費(fèi)?力，何立明，陳?一，鄧?俊，雷健平，趙兵兵

某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室等離子體助燃的數(shù)值研究

費(fèi)?力，何立明，陳?一，鄧?俊，雷健平，趙兵兵

(空軍工程大學(xué)航空工程學(xué)院，西安 710038)

為開展等離子體助燃技術(shù)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中的應(yīng)用研究，利用Fluent軟件對(duì)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)環(huán)形燃燒室進(jìn)行了等離子體助燃的數(shù)值計(jì)算，設(shè)計(jì)了等離子體助燃的數(shù)值計(jì)算方案，對(duì)比分析了正常燃燒狀態(tài)條件和等離子體助燃條件下的數(shù)值計(jì)算結(jié)果．結(jié)果表明：從主燃孔實(shí)施助燃后火焰筒內(nèi)的高溫區(qū)向主燃區(qū)移動(dòng)，煤油在主燃區(qū)燃燒得更充分，燃燒室出口截面的平均溫升增高約57.97K，燃燒效率提高約2.42%；出口處溫度分布均勻性有所改善，燃燒室出口處截面溫度的分布不均勻系數(shù)下降達(dá)21.82%；提高了燃料燃燒完全程度，燃燒尾氣中CO的體積分?jǐn)?shù)下降約13.58%，極大改善了燃燒室的性能．

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；環(huán)形燃燒室；等離子體助燃；數(shù)值研究

燃燒室是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的核心部件之一，被喻為發(fā)動(dòng)機(jī)的心臟，其性能的優(yōu)劣，將直接影響到發(fā)動(dòng)機(jī)的性能、工作的可靠性和安全性，也直接決定了飛機(jī)的性能．發(fā)動(dòng)機(jī)的尺寸不變時(shí)，渦輪前的燃?xì)鉁囟让看翁岣?6℃，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力可增加8%～13%，發(fā)動(dòng)機(jī)的循環(huán)效率可提高2%～4%[1]，按照推重比達(dá)到15～20，其單位推力應(yīng)達(dá)到120～150daN·s/kg[2].對(duì)于燃燒室部件來(lái)說(shuō)，燃燒室出口溫度場(chǎng)的均勻性也是反映航空發(fā)動(dòng)機(jī)先進(jìn)性和可靠性的重要指標(biāo)，而且還會(huì)對(duì)渦輪部件的耐久性和壽命產(chǎn)生影響[3]．

等離子體助燃作為一種新型的燃燒室強(qiáng)化燃燒技術(shù)，利用氣體在等離子體激勵(lì)器放電中的熱電離、光電離、裂解等過(guò)程，形成具有化學(xué)活性的組分提高氣體溫度和湍流度，以提高燃燒化學(xué)反應(yīng)速率[4-6]. 2006年，美國(guó)Applied Plasma Technologies公司[7]在等離子體助燃激勵(lì)器的優(yōu)化設(shè)計(jì)以及等離子體助燃效果等方面進(jìn)行了深入的研究．2007年，國(guó)內(nèi)何立明教授等[8-9]率先開展航空發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室等離子體點(diǎn)火與助燃技術(shù)探索性研究，對(duì)等離子體激勵(lì)器的放電機(jī)理、等離子體動(dòng)力學(xué)、燃燒化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)到兩者的交叉融合等方面都有了較為清晰的認(rèn)識(shí)．2008年，莫斯科物理技術(shù)學(xué)院的Starikovskii等[10]建立直流電場(chǎng)作用下的甲烷/空氣混合氣層流預(yù)混火焰一維與二維的模型，二維模擬結(jié)果表明當(dāng)施加電場(chǎng)激勵(lì)后會(huì)在燃燒器噴嘴位置產(chǎn)生與來(lái)流速度方向相反的體積力，降低來(lái)流速度大小，使得施加電場(chǎng)激勵(lì)后軸線上不同位置CO2的質(zhì)量分?jǐn)?shù)都小于未施加電場(chǎng)激勵(lì)時(shí)CO2的質(zhì)量分?jǐn)?shù)，燃燒效率提高．2011年烏克蘭船舶制造國(guó)立大學(xué)的Serhiy研究團(tuán)隊(duì)[11]對(duì)某型低排放燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室等離子體助燃效果進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)和數(shù)值仿真，仿真結(jié)果表明，施加等離子體助燃激勵(lì)后燃燒室的溫度分布得到改善．2013年，空軍工程大學(xué)的Zhu等[12]對(duì)等離子體氣動(dòng)激勵(lì)的放電等離子體、能量傳遞和流場(chǎng)響應(yīng)的特性開展了系統(tǒng)建模仿真，得到隨時(shí)間變化的基于放電過(guò)程的空間熱源分布，進(jìn)而也得到精準(zhǔn)的溫度場(chǎng)、壓力場(chǎng)和速度場(chǎng)的響應(yīng)特性．

