徐興亞 ，李松陽 ，于 涵 ，索建秦

（1.中國航發(fā)商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司，上海 200241；2.西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，西安 710072）

0 引言

隨著國際社會對環(huán)境污染問題的關(guān)注度越來越高，國際民航組織對民用飛機(jī)污染物排放的要求日益嚴(yán)格，低污染燃燒技術(shù)得到了廣泛的發(fā)展[1-4]。目前，低污染燃燒技術(shù)主要分為3 種技術(shù)路線[5]：富油燃燒-快速淬熄-貧油燃燒（Rich-Burn Quick-Quench Lean-Burn，RQL）、貧油預(yù)混預(yù)蒸發(fā)燃燒（Lean Premixed Prevaporised，LPP）和貧油直接噴射燃燒（Lean Direct Injection，LDI）。其中，貧油直接噴射低污染燃燒技術(shù)由于采用非預(yù)混燃燒方式，有效避免了自燃和回火問題，同時(shí)降低了燃燒不穩(wěn)定性出現(xiàn)的風(fēng)險(xiǎn)，是未來低污染燃燒技術(shù)發(fā)展的重要方向之一[6]。

國內(nèi)外學(xué)者針對LDI 技術(shù)開展了大量研究。Tong 等[7-8]采用PLIF 等設(shè)備研究表明，具有旋流穩(wěn)定器的液體燃料LDI 燃燒室的火焰光譜與貧油預(yù)混氣體燃料燃燒室的類似，并對不同燃油噴射頻率下的受迫火焰反應(yīng)開展了研究；Dewanji 等[9-10]采用URANS和LES數(shù)值模擬方法分析了單點(diǎn)及9點(diǎn)分布下的LDI燃燒室冷態(tài)流場特性；Patel 等[11-12]通過對比試驗(yàn)數(shù)據(jù)與LES模擬結(jié)果發(fā)現(xiàn)，漩渦中心進(jìn)動(dòng)和漩渦破碎泡現(xiàn)象對LDI 燃燒室的火焰穩(wěn)定機(jī)制有顯著影響；Robert等[13-14]在大量的多點(diǎn)貧油直接噴射燃燒室部件試驗(yàn)的基礎(chǔ)上，得出LDI燃燒室能夠大幅降低氮氧化物的排放的結(jié)論；曾青華等[15-16]提出了一種帶有文丘里管式預(yù)混段的雙旋流LDI 燃燒室，并針對其火焰特性、燃燒效率以及污染物排放等方面開展試驗(yàn)研究。以上研究缺乏以算例矩陣形式，系統(tǒng)性地分析不同頭部結(jié)構(gòu)對LDI燃燒室性能的影響。

本文以某中心分級貧油直噴燃燒室為研究對象，在試驗(yàn)驗(yàn)證的基礎(chǔ)上，運(yùn)用數(shù)值模擬方法，對比分析了多種結(jié)構(gòu)參數(shù)下LDI燃燒室冷態(tài)流場特性。

1 研究對象

某中心分級貧油直噴燃燒室頭部結(jié)構(gòu)如圖1 所示。頭部分為主模（Main Module）和副模（Pilot Module），分別對應(yīng)主模燃燒區(qū)和副模燃燒區(qū)。主模由主模旋流器、同軸順流空氣助霧化噴嘴和收斂出口組成；副模由副模旋流器、單油路離心噴嘴和收斂出口組成。

圖1 中心分級貧油直噴燃燒室頭部結(jié)構(gòu)

為了研究頭部結(jié)構(gòu)參數(shù)對LDI 燃燒室冷態(tài)流場影響，在基準(zhǔn)方案的基礎(chǔ)上，對不同幾何參數(shù)下的燃燒室頭部開展算例矩陣數(shù)值模擬分析。頭部結(jié)構(gòu)參數(shù)研究范圍見表1。

表1 頭部結(jié)構(gòu)參數(shù)研究范圍

2 數(shù)值模擬

2.1 網(wǎng)格劃分

由于燃燒室頭部構(gòu)型復(fù)雜，劃分結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格需要耗費(fèi)大量時(shí)間，因此本文采用ICEM 軟件對計(jì)算模型進(jìn)行非結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格劃分，如圖2所示。

圖2 網(wǎng)格劃分

在具有旋流葉片等復(fù)雜構(gòu)型的旋流器區(qū)域以及平直的火焰筒區(qū)域設(shè)定不同的網(wǎng)格最大尺寸，并對旋流器區(qū)域進(jìn)行密度盒設(shè)置，通過設(shè)置密度盒增長率參數(shù)，實(shí)現(xiàn)頭部區(qū)域與火焰筒區(qū)域網(wǎng)格平滑過渡。為了開展網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證，分別生成了具有500萬、700萬以及1000 萬網(wǎng)格量的算例，用于數(shù)值模擬計(jì)算，其中各區(qū)域網(wǎng)格參數(shù)設(shè)置見表2。

