壁面溫度的提高，凹腔內(nèi)溫度逐漸升高，而且溫度分布更加均勻，燃燒室總壓損失增大，燃燒效率降低。

4)總壓損失隨著燃氣當(dāng)量比的增大先增大后減小，當(dāng)量比為1.0時達到最大值。燃燒效率隨著當(dāng)量比的增大而減小。貧燃時，隨著當(dāng)量比的增大，燃燒室出口處的速度增大，凹腔以及后鈍體后側(cè)區(qū)域的溫度升高，出口徑向CO2及中軸向上H2O分布升高。富燃時，當(dāng)量比對速度場分布無影響，CO2及H2O含量保持恒定，但凹腔內(nèi)溫度降低。

［1］Edmonds R G，Steele R C，Williams J T，et al.Ultra-low NOxadvanced vortex combustor，ASME Paper 2006-GT-90319［R］.2006.

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