然而，國(guó)內(nèi)在等離子體助燃方面的研究還處在剛起步階段，目前主要集中在激勵(lì)器的研制和助燃機(jī)理的研究階段，高昂的實(shí)驗(yàn)費(fèi)用以及檢測(cè)手段的影響，很大程度上限制了試驗(yàn)研究．因此本文開展了某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室等離子體助燃的數(shù)值研究．本文首先建立了某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)環(huán)形燃燒室的簡(jiǎn)化模型；其次確立了通過(guò)主燃孔向燃燒室注入少量O、H以及OH的等離子體助燃方案；最后利用Fluent軟件對(duì)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)環(huán)形燃燒室進(jìn)行了等離子體助燃的數(shù)值計(jì)算，進(jìn)而得到了其在等離子體助燃條件下的特性，為今后等離子體助燃技術(shù)應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)提供一定的理論參考．

1?計(jì)算模型及邊界條件

1.1?幾何模型建立及網(wǎng)格劃分

本文研究的對(duì)象為某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)短環(huán)形、直流燃燒室，如圖1所示．它共有28個(gè)頭部，其中每一個(gè)都包含有一個(gè)旋流器和噴嘴．空氣流經(jīng)擴(kuò)壓器后，一部分經(jīng)由旋流器進(jìn)入火焰筒內(nèi)；剩余的大部分進(jìn)入二股通道，通過(guò)主燃孔、氣膜冷卻孔和摻混孔等通道進(jìn)入火焰筒內(nèi)．而主燃孔、氣膜冷卻孔和摻混孔均勻地分布在火焰筒壁面上，其中主燃孔在外壁面加工有56個(gè)，內(nèi)壁面加工有42個(gè)；摻混孔在內(nèi)外壁面各加工56個(gè)；氣膜冷卻孔在內(nèi)外壁面加工較多，而且孔的半徑也不盡相同，但其數(shù)量都是28的倍數(shù)．本文選取某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)環(huán)形燃燒室的1/14扇形段，即2個(gè)頭部部分作為數(shù)值計(jì)算的幾何模型．

圖1?某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的基本結(jié)構(gòu)

該型航空發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室結(jié)構(gòu)十分復(fù)雜，并且在燃燒室內(nèi)外機(jī)匣以及火焰筒壁上設(shè)計(jì)有許多小的細(xì)節(jié)結(jié)構(gòu)，比如氣膜冷卻孔、小尺寸的凹槽和凸臺(tái)、安裝連接部位以及各種尺寸的倒角等．然而在數(shù)值計(jì)算中為了減少計(jì)算量，往往需要忽略掉這些對(duì)空氣動(dòng)力特性影響不大的小結(jié)構(gòu)．圖2為某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室火焰筒簡(jiǎn)化后的幾何模型，本文在保證幾何模型盡可能與真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室一致的同時(shí)，簡(jiǎn)化了許多影響不大的細(xì)節(jié)和結(jié)構(gòu)．尤其需要特別處理火焰筒壁面上氣膜冷卻孔的簡(jiǎn)化．

