崔 博, 沈 偉, 田浩男

(海軍航空工程學(xué)院,山東 煙臺 264001)

某環(huán)形燃燒室流場數(shù)值仿真研究

崔 博, 沈 偉, 田浩男

(海軍航空工程學(xué)院,山東 煙臺 264001)

基于對燃燒室性能研究的需要,使用通用CFD軟件建立環(huán)形燃燒室的氣液兩相燃燒計算模型,依據(jù)發(fā)動機燃燒室工作時的實際狀況,通過計算得到燃燒室流場仿真所需要的具體邊界條件。對數(shù)值仿真結(jié)果進行分析得到了在發(fā)動機工作點時燃燒室內(nèi)部的速度場,可燃氣體組份和溫度場的分布。通過分析得出結(jié)論:此環(huán)形燃燒室的速度場和溫度場分布合理,液體燃油霧化揮發(fā)出的可燃組份分布合理,有利于燃燒的穩(wěn)定進行,其中旋流器的合理設(shè)置對于燃燒反應(yīng)的穩(wěn)定進行有重要的作用。

燃燒室; 流場; 數(shù)值仿真; CFD

1 引 言

航空發(fā)動機技術(shù)不斷發(fā)展進步,燃燒技術(shù)、噴嘴霧化技術(shù)也隨之不斷發(fā)展?，F(xiàn)代高性能發(fā)動機的燃燒室越來越復(fù)雜,對其通過實驗的方法進行測試,技術(shù)復(fù)雜,實驗周期長[1-3]。燃燒過程異常復(fù)雜,伴隨著湍流,燃料霧化以及化學(xué)反應(yīng)等各種過程[4],實驗的手段對其進行同時測量是比較困難的。當(dāng)今計算機技術(shù)的發(fā)展使得大規(guī)模計算得以實現(xiàn),也促進了通用CFD技術(shù)的發(fā)展,發(fā)動機部件的設(shè)計、改進以及性能的驗證越來越依賴于前期對所設(shè)計部件的CFD仿真的分析,從而達到直接接近設(shè)計要求的地步[5-6]。

本文通過數(shù)值仿真的手段,通過使用通用CFD軟件對某燃燒室的具體模型進行流場仿真,來分析此燃燒室的速度場、氣體組份和溫度場的分布狀況,為進一步研究燃燒室的各項具體性能奠定基礎(chǔ)。

2 燃燒室計算模型

燃燒室建模首先考慮對流場的影響因素,整體按實物進行建模,通過軟件內(nèi)部耦合求出整體流場的速度、流量以及溫度分布。燃燒室為環(huán)形燃燒室,供油部分采用的是帶有12個噴油嘴的噴油環(huán),燃燒室整體為軸對稱結(jié)構(gòu),因此建模采用軸對稱結(jié)構(gòu)的方式進行建模,建立燃燒室的1/12的模型,計算得出的結(jié)果再擴展到整個燃燒室,從而達到減少網(wǎng)格數(shù)量和整體計算量的目的。本文利用ansys workbeach里的DesignModeler建模模塊與GAMBIT軟件聯(lián)合進行燃燒室流場模型的建立。

2.1 計算域模型構(gòu)建

首先構(gòu)建旋流器模型。旋流器由十個旋流片組成,每個旋流片葉型數(shù)據(jù)為厚度1mm,每個旋流片掃過的角度為60°。建模過程如圖所示:首先建立單個旋流片的實體,通過軸對稱陣列操作建立出其余所有旋流片的實體模型,建立旋流器的內(nèi)外襯套,將所有旋流片和內(nèi)外襯套聯(lián)合最終形成旋流器實體模型如圖1所示。

構(gòu)建整體流體域。通過建立整體燃燒室的流體域,然后切出1/12的流體域,為了設(shè)置燃燒室殼體壁面上小孔、劃分網(wǎng)格以及設(shè)置邊界條件的方便,以燃燒室殼體為界將整體流體域分為兩部分建模。由于燃燒室殼體厚度較薄(尺度小于1mm),其對于流體域的計算影響較小,因此在建模過程中忽略燃燒室殼體厚度,從而簡化燃燒室的建模以減小接下來的網(wǎng)格劃分時工作的難度,燃燒室流體域的建模如圖2所示。