表2 網(wǎng)格參數(shù)設(shè)置

為了定量分析網(wǎng)格量對流場結(jié)果影響，本文對比了不同網(wǎng)格量算例在軸向位置30、60、90 mm 處的軸向速度值，如圖3所示。

圖3 不同網(wǎng)格量算例軸向速度值

從圖中可見，在30、60 mm 處，500 萬網(wǎng)格量算例結(jié)果與700萬及1000萬的偏差較大，在靠近頭部中心線附近，其速度值大小波動(dòng)平緩，未能體現(xiàn)出頭部旋流器出口流場的復(fù)雜情況。因此，基于計(jì)算準(zhǔn)確性以及計(jì)算量的考量，本文采用700 萬的網(wǎng)格參數(shù)作為基準(zhǔn)計(jì)算方案。

2.2 湍流模型選取及求解方法

本文結(jié)合文獻(xiàn)[17]的結(jié)果，采用商用軟件Fluent進(jìn)行流場特性數(shù)值模擬，基于RANS 模擬方法，選取Realizableк-ε湍流模型，標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，壁面處y+值控制在10～30。采用SIMPLE 算法進(jìn)行壓力-速度耦合計(jì)算，求解器采用隱式分離求解器，空間離散采用2階迎風(fēng)格式。

2.3 邊界條件設(shè)置

本文以常溫常壓的冷態(tài)邊界條件作為計(jì)算工況，主要參數(shù)設(shè)置見表3。

表3 冷態(tài)流場工況參數(shù)

3 結(jié)果分析

3.1 基準(zhǔn)方案對比驗(yàn)證

基準(zhǔn)方案中心截面軸向速度對比如圖4 所示。PIV 試驗(yàn)狀態(tài)與數(shù)值模擬保持一致，均在常壓常溫下進(jìn)行。圖中為基準(zhǔn)方案頭部出口22 mm 處及下游的流場速度分布。

圖4 基準(zhǔn)方案中心截面軸向速度對比

從圖中可見，數(shù)值模擬能夠較好地描述出頭部出口氣流張角、局部高速區(qū)以及中心回流區(qū)等冷態(tài)流場形態(tài)特征。

為了進(jìn)一步定量分析數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果，選取不同軸向位置處的速度值進(jìn)行對比，基準(zhǔn)方案軸向速度值對比驗(yàn)證如圖5所示。

圖5 基準(zhǔn)方案軸向速度值對比驗(yàn)證

從圖中可見，數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果速度曲線重合度較高，在不同頭部徑向高度位置處的速度變化趨勢均保持一致。說明本文的網(wǎng)格劃分、湍流模型選取以及求解方法等設(shè)置準(zhǔn)確可靠，能夠滿足進(jìn)一步工程分析的需求。

3.2 副模旋流葉片角度對流場影響

3.2.1 流場分布對比

不同副模旋流葉片角度流場速度分布如圖6 所示。從圖中可見，隨著葉片角度的增大，副模出口氣流張角也逐漸增大。因此，受副模出口氣流推動(dòng)的主模出口氣流也出現(xiàn)相應(yīng)的變化。在30°～32°的算例中，主模氣流呈現(xiàn)先收縮后擴(kuò)張的氣流張角形式；而在34°～40°的算例中，主模氣流呈現(xiàn)出口即擴(kuò)張的形式。這是由于副模出口張角增大后，主副模氣流交匯位置前移，帶來了主模出口張角增大的效果。同時(shí)，由于主、副模出口張角的增大，流場回流區(qū)形態(tài)亦發(fā)生改變，主要表現(xiàn)為由“前窄后寬”的形態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)椤扒昂蠼燥枬M”的近橢圓形，更加有利于流場的穩(wěn)定。

圖6 不同副模旋流葉片角度流場速度分布

3.2.2 軸向速度對比

不同副模旋流葉片角度算例軸向速度值如圖7所示。從圖中可見，在30 mm 處，軸向速度值重合度較高，僅在頭部中心原點(diǎn)靠噴嘴下游位置附近處有所差異，且旋流葉片角度越大，軸向速度越低。這是由于旋流葉片角度越大，副模出口張角越大，回流區(qū)流體流向噴嘴噴口處，使得流速逐漸降低。此外，觀察60 mm 及90 mm 曲線圖可見，與第3.2.1 節(jié)的結(jié)論一致，30°～32°算例的速度曲線較一致，這是由于主模氣流有先收縮后擴(kuò)張的趨勢，因此主、副模出口流體在較低的徑向高度上交匯，軸向速度的峰值出現(xiàn)在靠近中心軸線處。而34°～40°算例的速度曲線較一致，這是由于主模氣流出口即擴(kuò)張，因此主、副模出口流體在較高的徑向高度上交匯，軸向速度的峰值出現(xiàn)在遠(yuǎn)離中心軸線處。

圖7 不同副模旋流葉片角度算例軸向速度值

3.3 副模出口收斂角度對流場影響

3.3.1 流場分布對比

不同副模出口收斂角度流場速度分布如圖8所示。從圖中可見，不同算例間的流場差別不大，主、副模出口氣流張角、速度以及回流區(qū)大小、位置等流場特性參數(shù)均沒有較大差異。