為了解決氣膜冷卻孔的簡(jiǎn)化問(wèn)題，有學(xué)者提出用填充多孔介質(zhì)的狹縫代替冷卻排孔的簡(jiǎn)化方案方案[13]．該方案雖然大大簡(jiǎn)化了模型的幾何結(jié)構(gòu)，但也造成簡(jiǎn)化后的模型與真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)火焰筒的周期性結(jié)構(gòu)存在較大差距．所以本文提出用少量較大直徑的周期性分布的小孔代替原有氣膜冷卻排孔計(jì)算模型方案，其簡(jiǎn)化的標(biāo)準(zhǔn)是使小孔與原有氣膜冷卻孔具有相同的流量特性，保證不會(huì)因?yàn)楹?jiǎn)化氣膜孔導(dǎo)致從二股通道進(jìn)入火焰筒內(nèi)的流量減小，進(jìn)而使火焰筒內(nèi)總的余氣系數(shù)發(fā)生較大變化．按照本文的方案簡(jiǎn)化后氣膜孔總數(shù)小于300個(gè)，而單個(gè)氣膜孔的直徑又不至于太小，這樣既可以大大減少網(wǎng)格數(shù)量、保證網(wǎng)格質(zhì)量又不至于跟真實(shí)情況有較大的差別．

圖2?燃燒室火焰筒簡(jiǎn)化后的幾何模型

考慮到計(jì)算精度和已有計(jì)算能力之間的關(guān)系，若是將整個(gè)計(jì)算區(qū)域用相同的網(wǎng)格密度劃分，網(wǎng)格數(shù)將過(guò)大從而無(wú)法滿足計(jì)算所承受的范圍．因此，本文采用分塊劃分網(wǎng)格的方法，根據(jù)不同區(qū)域的空間尺度和幾何特征對(duì)特殊部位進(jìn)行局部加密，不僅滿足了計(jì)算精度的要求，同時(shí)也大大地減少了網(wǎng)格數(shù)量．另外，對(duì)于形狀較規(guī)則區(qū)域采用結(jié)構(gòu)化的六面體網(wǎng)格進(jìn)行劃分，而對(duì)于其他結(jié)構(gòu)復(fù)雜且對(duì)計(jì)算精度影響不大的區(qū)域采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格來(lái)劃分．

本文列舉了2000萬(wàn)和2500萬(wàn)網(wǎng)格的劃分方案，最終確定2000萬(wàn)網(wǎng)格的劃分方案．燃燒室火焰筒壁面網(wǎng)格生成情況及局部網(wǎng)格生成情況如圖3所示，燃燒室內(nèi)整體計(jì)算域網(wǎng)格生成情況如圖4所示，在基本滿足計(jì)算精度的條件下符合已有計(jì)算平臺(tái)能力的要求．

圖3?燃燒室火焰筒壁面網(wǎng)格及局部網(wǎng)格

圖4?燃燒室內(nèi)的整體計(jì)算域網(wǎng)格

1.2? 數(shù)學(xué)模型及數(shù)值求解方法

本文采用的湍流模型為標(biāo)準(zhǔn)模型[14-16]，湍流動(dòng)能方程和湍流耗散率方程可以通過(guò)式(1)和式(2)得到.

在真實(shí)情況下某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室所使用的是雙油路壓力霧化噴嘴，本文根據(jù)其工作原理，選擇了使用壓力霧化噴嘴(pressure-swirl atomizer)模型．Fluent軟件中的壓力霧化噴嘴模型是線性化不穩(wěn)定液膜霧化模型(LISA)，由Schmidt等學(xué)者提出．該模型分為液膜形成階段和液膜破碎霧化階段．一般認(rèn)為，液膜的破碎是空氣動(dòng)力學(xué)不穩(wěn)定性造成的，使液膜破碎成線狀碎片，然后線狀碎片由于不穩(wěn)定的扭曲破碎成液滴．液滴被打碎后，噴霧霧錐的進(jìn)一步形成則由碰撞、聚合、阻力及二次破碎等因素決定．

