王力軍，周輝，賈譯鈞，江金濤

(沈陽航空航天大學(xué)a.能源與環(huán)境學(xué)院；b.航空航天工程學(xué)部，沈陽110136)

超緊湊燃燒室內(nèi)流場水流模擬實(shí)驗(yàn)研究

王力軍a，周輝b，賈譯鈞a，江金濤a

(沈陽航空航天大學(xué)a.能源與環(huán)境學(xué)院；b.航空航天工程學(xué)部，沈陽110136)

為探究超緊湊燃燒室內(nèi)流場結(jié)構(gòu)和數(shù)值模擬結(jié)果的準(zhǔn)確性，根據(jù)相似原理，搭建了超緊湊燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場水流模擬實(shí)驗(yàn)裝置。用紅墨水作示蹤劑，顯示超緊湊燃燒室周向環(huán)腔內(nèi)不同位置的流場軌跡。在滿足與水流模擬實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)相等的情況下，以空氣為介質(zhì)用Fluent軟件對超緊湊燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場進(jìn)行數(shù)值模擬。數(shù)值模擬與水流模擬實(shí)驗(yàn)結(jié)果對比表明，所得流動軌跡形狀相似，運(yùn)動趨勢一致。利用水流代替空氣流研究超緊湊燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場特性，能更直觀地驗(yàn)證流場結(jié)構(gòu)數(shù)值模擬結(jié)果的可靠性。

航空發(fā)動機(jī)；超緊湊燃燒室；相似原理；水流模擬；流場特性；數(shù)值分析；流動軌跡

1 引言

航空發(fā)動機(jī)燃燒室實(shí)驗(yàn)條件，特別是實(shí)驗(yàn)用氣源條件，往往達(dá)不到發(fā)動機(jī)燃燒室進(jìn)口空氣壓力和流量條件要求，絕大多數(shù)實(shí)驗(yàn)用氣源的能力不能滿足燃燒室較高工作狀態(tài)下的全參數(shù)實(shí)驗(yàn)要求[1-2]。此外，由于空氣為無色透明氣體，實(shí)驗(yàn)時(shí)對氣態(tài)流場進(jìn)行可視化觀察比較困難[3-5]。雖然可用PIV技術(shù)檢測氣態(tài)流場速度等參數(shù)，但成本相對較高，且只有部分研究所、高校和企業(yè)具備這樣的條件。因此，基于相似原理，利用水流代替空氣進(jìn)行燃燒室內(nèi)流場研究不失為為一種經(jīng)濟(jì)可行的方法。

本文基于相似原理，構(gòu)建了一套航空發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)流場水流模擬實(shí)驗(yàn)臺系統(tǒng)，研究超緊湊燃燒室(UCC)[6-8]內(nèi)冷態(tài)流場分布特性。同時(shí)，利用數(shù)值模擬方法研究了超緊湊燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場特性，并與水流模擬實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比驗(yàn)證。

2 模型與實(shí)驗(yàn)設(shè)備

2.1 水流模擬實(shí)驗(yàn)臺

圖1為構(gòu)建的航空發(fā)動機(jī)超緊湊燃燒室內(nèi)流場水流模擬實(shí)驗(yàn)臺系統(tǒng)，該實(shí)驗(yàn)臺能進(jìn)行超緊湊燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場模擬。水泵1、水泵2注入的水流分別代表進(jìn)入超緊湊燃燒室的主流空氣和二次射流空氣，水泵3可注入另外一種液體代表進(jìn)入燃燒室的燃油。根據(jù)相似原理，當(dāng)相似準(zhǔn)數(shù)相等時(shí)，可用水流代替燃油。水泵1、水泵2、水泵3的最大供水量，分別為40 m3/h、13 m3/h和6 m3/h。水路1、水路2、水路3上各安裝一個(gè)電磁流量計(jì)測定水流流量，并將信息反饋到PLC自動控制柜，從而達(dá)到流量自動控制。實(shí)驗(yàn)過程中，選用尼康D7000單反相機(jī)對示蹤劑(紅墨水)所示流場軌跡進(jìn)行拍照和攝像。

