高溫升燃燒室貧油熄火特性數(shù)值研究

王成軍，佟　飛，陳科華，陳保東，劉愛(ài)虢（沈陽(yáng)航空航天大學(xué)航空航天工程學(xué)部，沈陽(yáng)110136）

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高溫升燃燒室貧油熄火特性數(shù)值研究

王成軍，佟飛，陳科華，陳保東，劉愛(ài)虢
（沈陽(yáng)航空航天大學(xué)航空航天工程學(xué)部，沈陽(yáng)110136）

摘要：利用Fluent軟件，采用經(jīng)過(guò)PIV試驗(yàn)驗(yàn)證過(guò)的Realized k -ε湍流模型，對(duì)中心分級(jí)燃燒室的燃燒流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，計(jì)算確定出回流區(qū)大小、溫度分布及特征截面。使用特征截面特征參數(shù)法及其判定準(zhǔn)則，對(duì)該中心分級(jí)燃燒室貧油熄火極限進(jìn)行預(yù)測(cè)，并對(duì)熄火過(guò)程火焰形狀的成因進(jìn)行分析。結(jié)果表明：隨著油氣比的降低，回流區(qū)溫度降低且長(zhǎng)寬尺度增大，貧油熄火時(shí)的油氣比為0.005 83且火焰呈M型，與相關(guān)試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果一致。

關(guān)鍵詞：航空發(fā)動(dòng)機(jī)；中心分級(jí)燃燒室；貧油熄火極限；油氣比；特征截面；回流區(qū)

1　引言

增加發(fā)動(dòng)機(jī)壓比以提高循環(huán)效率和增加渦輪進(jìn)口溫度以提高單位推力，是提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)推重比最直接、最有效的方法，因此燃燒室部件設(shè)計(jì)將向高溫升燃燒方向發(fā)展［1-2］。高溫升燃燒室作為先進(jìn)軍用航空燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室的典型代表，能滿足未來(lái)軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)熱力性能，達(dá)到高的推重比要求。隨著推重比的提高，燃燒室總油氣比將顯著增加，慢車狀態(tài)下貧油熄火時(shí)的油氣比也會(huì)增大。目前的燃燒室設(shè)計(jì)中，主燃區(qū)在大工況下通常處于偏富油狀態(tài)，小工況下處于偏貧油狀態(tài)，故需確保燃燒室在大工況下無(wú)可見(jiàn)冒煙、小工況下穩(wěn)定燃燒和可靠起動(dòng)。隨著燃燒室溫升的增加，其工作油氣比隨之增加，但在發(fā)動(dòng)機(jī)小工況下，仍要求在目前的燃燒室相應(yīng)狀態(tài)油氣比下可靠工作。由此可見(jiàn)，高溫升燃燒室要在更寬的油氣比變化范圍內(nèi)可靠工作，需要兼顧大、小工況要求的主燃區(qū)設(shè)計(jì)技術(shù)［3-4］。常規(guī)燃燒室的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)已無(wú)法滿足上述要求，中心分級(jí)燃燒室結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)引起研究人員的重視。

中心分級(jí)燃燒模式由預(yù)燃級(jí)（也稱值班級(jí)，由擴(kuò)散火焰形成）和主燃級(jí)（由預(yù)混或擴(kuò)散火焰形成）構(gòu)成。小工況下預(yù)燃級(jí)起主要作用，能夠改善點(diǎn)火和熄火性能。大工況下主燃級(jí)和預(yù)燃級(jí)共同發(fā)揮作用，兩者燃燒相互耦合作用。為滿足高溫升需求，燃燒室總油氣比需相應(yīng)增大，故需增加主燃區(qū)進(jìn)氣量，但可能導(dǎo)致慢車狀態(tài)下發(fā)生貧油熄火——這是導(dǎo)致燃燒室工作不穩(wěn)定的一個(gè)重要因素。因此，拓寬中心分級(jí)燃燒室燃燒穩(wěn)定工作范圍十分必要，而貧油熄火時(shí)油氣比的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)，對(duì)該燃燒室穩(wěn)定工作范圍的下限確定有著重要意義。