使用GAMBIT軟件劃分殼體的小孔并連通內(nèi)外兩個流體域。將流體域?qū)隚AMBIT軟件,在GAMBIT軟件里劃出燃燒室殼體的各個進氣孔,并從旋流器頭部以及各個進氣孔處將內(nèi)外兩部分計算域互相連通如圖3所示。

圖1 旋流器實體建模過程Fig.1 Modeling process of the cyclone

圖2 1/12燃燒室計算域Fig.2 Calculation domain of the 1/12 combustion chamber

圖3 連通后的計算域Fig.3 Connected calculation domain

2.2 燃燒室計算域網(wǎng)格劃分情況

由于燃燒室結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜,雖然也可以通過對燃燒室流體域分區(qū),然后進行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的混合的劃分方式,但是基于有限體積的方法對于非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分方式的計算也可以得到較為精確的結(jié)果,而在GAMBIT軟件里進行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分的工作高效簡潔,因此本文采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格自動劃分方式進行劃分。網(wǎng)格精度為0.002m,通過GAMBIT網(wǎng)格劃分非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格結(jié)果得到如圖4所示的網(wǎng)格,最終網(wǎng)格數(shù)量為99萬個。

圖4 計算域網(wǎng)格劃分情況Fig.4 Calculation of the grid division of the region

2.3 確定計算邊界條件

網(wǎng)格邊界條件的設(shè)置包括進出口邊界條件,壁面邊界條件,周期性邊界條件以及離散相的設(shè)置。本文將討論燃燒室在穩(wěn)定工作點的工作狀況,從而分析燃燒室特性。

冷進氣道進口處總壓、壓氣機進口處總壓和燃燒室進口處總壓分別用Pt0、Pt1、Pt2表示,則由發(fā)動機共同工作的原理可以得出:

(1)

其中,Ps0為海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，Ma為飛行馬赫數(shù)，且Ma=0.9。

(2)

進氣道壓力損失σ=0.98.

壓氣機進口處總壓等于進氣道出口處總壓。

(3)

壓氣機最大增壓比πc=3.75,環(huán)境溫度T0=288.15 K,壓氣機效率ηc=0.76。

燃燒室進口處總壓等于壓氣機進口處總壓。

由于導(dǎo)彈掠海飛行,遠場總壓即為海平面處的標(biāo)準(zhǔn)大氣壓,即Ps0=101325Pa,從而得出燃燒室進口處的總壓為629789Pa。

今進氣道進口處總溫,壓氣機進口處總溫和燃燒室進口處總溫分別用Tt0、Tt1、Tt2表示,則

(4)

(5)

(6)

其中,Ts0為環(huán)境溫度，Ts0=288.15K,壓氣機效率ηc=0.76。

最終得出燃燒室進口總溫為537K。

噴嘴作為離散相的形式來進行模擬,設(shè)置離散相的各項相關(guān)參數(shù):噴嘴流量0.007Kg/s,霧化半角為36°,壓力2.3MPa,初始溫度設(shè)為400K。

1/12燃燒室流體域側(cè)面設(shè)置為周期性邊界條件,其它壁面均為默認的標(biāo)準(zhǔn)壁面設(shè)置。

湍流模型選擇工程上應(yīng)用較為廣泛的標(biāo)準(zhǔn)κ-ε模型(雙方程模型),輻射模型選擇DO模型,燃燒模型設(shè)置組分輸運中的渦耗散(EDM)模型,選擇非穩(wěn)態(tài)時間步的計算方法。

3 計算結(jié)果及分析

本文對燃燒室的數(shù)值模擬基于發(fā)動機在工作點時的狀態(tài)。通過計算結(jié)果可以表明流場內(nèi)氣流在各個位置的速度,可燃氣體在場內(nèi)的組份分布以及溫度的分布情況,計算結(jié)果表明該燃燒室有利于燃燒反應(yīng)的進行。

圖5給出了發(fā)動機在巡航狀態(tài)下燃料反應(yīng)時的速度場分布,從圖5速度場分布情況中我們可以看出雖然燃燒室進口氣流速度較大,大約在100m/s以上,但是在通過燃燒室旋流器后,在燃料噴嘴后方和第一排進氣孔的前方的主燃區(qū),氣體形成了明顯的低速回流區(qū),這非常有利于混合氣組織起穩(wěn)定的燃燒。