航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的燃燒屬于湍流燃燒模型，它包含有大量復(fù)雜的化學(xué)反應(yīng)[17]．在湍流燃燒中，湍流流動(dòng)和化學(xué)反應(yīng)的過(guò)程既相互關(guān)聯(lián)又相互影響，所以選擇合理并且經(jīng)濟(jì)的湍流燃燒模型是航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室數(shù)值計(jì)算的關(guān)鍵步驟．本文采用了渦耗散概念模型(EDC)來(lái)模擬燃燒室的湍流燃燒過(guò)程．

航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室采用的燃料為煤油，計(jì)算時(shí)的模擬燃料為C12H23，氧化劑為空氣．由于燃料燃燒反應(yīng)十分復(fù)雜，本文簡(jiǎn)化為12組分10步反應(yīng)的燃燒反應(yīng)機(jī)理[18-19]，具體如表1所示．

表1?煤油(C12H23)燃燒反應(yīng)機(jī)理

Tab.1? Combustion reaction mechanism of kerosene(C12H23)

考慮到滑動(dòng)弧放電產(chǎn)生非平衡等離子體對(duì)燃燒室進(jìn)行助燃時(shí)，其化學(xué)效應(yīng)相比于溫升效應(yīng)和氣動(dòng)效應(yīng)對(duì)助燃過(guò)程影響最為顯著[20-21]，并且在放電所產(chǎn)生的活性粒子中，對(duì)助燃起主要作用的是O、H原子和活性基OH[22]，因此本文采用向燃燒室加入O、H和OH的方式來(lái)模擬等離子體助燃，兩種助燃方案下三種粒子的注入量如表2所示．

表2?不同助燃方案下各活性粒子的數(shù)量

Tab.2 Quantity of active particles under different as-sisted combustion schemes????? kg/(m3·s)

1.3?邊界條件設(shè)置

進(jìn)口邊界設(shè)為流量進(jìn)口，流量為0.1079kg/s，進(jìn)口溫度為常溫305K，進(jìn)口湍流強(qiáng)度為5%，水力直徑為0.0224m．出口邊界設(shè)定為壓力出口，出口湍流強(qiáng)度為5%，水力直徑為0.035m．環(huán)境壓力為0.19MPa．

壁面均設(shè)為光滑壁面無(wú)滑移條件，離散相邊界條件類型除火焰筒兩側(cè)的觀察舷窗外均設(shè)為trap型，即燃油顆粒碰到壁面后終止軌跡追蹤，對(duì)于蒸發(fā)型顆粒，其全部質(zhì)量瞬時(shí)轉(zhuǎn)化為氣相并進(jìn)入與壁面相接的網(wǎng)格中．為了與實(shí)際試驗(yàn)中的條件對(duì)應(yīng)，將兩側(cè)舷窗邊界條件設(shè)為壁面且為reflect型．

某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)的噴嘴為雙油路離心噴嘴，噴霧類型選擇壓力霧化噴嘴，每個(gè)噴嘴的代表粒子數(shù)設(shè)為400，副油路噴嘴設(shè)置在主油路噴口前0.0005m的位置上，噴霧方向沿噴嘴的軸線方向；燃油溫度設(shè)為360K，離散相為C12H23；燃油流量根據(jù)試驗(yàn)時(shí)的供油量確定，當(dāng)余氣系數(shù)＝1時(shí)，每個(gè)噴嘴流量為0.003743kg/s；副油路的噴霧半錐角為40°；為了與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)相匹配，噴嘴來(lái)流壓力設(shè)定為0.4MPa．