目前，國(guó)內(nèi)外針對(duì)燃燒室貧油熄火特性的研究很多。Lebedev、Kutsenko等［5-6］發(fā)展了一套預(yù)測(cè)工業(yè)燃?xì)廨啓C(jī)貧油熄火極限的火焰前鋒法，利用非定常雷諾平均的方法求解流場(chǎng)，模擬了燃燒室內(nèi)火焰前鋒隨時(shí)間的變化過(guò)程，并成功預(yù)測(cè)了貧油熄火極限。Sturgess［7］提出了貧油熄火的混合建模方法，并結(jié)合CFD計(jì)算了燃燒室內(nèi)主燃區(qū)的流場(chǎng)，分析了流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，構(gòu)建了等效反應(yīng)器網(wǎng)絡(luò)，解決了復(fù)雜流場(chǎng)中以化學(xué)動(dòng)力學(xué)為主要特征的燃燒過(guò)程。張智博等［8］以貧油熄火過(guò)程中某些特征參數(shù)為依據(jù)，采用數(shù)值方法研究此參數(shù)的變化規(guī)律，從而預(yù)測(cè)得到燃燒室貧油熄火極限。張寶誠(chéng)等［9］提出了燃燒流場(chǎng)特征法，并使用該方法預(yù)測(cè)了航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室的穩(wěn)定工作范圍。謝法等［10-11］用火焰體積的概念對(duì)Lefe?bvre模型中的結(jié)構(gòu)參數(shù)項(xiàng)進(jìn)行了改進(jìn)，提出了火焰體積模型。本文利用文獻(xiàn)［8］提出的特征截面特征參數(shù)法，針對(duì)一種中心分級(jí)燃燒室貧油熄火極限進(jìn)行數(shù)值預(yù)測(cè)和熄火過(guò)程分析。

2　中心分級(jí)燃燒室結(jié)構(gòu)及數(shù)值模擬方法

本文研究的中心分級(jí)燃燒室為單環(huán)腔結(jié)構(gòu)，主要由值班級(jí)和主燃級(jí)組成（圖1）。值班級(jí)主要用于提高燃燒穩(wěn)定性，保證慢車工況下的燃燒性能；主燃級(jí)用于降低大工況下的NOX排放。其頭部中心分級(jí)旋流器由2級(jí)燃油噴嘴和3級(jí)旋流器組成。第1級(jí)燃油噴嘴采用3點(diǎn)直射噴嘴，該噴嘴由2級(jí)旋向相反的徑向旋流器包裹，其中第1級(jí)徑向旋流器選用中等旋流數(shù)，用于輔助直射噴嘴霧化質(zhì)量；第2級(jí)徑向旋流器旋流數(shù)較第1級(jí)大，形成值班級(jí)中心回流區(qū)。第2級(jí)燃油噴嘴由8個(gè)直射噴嘴組成，并與第3級(jí)徑向旋流器組成預(yù)混裝置，以強(qiáng)化燃油霧化和油氣混合。

圖1 中心分級(jí)燃燒室Fig.1 Concentric staged combustor

數(shù)值模擬時(shí)，采用Realized k -ε湍流模型模擬湍流流動(dòng)，采用PDF燃燒模型考慮燃燒反應(yīng)速率，采用六通量熱輻射模型考慮輻射換熱。采用顆粒源項(xiàng)法處理氣液兩相之間的耦合，采用顆粒軌道模型模化液態(tài)燃料的噴射、霧化、蒸發(fā)和摻混等現(xiàn)象。采用SIMPLE算法對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值求解，近壁面區(qū)域內(nèi)的流動(dòng)采用壁面函數(shù)法處理，火焰筒出口截面采用流量修正以加速流場(chǎng)求解收斂［12-13］。坐標(biāo)原點(diǎn)位于噴嘴中心位置，X方向?yàn)檩S向，Y方向?yàn)榍邢?，Z方向?yàn)橹芟颉?/p>