2.2 實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬方案

設(shè)定了三個(gè)實(shí)驗(yàn)方案。方案一，用水流模擬超緊湊燃燒室周向環(huán)腔內(nèi)冷態(tài)流場軌跡。該方案需開啟水路1和水路2，用紅墨水作為示蹤劑來顯示周向環(huán)腔內(nèi)流場軌跡。方案二，用水流模擬超緊湊燃燒室二次射流入口處流場軌跡。該方案需開啟水路1和水路2，示蹤劑直接注入水路2中，以便顯示二次射流入口處流場軌跡。方案三，用水流模擬燃油噴嘴處燃油軌跡。該方案需同時(shí)開啟水路1、水路2、水路3。其中，水路3代表燃油，示蹤劑直接注入水路3中，以便顯示燃油噴嘴處燃油軌跡。實(shí)驗(yàn)工況見表1，數(shù)值模擬工況見表2。本文根據(jù)數(shù)值模型所搭建的模型實(shí)驗(yàn)臺，可保證數(shù)值模擬工況與水流模擬實(shí)驗(yàn)工況的雷諾數(shù)相等[9]。根據(jù)下式，可得出實(shí)驗(yàn)水流與數(shù)值計(jì)算空氣的速度之比。

式中：ρ表示密度，v表示速度，L表示特征長度，μ表示動力粘度，下標(biāo)a表示空氣，下標(biāo)l表示水。其中水和空氣的密度與動力粘度均為常量，設(shè)定實(shí)驗(yàn)臺模型與數(shù)值模擬模型特征長度之比為2。

表1 實(shí)驗(yàn)工況Table 1 Experimental conditions

表2 數(shù)值模擬工況Table 2 Numerical calculation conditions

3 超緊湊燃燒室模型

超緊湊燃燒室模型的設(shè)計(jì)，參照了美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室的超緊湊燃燒室實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚10-11]，見圖2。其環(huán)腔寬124 mm，高73 mm，內(nèi)徑330 mm。軸向主氣流環(huán)形通道內(nèi)徑為150 mm，外徑為184 mm。徑向葉片高17 mm。環(huán)腔蓋上周向均勻分布6個(gè)燃油噴嘴，噴口內(nèi)徑3 mm。每個(gè)燃油噴嘴周圍分布4個(gè)二次空氣射流噴管，與徑向的夾角為45°。二次空氣射流入口直徑10 mm。燃燒室中央軸上，周向均勻布置6個(gè)渦輪葉片。渦輪葉片均設(shè)計(jì)有徑向凹槽，位于燃油孔正下方，徑向凹槽前端面為45°傾斜面。選擇超緊湊燃燒室1/6扇形區(qū)域?yàn)橛?jì)算域。計(jì)算域兩側(cè)設(shè)為旋轉(zhuǎn)周期面，總網(wǎng)格數(shù)約為113萬。計(jì)算過程中，y+控制在100以內(nèi)。由于超緊湊燃燒室周向環(huán)腔內(nèi)存在較強(qiáng)的旋轉(zhuǎn)流動，計(jì)算選用Realizablek-ε湍流模型[12]。入口邊界條件設(shè)為速度入口。

4 結(jié)果與分析

4.1 中央環(huán)腔處流場軌跡

圖3示出了超緊湊燃燒室中央環(huán)腔處橫截面流線軌跡的實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果。從圖3(a)可見，流線簇右端緊密(即徑向范圍小)，左端稀疏(即徑向范圍大)，這表明環(huán)腔內(nèi)旋流存在徑向速度。從圖3(b)可見，左端跡線范圍明顯比右端跡線范圍寬，這表明該跡線對應(yīng)的旋流存在著徑向速度。對比兩種結(jié)果，實(shí)驗(yàn)流線軌跡與數(shù)值模擬流線軌跡在相同位置處形狀相似，運(yùn)動趨勢較為一致，這表明實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果吻合較好。