2?計(jì)算結(jié)果驗(yàn)證

數(shù)值計(jì)算中可以通過(guò)壁面+值來(lái)檢查近壁面的網(wǎng)格，用以衡量網(wǎng)格質(zhì)量是否達(dá)到計(jì)算要求．圖5為選用標(biāo)準(zhǔn)-模型標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)條件下的燃燒室火焰筒壁面+值的分布情況，從圖中可以看出，火焰筒壁面大部分區(qū)域的+值都在30～200的范圍內(nèi)，只有火焰筒頭部及供油管路附近的+值在300左右，這主要是因?yàn)榛鹧嫱餐忸^部及油路靠近燃燒室擴(kuò)壓器，而擴(kuò)壓器位置的速度還比較大．但此處+值較大對(duì)火焰筒內(nèi)部的流動(dòng)影響不大，可以忽略不計(jì)．總體來(lái)說(shuō)，對(duì)幾何模型的網(wǎng)格劃分是滿足所選用的湍流模型的適用條件的．

圖5?標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)條件下火焰筒壁面y+值的分布

對(duì)于穩(wěn)態(tài)數(shù)值模擬，需要確定計(jì)算所用的網(wǎng)格數(shù)量與計(jì)算獲得的結(jié)果之間無(wú)關(guān)聯(lián)．圖6為燃燒室出口平均溫度徑向分布的實(shí)驗(yàn)與不同網(wǎng)格條件下計(jì)算結(jié)果對(duì)比示意圖．從圖中可以看出，仿真計(jì)算的結(jié)果與實(shí)驗(yàn)的結(jié)果還存在一定的差異，這是因?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的燃燒過(guò)程十分復(fù)雜，存在流場(chǎng)的非定常性、噴霧質(zhì)量的不穩(wěn)定性、輻射換熱的熱損失等等諸多不確定的因素，尤其是針對(duì)目前先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)寬壓力、強(qiáng)湍流的燃燒模擬，想要準(zhǔn)確找到一種建模和數(shù)值方法是十分困難的．與此同時(shí)，燃燒仿真相比于流體、傳熱結(jié)構(gòu)強(qiáng)度等方面仿真的精度還比較低，想要完全與實(shí)驗(yàn)結(jié)果相符難度也非常大[23-24]．另一方面，在試驗(yàn)中由于受到測(cè)量設(shè)備局限性的影響，所采集到的溫度數(shù)據(jù)相比于理論值偏?。紤]到總體上仿真與實(shí)驗(yàn)結(jié)果變化的趨勢(shì)是基本上吻合的，可以認(rèn)為該仿真結(jié)果在微觀模擬的方面具有一定的參考價(jià)值．此外，從圖中還可以看出，在網(wǎng)格數(shù)約為2000萬(wàn)和2500萬(wàn)的條件下，燃燒室出口平均溫度徑向分布的計(jì)算結(jié)果基本吻合．考慮到已有計(jì)算機(jī)的計(jì)算能力和計(jì)算效率，本文最終在計(jì)算區(qū)域生成的總網(wǎng)格數(shù)約為2000萬(wàn)，滿足相關(guān)計(jì)算的要求，且與計(jì)算所得結(jié)果并無(wú)關(guān)聯(lián)性．

圖6 燃燒室出口平均溫度徑向分布的實(shí)驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果對(duì)比

為便于觀察和描述航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室數(shù)值計(jì)算的結(jié)果，選取過(guò)右側(cè)頭部中心截面作為觀察面，如圖7所示．需要說(shuō)明的是，由于該型航空發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)外環(huán)主燃孔、摻混孔的數(shù)目和位置不一致，選取的觀測(cè)截面不能同時(shí)通過(guò)所有主燃孔、摻混孔，所以得到的計(jì)算結(jié)果，尤其是流場(chǎng)情況并不能像理論上的內(nèi)外環(huán)主燃孔射流對(duì)射．為了更好地驗(yàn)證仿真計(jì)算的結(jié)果，本文選取某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)環(huán)形燃燒室的2個(gè)頭部，即1/14扇形段加工成試驗(yàn)段，試驗(yàn)段主要包括入口整流段、燃燒室核心試驗(yàn)段、出口溫度場(chǎng)測(cè)量段以及出口整流段，在正常燃燒狀態(tài)下，余氣系數(shù)＝1時(shí)燃燒試驗(yàn)拍攝的照片如圖8所示．而圖9為在相同狀態(tài)下的數(shù)值計(jì)算結(jié)果(選取過(guò)右側(cè)頭部中心截面作為觀察面)．對(duì)比圖8和圖9，通過(guò)觀察主燃孔射流位置和高溫區(qū)分布等發(fā)現(xiàn)，數(shù)值計(jì)算結(jié)果跟試驗(yàn)拍攝的結(jié)果比較接近，宏觀上模擬計(jì)算的效果也比較好．