3　特征截面特征參數(shù)法原理

3.1核心原理

航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室在實(shí)際熄火過(guò)程中，主燃區(qū)先于回流區(qū)熄火，因此有必要監(jiān)測(cè)燃燒室主燃區(qū)后更大截面上的溫度變化范圍。但該截面應(yīng)與回流區(qū)距離較近，以敏感捕捉溫度突變。為此，先建立與中心回流區(qū)相切的特征截面（圖2），監(jiān)測(cè)該平面上特征參數(shù)（溫油變化比和油氣比變化率）的變化規(guī)律，并依據(jù)發(fā)生貧油熄火的通用準(zhǔn)則進(jìn)行判定。

圖2 中心回流區(qū)、特征截面與中心分級(jí)燃燒室相對(duì)位置示意圖Fig.2 Central recirculation zone，feature section and concentric staged combustor relative position

3.2特征參數(shù)定義

特征參數(shù)準(zhǔn)則是以特征截面上溫度的突變作為判斷依據(jù)［13］，因此特征參數(shù)——即溫油變化比的定義為：

式中：φ為油氣比，T為特征截面溫度，n代表當(dāng)前值，n - 1代表前一步的值。油氣比變化率定義為：

3.3熄火判定過(guò)程

首先數(shù)值計(jì)算遠(yuǎn)離熄火極限時(shí)（油氣比φ1）的流場(chǎng)形式，做出如前所述的特征截面，并得到該截面上的平均溫度T1；然后在其他條件不變的情況下，使燃燒室進(jìn)口油氣比降低為φ2，并求得相應(yīng)的特征截面平均溫度T2和溫油變化比Γ2；重復(fù)上述過(guò)程，直到φn + 1時(shí)溫油變化比和油氣比變化率超過(guò)臨界值（即Γ＞5且Δφ＜0.03），認(rèn)為發(fā)生了貧油熄火。

4　湍流模型準(zhǔn)確性驗(yàn)證

中心分級(jí)燃燒室冷態(tài)流場(chǎng)計(jì)算準(zhǔn)確性關(guān)系到燃燒室燃燒計(jì)算準(zhǔn)確性，為此首先對(duì)該中心分級(jí)旋流器流場(chǎng)進(jìn)行了二維PIV試驗(yàn)，以驗(yàn)證湍流模型選擇的準(zhǔn)確性。圖3給出了PIV試驗(yàn)所得該旋流器中心截面的燃燒室流線圖，與利用Realized k -ε湍流模型數(shù)值計(jì)算結(jié)果的對(duì)比，其中PIV試驗(yàn)結(jié)果選取上下渦比較接近對(duì)稱的瞬時(shí)圖像?？梢?jiàn)，本文采用Realized k -ε湍流模型模擬所得流場(chǎng)流線圖與PIV技術(shù)試驗(yàn)測(cè)量所得流場(chǎng)流線圖，都存在兩個(gè)基本對(duì)稱的上、下環(huán)流區(qū)；上環(huán)流區(qū)數(shù)值計(jì)算旋渦的渦心比試驗(yàn)旋渦的渦心在位置上要滯后，而下環(huán)流區(qū)正好相反。雖然數(shù)值計(jì)算得到的上、下環(huán)流區(qū)旋渦大小與試驗(yàn)結(jié)果有些差別（由數(shù)值計(jì)算和PIV試驗(yàn)共同作用產(chǎn)生），但總的趨勢(shì)一致，說(shuō)明本文所選湍流模型具有一定的合理性。由于本研究中PIV試驗(yàn)誤差影響因素要比數(shù)值模擬多且復(fù)雜，因此本研究中數(shù)值計(jì)算相比于PIV試驗(yàn)產(chǎn)生的誤差更小，能更好地模擬真實(shí)流場(chǎng)；但PIV試驗(yàn)?zāi)芨鎸?shí)地反應(yīng)流場(chǎng)總的發(fā)展趨勢(shì)，起到趨勢(shì)驗(yàn)證作用。下文研究主要采用數(shù)值模擬方法。