4.2 二次射流入口處流場軌跡

圖4示出了超緊湊燃燒室二次射流入口處軌跡的實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果。從圖中可看出，實(shí)驗(yàn)中用紅墨水標(biāo)記出的流線軌跡與數(shù)值模擬的流線軌跡在相同位置處形狀相似，運(yùn)動趨勢一致。二次射流進(jìn)入環(huán)腔后，在環(huán)腔內(nèi)旋流的作用下改變初始速度方向，向旋流流動方向一側(cè)偏轉(zhuǎn)。雖然二次射流入口方向與半徑方向夾角為45°，但在旋流強(qiáng)烈作用下，二次射流進(jìn)入環(huán)腔后幾乎貼著環(huán)腔上壁面沿周向方向運(yùn)動。這是因?yàn)榄h(huán)腔內(nèi)靠近上壁面處作圓周運(yùn)動的旋流在離心力的作用下，具有沿半徑向外運(yùn)動的趨勢，導(dǎo)致旋流對進(jìn)入環(huán)腔的二次射流進(jìn)行擠壓，致使二次射流改變進(jìn)入環(huán)腔的初始速度方向。

4.3 燃油噴嘴處燃油軌跡

圖5示出了燃油噴嘴出口處燃油顆粒軌跡的實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果。從圖中可看出，實(shí)驗(yàn)中用紅墨水標(biāo)記出的流線軌跡與數(shù)值模擬的流線軌跡在相同位置處形狀相似，運(yùn)動趨勢一致。在2路水流形成的旋流作用下，模擬航空煤油的3路水流方向發(fā)生了偏轉(zhuǎn)。這是由于環(huán)腔內(nèi)作圓周運(yùn)動的旋流，在離心力作用下具有沿半徑向外運(yùn)動的趨勢。該旋流向外擠壓從燃油噴嘴處進(jìn)入的3路水流，使之方向發(fā)生偏轉(zhuǎn)，且偏轉(zhuǎn)方向與旋流運(yùn)動方向一致。

5 結(jié)論

根據(jù)相似原理，利用水流模擬實(shí)驗(yàn)研究了超緊湊燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場。同時(shí)，在滿足與水流模擬實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)相等的情況下，以空氣為介質(zhì)對燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，并與水流模擬實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比驗(yàn)證。結(jié)果表明：數(shù)值模擬所得流場軌跡與水流模擬實(shí)驗(yàn)所得流場軌跡，其形狀和結(jié)構(gòu)相似，流動規(guī)律一致。基于相似原理，利用水流代替空氣對超緊湊燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場進(jìn)行可視化模擬，能更直觀地驗(yàn)證流場結(jié)構(gòu)數(shù)值模擬結(jié)果的可靠性。

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Experimental investigation of flow field in an ultra compact combustor

WANG Li-juna，ZHOU Huib，JIA Yi-juna，JIANG Jin-taoa
(a.College of Energy and Environment；b.Faculty of Aerospace Engineering，Shenyang Aerospace University，Shenyang 110136，China)

In order to investigate the accuracy of flow structure and numerical results in ultra compact com?bustor(UCC),a water analog experimental rig was established to simulate the cold flow field in ultra com?pact combustor based on similarity principle.The different streamlines in the circumferential cavity were shown when red ink was used as the tracer material.Fluent was used to simulate the cold flow field,in which the Reynolds number was equal between experiment and numerical simulation.The results show that the tracks and flowing trends are similar between the streamlines obtained from experiments and those of nu?merical simulation,indicating that it is feasible to investigate the gas flow characteristics in ultra compact combustor by substituted water flow and to validate the creditability of flow field structures by numerical simulation.

aero-engine;ultra compact combustor；similarity principle；water flow simulation；flowfield characteristics；numerical simulation；streamline track

V231.1

：A

：1672-2620(2017)01-0032-04

2016-03-29；

：2016-11-18

王力軍(1963-)，男，遼寧開原人，博士，副教授，主要從事航空發(fā)動機(jī)燃燒設(shè)計(jì)與分析技術(shù)研究。