綜上所述，本文數(shù)值計(jì)算得到的結(jié)果具有一定的可信度和參考價(jià)值．

圖7 ?過(guò)右側(cè)頭部中心截面的觀察面

圖8?a＝1條件下燃燒試驗(yàn)拍攝照片

圖9?a＝1條件下燃燒的數(shù)值計(jì)算結(jié)果

3?助燃方案設(shè)計(jì)及效果分析

3.1?助燃方案設(shè)計(jì)

對(duì)于目前典型的航空發(fā)動(dòng)機(jī)環(huán)形燃燒室來(lái)說(shuō)，頭部進(jìn)氣量約占總進(jìn)氣流量的20%、主燃孔引氣量約占20%、氣膜冷卻引氣量約40%[25]．圖10為數(shù)值計(jì)算得到的觀測(cè)截面的速度矢量圖，根據(jù)該型航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的流動(dòng)過(guò)程和組織燃燒特點(diǎn)采用了從主燃孔實(shí)施助燃的方案．

本文通過(guò)從燃燒室火焰筒外環(huán)上的4個(gè)主燃孔和內(nèi)環(huán)的3個(gè)主燃孔添加少量具有化學(xué)活性的粒子(O、H、OH以及O2)，以此模擬試驗(yàn)中從主燃孔噴入等離子體實(shí)施助燃的過(guò)程．設(shè)想這些粒子從主燃孔進(jìn)入燃燒室主燃區(qū)的流動(dòng)過(guò)程如圖10所示，一部分通過(guò)回流的作用進(jìn)入主燃區(qū)助燃，另一部分流向下游，在補(bǔ)燃區(qū)和摻混區(qū)實(shí)施助燃．

圖10?活性粒子進(jìn)入燃燒室的示意

3.2?計(jì)算結(jié)果分析

航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室觀測(cè)截面在正常燃燒狀態(tài)和實(shí)施等離子體助燃條件下(＝1時(shí))數(shù)值計(jì)算的溫度場(chǎng)分布如圖11所示．對(duì)比圖11(a)、(b)和(c)發(fā)現(xiàn)，實(shí)施等離子體助燃后，高溫區(qū)的范圍增大，而且高溫區(qū)開始向主燃區(qū)方向移動(dòng)，表明在活性粒子的參與下，燃料在主燃區(qū)燃燒得較為充分，這與圖10中的粒子運(yùn)動(dòng)軌跡相吻合．化學(xué)能轉(zhuǎn)化釋放出更多熱能以增加氣體的焓值，火焰筒內(nèi)部的組織燃燒過(guò)程朝著有利的方向發(fā)展．由于燃料在主燃區(qū)的充分燃燒，燃燒室出口剩余的未完全燃燒的燃料減少，一方面降低了出口截面的溫度峰值，另一方面也改善了出口溫度場(chǎng)的均勻度，這會(huì)使得燃燒室出口高溫燃?xì)鈱?duì)渦輪葉片的燒蝕得到明顯的改善．