圖8 不同副模出口收斂角度流場速度分布

3.3.2 軸向速度對比

不同副模出口收斂角算例軸向速度值如圖9 所示。從圖中可見，在30、60 及90 mm 處，軸向速度值保持一致。僅在30 mm剖面的中心軸線位置處，軸向速度產(chǎn)生了差異，呈現(xiàn)出收斂角度越大，軸向速度越大的現(xiàn)象。這主要是由于收斂角度的增大，使副模葉片出口氣流沿收斂段的壁面方向向中心軸線方向的動(dòng)量分量增加，阻礙了回流區(qū)流體由下游噴嘴噴口位置的流動(dòng)趨勢，造成軸向速度上的差異。

圖9 不同副模出口收斂角度算例軸向速度值

3.4 噴嘴軸向位置對流場影響

3.4.1 流場分布對比

噴嘴位于副模中心，噴嘴外壁與收斂出口段內(nèi)壁形成了副?？諝饬鞯?，由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室單油路離心噴嘴外形一般為錐面，因此噴嘴軸向位置會影響流道形狀，從而可能影響流動(dòng)狀態(tài)。噴嘴軸向位置一般與收斂出口存在3 種相對位置關(guān)系：平齊、突出和凹陷。選取-4～4 mm，每隔2 mm 共5 個(gè)不同相對位置的算例，開展噴嘴位置對流場形態(tài)的影響研究。不同噴嘴位置流場速度分布如圖10 所示。從圖中可見，不同算例間的流場差別不大，主、副模出口氣流張角、速度以及回流區(qū)大小、位置等流場特性參數(shù)均沒有較大差異。

圖10 不同噴嘴位置流場速度分布

3.4.2 軸向速度對比

不同噴嘴位置算例軸向速度值如圖11 所示。從圖中可見，與第3.3.2節(jié)的一致，在30、60及90 mm處，軸向速度值保持一致。僅在30 mm 剖面的中心軸線位置處，軸向速度產(chǎn)生了差異，呈現(xiàn)出噴嘴軸向位置越大，軸向速度越低的現(xiàn)象。這主要是由于噴嘴出口端面越突出，越阻礙回流區(qū)流體流向噴嘴出口端面位置，使得軸向流速降低。

圖11 不同噴嘴位置算例軸向速度值

3.5 頭部間距對流場影響

3.5.1 流場分布對比

中心分級貧油直接噴射燃燒室頭部分為主模和副模結(jié)構(gòu)，采用同心圓式布置方式，主副模分級旋流會在火焰筒內(nèi)相互作用，這種氣流耦合作用會對燃燒產(chǎn)生影響，因此需要深入理解主副?？諝饬鲃?dòng)相互作用機(jī)理。選取20、22.5、25 mm，及基準(zhǔn)方案22.86 mm共4 個(gè)不同頭部徑向間距的算例，開展冷態(tài)流動(dòng)特性分析。

不同頭部間距流場速度分布如圖12 所示。從圖中可見，不同頭部間距的速度分布差別較大。在20 mm 頭部間距算例下（圖12（a）），副模出口氣流張角相較于圖12（c）中基準(zhǔn)算例的有所減小。同時(shí)，主模出口氣流呈現(xiàn)較強(qiáng)的先收縮后擴(kuò)張的趨勢。因此，主副模氣流在靠近中心軸線處完成了交匯摻混，導(dǎo)致頭部氣流張開位置延至流場較下游區(qū)域，回流區(qū)呈現(xiàn)明顯的“前窄后寬”構(gòu)型，不利于流場穩(wěn)定。與這種構(gòu)型的流場有較大區(qū)別的是圖12（d）中頭部間距為25 mm算例的流場分布。副模出口氣流張角充分打開，在副模出口氣流的推動(dòng)下，主模出口氣流直接張開，主副模氣流在遠(yuǎn)離中心軸線處交匯摻混，使得頭部氣流張開位置較為靠前，回流區(qū)呈現(xiàn)較為飽滿的橢圓形。

圖12 不同頭部間距流場速度分布

3.5.2 軸向速度對比

不同頭部間距算例軸向速度值如圖13 所示。從圖中可見，不同軸向位置處的速度值曲線差別較大，主要是由于流場產(chǎn)生了較大變化的原因。從圖中還可見，頭部間距越小，在中心軸線位置處的軸向速度也越高，速度曲線中峰值也越靠近中心軸線處。其原因與上一節(jié)分析一致。

圖13 不同頭部間距算例軸向速度值

4 結(jié)論

（1）副模收斂角度以及噴嘴軸向位置對燃燒室冷態(tài)流場形態(tài)影響較小，其中出口氣流張角、速度以及回流區(qū)大小、位置等流場特性參數(shù)均沒有較大差異；

（2）副模旋流葉片角度以及主副模頭部徑向間距對燃燒室冷態(tài)流場形態(tài)有明顯影響，隨角度、間距的增大，出口氣流張角增大，中心回流區(qū)前移，體積明顯擴(kuò)大且更飽滿。