圖5 計算域速度場矢量圖Fig.5 Vector diagram of velocity field in computational domain

由圖6中C12H23組分分布圖可以看出,混合氣體中的可燃組分在噴嘴后部沿霧化噴霧的位置分布呈一個花瓣的形狀,這也是氣體展開燃燒開始反應(yīng)的主燃區(qū)區(qū)域,符合燃燒反應(yīng)的需要,而從氧氣組分分布情況圖7來看,主燃區(qū)氧氣已經(jīng)燃燒殆盡,因此在主燃區(qū)反應(yīng)過后進入補燃區(qū)的混合氣體還有可燃組分的存在,使得補燃區(qū)反應(yīng)得以進行,在補燃區(qū)反應(yīng)過后,可燃組分已經(jīng)反應(yīng)完畢,補充進來的氣體中的氧氣不再參與反應(yīng),而是主要起到了冷卻作用。

圖6 C12H23組分分布圖Fig.6 C12H23 component distribution diagram

圖7 O2組分分布圖Fig.7 O2 component distribution diagram

從圖8中整體計算域?qū)ΨQ面的溫度場的分布圖可以看出,燃料大部分在主燃區(qū)燃燒形成局部的高溫區(qū),而在燃燒室殼體上的前排孔洞通過的氣體起到了一定的補燃作用,從前排補燃孔截面處和補燃孔后溫度場分布圖中的高溫區(qū)中可以看出,反應(yīng)產(chǎn)生的高溫區(qū)域局部溫度達到2400K,而高溫氣體經(jīng)過后排的孔洞進入的氣體則起到了冷卻作用,經(jīng)過后排孔洞進氣的冷卻作用,燃燒室后半部分已經(jīng)沒有明顯的高溫區(qū)。

燃燒室計算域出口處溫度場分布最高溫度不超過1400K,而且高溫區(qū)域集中在中部位置,壁面附近溫度較低,出口溫度分布較好,整體的溫度場比較有利于對后部渦輪組件的保護。

4 結(jié) 論

本文通過對燃燒室建立計算模型進行流場的數(shù)值仿真得到如下結(jié)論:

圖8 不同截面的溫度場分布圖Fig.8 Temperature field distribution of different section

(1) 本文建立的氣液兩相流加化學(xué)反應(yīng)的模型較好的模擬了燃燒室的流場分布情況,燃燒組織過程,以及燃燒室后部孔洞進氣補燃空氣的燃燒和冷卻排氣過程。燃燒室速度場分布合理,有利于燃燒反應(yīng)的進行,燃燒室出口溫度場分布也在合理可接受的區(qū)域。計算結(jié)果直觀的表現(xiàn)出了燃燒室的整個工作過程,為更深入的研究燃燒室提供了分析工具。

(2) 通過燃燒室噴油環(huán)噴嘴對液體燃料的噴霧霧化作用后,液體燃料形成液霧并揮發(fā)出的可燃組份在噴嘴后部合理的分布,這比較有利于燃燒反應(yīng)的穩(wěn)定進行。

(3) 在主燃區(qū)混合氣旋流區(qū)的形成對于反應(yīng)持續(xù)穩(wěn)定的進行是很關(guān)鍵的,旋流器保證了旋流區(qū)的形成,并使燃料霧化揮發(fā)更為充分,所以有利于燃燒的進行,合理設(shè)置旋流器是非常重要而且有必要的,對整個燃燒室性能的好壞起著重要的影響。

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崔 博 男(1984-),遼寧葫蘆島人,碩士研究生,主要從事海洋環(huán)境與飛行器性能方面的研究。

沈 偉 男(1975-),四川樂山人,副教授,主要從事發(fā)動機性能評估,動力裝置內(nèi)流場計算方面的研究。

Research onNumerical Simulation of Flow Field in anAnnular Combustor

CUIBo,SHENWei,TIANHaonan

(Naval Aeronautical and Astronautical University,Yantai 264001,China)

In order to investigate the performance of the combustion chamber,the gas-liquid-two-phase combustion calculation model of the annular combustion chamber was established by using the general CFD software.According to the actual condition of the engine combustion chamber,the specific boundary conditions needed for the simulation of the flow field are calculated.The numerical simulation results are analyzed to abtain the velocity field,the combustible gas composition and the temperature field distribution in the combustion chamber at the working point of the engine.It is concluded that the velocity field and the temperature field of the annular combustion chamber are distributed reasonably,volatile combustible component distribution is reasonable for stable combustion,and reasonable setting of the cyclone has an important effect on the stability of the combustion reaction.

combustion chamber; flow field; numerical simulation; CFD

V 235.11

A