圖11 等離子體助燃條件下和正常燃燒狀態(tài)下(a＝1時(shí))觀測(cè)截面數(shù)值計(jì)算的溫度場(chǎng)分布

進(jìn)一步觀察該截面在實(shí)施等離子體助燃條件下(＝1時(shí))和正常燃燒狀態(tài)下觀測(cè)截面的CO體積分?jǐn)?shù)分布云圖，如圖12所示，也印證了上述的觀點(diǎn)．對(duì)比圖12(a)、(b)和(c)發(fā)現(xiàn)，實(shí)施等離子體助燃后，CO較高體積分?jǐn)?shù)范圍向燃燒室的主燃區(qū)集中，在下游摻混區(qū)CO體積分?jǐn)?shù)明顯減弱；尤其是在出口位置，實(shí)施等離子體助燃后CO體積分?jǐn)?shù)水平顯著小于沒(méi)有助燃的正常燃燒狀態(tài)．說(shuō)明從主燃孔釋放的活性粒子在主燃區(qū)參與到燃燒的化學(xué)反應(yīng)中，加速了燃燒反應(yīng)的進(jìn)行，促進(jìn)了燃料的充分燃燒，使得出口剩余的未完全燃燒的燃料明顯地減少．而對(duì)比兩種助燃方案來(lái)看，當(dāng)3種活性粒子的加入量為0.1kg/(m3·s)時(shí)，主燃區(qū)燃燒得更加徹底，出口處的溫度峰值有所降低且均勻性更好，明顯優(yōu)于當(dāng)3種活性粒子的加入量為0.05kg/(m3·s)時(shí)的情況，這說(shuō)明等離子體助燃效果會(huì)隨著離子濃度增大而愈加明顯.

圖12 等離子體助燃條件下和正常燃燒狀態(tài)下(a＝1時(shí))觀測(cè)截面數(shù)值計(jì)算的CO體積分?jǐn)?shù)分布

進(jìn)一步觀察燃燒室在實(shí)施等離子體助燃條件下和正常燃燒狀態(tài)下(＝1時(shí))出口截面溫度和CO的分布情況，如圖13和圖14所示，不難看出，實(shí)施等離子體助燃后由于煤油在上游的主燃區(qū)燃燒得比較充分，因此出口剩余燃料的再次燃燒會(huì)明顯減弱，高溫區(qū)域減少，CO的體積分?jǐn)?shù)峰值減小，分布范圍也會(huì)減小，使得燃燒室的尾部更多地作為燃?xì)獾膿交靺^(qū)，而非剩余燃料的再燃區(qū)．計(jì)算得到正常燃燒狀態(tài)下出口截面平均溫度約為2139.71K，在兩種實(shí)施等離子體助燃條件下的平均溫度分別為2168.03K和2176.43K，提高約1.36%和1.72%，燃燒效率也分別提高了1.38%和1.81%．同時(shí)可算得正常燃燒狀態(tài)下出口截面溫度不均勻系數(shù)為0.6995，在兩種實(shí)施等離子體助燃條件下的溫度不均勻系數(shù)分別為0.5864和0.5469，減小達(dá)16.17%和21.82%，燃燒室出口溫度的不均勻性得到改善．計(jì)算得到正常燃燒狀態(tài)下燃燒室出口截面的CO平均體積分?jǐn)?shù)為14374×10-6，而在兩種實(shí)施等離子體助燃條件下燃燒室出口截面的CO平均體積分?jǐn)?shù)分別為12856×10-6和12422×10-6，減小達(dá)到10.56%和13.58%．對(duì)比之下，助燃方案2比助燃方案1的助燃效果更加顯著，說(shuō)明等離子體濃度越高，助燃效果越好．

為了更加直觀地對(duì)比實(shí)施等離子體助燃前和后燃燒室的性能改變，進(jìn)一步對(duì)燃燒室出口溫度場(chǎng)及燃燒效率進(jìn)行計(jì)算．得到發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室在不同余氣系數(shù)下(＝0.8～4)出口平均溫度及其增量，如圖15所示．通過(guò)觀察，在不同的余氣系數(shù)下，等離子體的加入都不同程度上提高了燃燒室出口的平均溫度，尤其是在燃燒室富油的情況下(＝0.8)溫度提高效果顯著，而在貧油的情況下，溫度提高得不明顯．這是因?yàn)樵诟挥偷那闆r下，一部分燃料沒(méi)有得到充分燃燒，在實(shí)施等離子體助燃之后，O、H和OH等活性粒子促進(jìn)了這些燃料更加充分地燃燒，放出更多熱量，所以溫度提高較為明顯．而燃燒室在不同余氣系數(shù)下(＝0.8～4)燃燒效率及其增量的變化情況如圖16所示，從圖中同樣可以看出實(shí)施等離子體助燃之后活性粒子對(duì)于燃燒效率的提高也發(fā)揮了重要作用，特別是在燃燒室富油的情況下(＝0.8)效率提高效果顯著，燃燒效率最多可以提高2.42%，極大地改善了燃燒室的性能．同時(shí)，這也驗(yàn)證了以上的仿真結(jié)果并非偶然．