5　計(jì)算結(jié)果與分析

5.1回流區(qū)的確定

根據(jù)貧油熄火極限特征截面特征參數(shù)法原理，為得到燃燒室特征截面平均溫度和其他相關(guān)特征量，首先需確定回流區(qū)大小?；亓鲄^(qū)的物理意義是由軸向速度u =0組成的單連通曲面，其內(nèi)部均有u＜0。依據(jù)該原理在Fluent中可首先做出u＜0的面組，并確定其邊界范圍；然后通過(guò)Iso-Clip方法，可以在X、Y、Z三個(gè)方向通過(guò)調(diào)整坐標(biāo)范圍做出最終回流區(qū)。圖4為計(jì)算的慢車狀態(tài)下φ=0.008 31時(shí)的燃燒室流場(chǎng)，通過(guò)上述方法，可確定出回流區(qū)大小。圖5為φ=0.008 31時(shí)速度沿Y、Z方向的分布。可見(jiàn)，回流速度VZ達(dá)15 m/s，燃?xì)獠粩嗷亓鲗?duì)火焰穩(wěn)定和組織燃燒十分有利；切向速度VY在燃燒室中部以前變化較小，在到達(dá)摻混孔處有較大突變，而后變化較小。

5.2特征截面特征參數(shù)的確定

數(shù)值計(jì)算預(yù)測(cè)過(guò)程首先從慢車狀態(tài)開(kāi)始計(jì)算，調(diào)節(jié)主燃級(jí)燃油流量，待主燃級(jí)熄火后再調(diào)節(jié)值班級(jí)油量，待接近熄火時(shí)再調(diào)節(jié)主燃級(jí)燃油流量。這樣經(jīng)過(guò)多組數(shù)值計(jì)算，利用特征截面特征參數(shù)法預(yù)測(cè)原理［14］計(jì)算得到貧油熄火極限時(shí)的油氣比。通過(guò)燃燒流場(chǎng)計(jì)算得到特征截面平均溫度，利用特征截面特征參數(shù)法計(jì)算公式（式（1）和式（2），得到特征截面平均溫度變化率、油氣比變化率和特征參數(shù)值。圖6給出了特征截面平均溫度隨油氣比倒數(shù)的變化規(guī)律，圖7給出了φ=0.008 31時(shí)回流區(qū)內(nèi)的溫度分布。從圖6中可看出，隨著油氣比的減?。ㄓ蜌獗鹊箶?shù)增大），特征截面平均溫度降低。這符合隨著燃油流量減少而空氣量保持不變，燃燒室頭部區(qū)域燃燒釋放率降低，低溫回流加大，致使溫度降低的規(guī)律?？梢?jiàn)，特征截面法作為一種貧油熄火判斷方法合理。

圖5 油氣比0.008 31時(shí)速度沿燃燒室中心軸的分布曲線Fig.5 Speed distribution curve along the central axis of combustor（φ=0.008 31）

圖6 特征截面平均溫度隨油氣比的變化規(guī)律Fig.6 The change discipline of average temperature with fuel-air ratio

圖7 油氣比0.008 31時(shí)回流區(qū)內(nèi)的溫度分布Fig.7 Temperature distribution of recirculation zone （φ=0.008 31）

5.3貧油熄火預(yù)測(cè)過(guò)程

保持空氣量不變，通過(guò)調(diào)節(jié)燃油流量逐漸降低油氣比并監(jiān)測(cè)64種工況，得到每種工況下的特征截面平均溫度，再利用特征截面平均溫度變化率計(jì)算公式得到其數(shù)值和油氣比變化率。表1列出了臨近熄火的前8個(gè)工況的計(jì)算結(jié)果。根據(jù)特征截面特征參數(shù)法的判斷標(biāo)準(zhǔn)可以看到，φ=0.005 83時(shí)特征參數(shù)為437.085 6大于臨界值5，油氣比變化率為0小于0.03，故認(rèn)為此時(shí)發(fā)生了貧油熄火。貧油熄火極限為其上一工況油氣比，即φ=0.005 83。這與文獻(xiàn)［15］中φ=0.004 20～0.006 10的試驗(yàn)結(jié)果符合較好，說(shuō)明采用特征截面特征參數(shù)法準(zhǔn)確、可靠。