圖13 等離子體助燃條件下和正常燃燒狀態(tài)下(a＝1時(shí))出口截面數(shù)值計(jì)算的溫度場(chǎng)分布

圖14 等離子體助燃條件下和正常燃燒狀態(tài)下(a＝1時(shí))出口截面數(shù)值計(jì)算的CO體積分?jǐn)?shù)分布

圖15?出口平均溫度及其增量

圖16?出口燃燒效率及其增量

4?結(jié)?論

(1) 實(shí)施等離子體助燃后，高溫區(qū)的范圍增大，表明在活性粒子的參與下，燃料在主燃區(qū)燃燒得較為充分，化學(xué)能轉(zhuǎn)化釋放出更多熱能以增加氣體的焓值，同時(shí)CO較高體積分?jǐn)?shù)范圍向燃燒室的主燃區(qū)集中，在下游摻混區(qū)CO體積分?jǐn)?shù)明顯減弱，說(shuō)明從主燃孔釋放的活性粒子在主燃區(qū)參與到燃燒的化學(xué)反應(yīng)中，加速了燃燒反應(yīng)的進(jìn)行，促進(jìn)了燃料的充分燃燒，火焰筒內(nèi)部的組織燃燒過(guò)程朝著有利的方向發(fā)展.

(2) 等離子體助燃效果隨著粒子濃度增大愈加明顯，特別是在燃燒室富油的情況下(＝0.8)，相比正常燃燒狀態(tài)，燃燒室出口平均溫度增高57.97K，提高了2.76%，燃燒效率提高約2.42%；燃燒室出口截面的CO平均體積分?jǐn)?shù)減小達(dá)到13.58%；相比正常燃燒狀態(tài)，實(shí)施等離子體助燃條件下出口截面的溫度不均勻系數(shù)為0.5469，減小達(dá)21.82%，燃燒室出口溫度分布的不均勻性得到改善．

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Numerical Study on Plasma-assisted Combustion in One Type of Aero-Engine Combustion Chamber

Fei Li，He Liming，Chen Yi，Deng Jun，Lei Jianping，Zhao Bingbing

(Aeronautics Engineering College，Air Force Engineering University，Xi’an 710038，China)

To carry out research on the applications of plasma-assisted combustion(PAC)in aero-engine combustion chambers，the numerical computation of PAC is conducted using software Fluent for one type of aero-engine annular combustion chamber．A numerical computation scheme of PAC is designed，and the computation results under normal and PAC combustion schemes are compared and analyzed．Results show that when PAC is performed in the primary holes，the high-temperature area in the flame tube moves towards the primary combustion zone，where kerosene is more fully burned．The average temperature rise increases by about 57.97K in the cross-section at the exit of the combustion chamber，and the combustion efficiency increases by about 2.42%．The non-uniformity coefficient of temperature distribution in the cross-section at the exit decreases by about 21.82%，therefore，the uniformity of temperature distribution at the exit is improved．The fuel combustion completeness is improved，and the concentration of CO in exhaust gas is reduced by about 13.58%．From the above results，it is shown that the performance of the combustion chamber is greatly improved．

aero-engine；annular combustion chamber；plasma-assisted combustion；numerical study

V231.2

A

1006-8740(2019)05-0451-09

10.11715/rskxjs.R201901001

2019-01-01．

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(51436008；51806245)．

費(fèi)?力（1994—??），男，碩士，15991949595@163.com.

何立明，男，博士，教授，heliming369@163.com.