5.4貧油熄火過(guò)程分析

圖8、圖9分別給出了油氣比接近貧油熄火極限時(shí)，4個(gè)工況下的溫度云圖和CO2組分云圖。從圖8中可看出，保持空氣流量不變，隨著油氣比逐漸降低接近貧油熄火極限時(shí)，頭部燃燒區(qū)域逐漸降低，同時(shí)燃燒溫度也隨之降低。根據(jù)CO2濃度判定火焰長(zhǎng)度的方法，從圖9可看出，隨著油氣比的降低火焰長(zhǎng)度逐漸縮短，在接近貧油熄火極限時(shí)火焰形狀由飽滿型逐漸接近M型，這與鄒博文等［16］的熄火過(guò)程火焰圖相吻合。這主要由于隨著油氣比接近熄火極限，回流區(qū)軸向負(fù)速度較大，回流的低溫空氣將火焰壓短以及燃燒不充分所致。

圖8 不同油氣比時(shí)的溫度場(chǎng)Fig.8 The temperature field with different fuel-air ratioContours of mass fraction of CO2

圖9 不同油氣比時(shí)的火焰長(zhǎng)度Fig.9 The flame length with different fuel-air ratio

圖10給出了不同油氣比時(shí)的回流區(qū)大小。可見(jiàn)，φ=0.035 94時(shí)，回流區(qū)長(zhǎng)度接近坐標(biāo)0.15 m；φ=0.019 47時(shí)，回流區(qū)長(zhǎng)度基本沒(méi)有變化；油氣比接近貧油熄火極限時(shí)，回流區(qū)長(zhǎng)度接近坐標(biāo)0.16 m，且寬度也隨之增加。這主要是因?yàn)樵诟哂蜌獗葧r(shí)回流區(qū)內(nèi)溫度較高，燃燒釋放率高，但隨著油氣比接近貧油熄火極限時(shí)，回流的低溫空氣較多，導(dǎo)致回流區(qū)內(nèi)溫度較低。

圖10 不同油氣比時(shí)的回流區(qū)大小Fig.10 Size of recirculation zone with different fuel-air ratio

6　結(jié)論

（1）隨著油氣比的降低火焰長(zhǎng)度逐漸縮短，待接近貧油熄火時(shí)火焰由飽滿型變成M型；

（2）隨著油氣比的降低，回流區(qū)內(nèi)平均溫度逐漸降低，回流區(qū)大小略有增加；

（3）通過(guò)特征截面特征參數(shù)法得到的貧油熄火極限油氣比為0.005 83，略高于軍用發(fā)動(dòng)機(jī)慢車狀態(tài)貧油熄火油氣比0.005［1］，但與文獻(xiàn)［15］中的試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，表明本文數(shù)值計(jì)算結(jié)果具有實(shí)際參考價(jià)值。

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Numerical study on lean blow-out characteristics of high temperature rise combustor

WANG Cheng-jun，TONG Fei，CHEN Ke-hua，CHEN Bao-dong，LIU Ai-guo
（Faculty of Aerospace Engineering，Shenyang Aerospace University，Shenyang 110136，China）

Abstract：By using Fluent software，realized k -ε turbulence model verified by PIV test was selected for numerical simulation of combustion flow field，and the size of the recirculation zone，temperature distribu?tion and the feature section were calculated. Using the characteristic parameter of feature section method，the lean blow-out limit of concentric staged combustor was predicted and the causes of the flame shape were analyzed. The results show that with the decrease of fuel-air ratio，the temperature of recirculation zone reduces but length and width increase gradually，fuel-air ratio reaches 0.00583 and flame appears M pattern. The numerical results are good agreement with the experimental results.

Key words：aero-engine；concentric staged combustor；lean blow-out limit；fuel-air ratio；feature section；recirculation zone

中圖分類號(hào)：V231.2

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1672-2620（2016）02-0001-06

收稿日期：2015-10-11；修回日期：2015-12-29

基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金（51476106）；遼寧省自然科學(xué)基金（2015020639）

作者簡(jiǎn)介：王成軍（1967-），男，遼寧沈陽(yáng)人，副教授，博士，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒技術(shù)研究。