多點噴射模型燃燒室性能CFD分析

張振奎，鐘華貴

(中航工業燃氣渦輪研究院，四川江油，621703)

1 引言

航空燃氣渦輪發動機是現代飛機的主要動力，其中燃燒室是燃氣渦輪發動機的主要部件。隨著燃氣渦輪發動機技術的發展，壓氣機的壓比不斷增大，燃燒室的溫升不斷升高，高溫升與高壓比造成燃燒溫度升高、排放增加。由于世界各國日益重視環境問題，所以未來航空燃氣渦輪發動機的發展既要滿足高溫升的要求，也要滿足低污染物排放量的要求[1-3]。如何在有限的時間和空間內，保證油氣摻混均勻，燃燒快速和完全，以及降低污染排放成為未來航空燃氣渦輪發動機發展的關鍵。文獻[4]采用ncc代碼模擬了單個旋流器和旋流陣列結構的流場，Appleton等最早研究了空氣和燃料混合對LDI燃燒的影響[5]，文獻[6,7]分別用CFD和試驗研究了多旋流的冷態流場特性。多點噴射在減少排放以及燃燒室出口溫度場主動控制方面有其獨特優點[8]。因此，許多動力與能源研究機構掀起了多點噴射燃燒室研究的熱潮，但主要是對冷態流場進行分析。

本文主要分析多旋流模型燃燒室熱態的燃燒性能。

2 幾何模型

由于試驗件模塊較為簡單，只需對試驗件模塊進行少許清理并簡化，以便劃分網格及計算。本文采用CATIA V5建立燃燒室流場簡化模型，圖1為簡化后的計算模型，它的旋流器由9個單獨的旋流器組成旋流陣列，而每1個旋流器又由8個45°非連續的噴射斜孔構成，其結構如圖2所示。

3 網格劃分和燃燒模型

用gambit對燃燒室進行非結構體網格的劃分，由于旋流器結構是有角度的，所以網格結構主要以4面體為主，并進行局部加密，網格總數為120萬左右。本文對燃燒流場的計算首先采用k-ε realization模型、雷諾應力湍流模型（RSTM）進行計算，并對2種計算模型的計算結果進行了比較。熱態燃燒及噴霧流場采用雷諾應力湍流模型、PDF以及輻射P1模型。燃燒室的數值模擬采用fluent6.3軟件進行。燃燒模型的選擇基于以下3個主要標準[9]：

（1）能夠較好地整體描述火焰結構和特定位置的熱釋放；

（2）產生適當精確的當地火焰溫度；

（3）便于計算。

反應率依據混合規律，對進口高溫、高壓燃燒室假定無限快速化學反應是可以接受的。在計算中，燃燒過程為非預混，針對非預混火焰FLUENT采用概率密度函數（PDF）作為封閉模型，通常被稱為平衡混合物分數/PDF模型。

4 計算邊界條件

模型燃燒室燃燒均采用壓力進出口邊界條件，計算的邊界條件見表1。在Fluent中要用本表進行邊界條件的設置，未涉及的邊界條件一般采用默認值[10]。本文采用雷諾應力模型、非預混平衡化學反應PDF模型、壓力－旋流霧化噴嘴模型和P1輻射模型進行計算，其中壓力霧化模型設置的主要參數有：燃油噴嘴噴射點位置、燃油溫度、燃油流量、噴嘴直徑、噴嘴上游壓力、噴射半角等，其余采用默認設置參數。本課題中使用的燃料為航空煤油，其主要物性參數見表2。

表1 模型燃燒室計算邊界條件

表2 航空煤油物性參數

5 數值計算結果與分析

5.1 計算模型結果比較

熱態試驗模型沿中心軸線的Z速度和溫度分布如圖3所示。沿中心軸線的溫度在噴嘴出口處開始逐漸升高，直到達到最高溫度2100 K（RSTM計算模型為2200 K），然后開始緩慢下降，在噴嘴出口約0.16 m處溫度趨于穩定，直到燃燒室出口。高溫區分布在旋流器下游0.02～0.08 m區間，最高溫度出現在回流區之后約0.02 m處。沿中心軸線Z方向反向速度在旋流器下游0.02 m處達到最大。對于同種幾何結構，realization模型與RSTM模型無論是數值大小還是變化趨勢基本一致，只是在數值上略有差別，在工程設計上可以忽略。

5.2 余氣系數變化規律分析

研究中保持進出口壓力5%壓降。通過改變供油流量來分析余氣系數對于燃燒室流場的影響。采用了3種燃油流量（分別為4.5、8.1、13.5 g/s；對應余氣系數α分別為3.91、2.16、1.3）計算。圖4為不同余氣系數下熱態數值計算結果。結果表明：同種結構形式、同一邊界條件下回流區長度恒定，不隨α變化（回流區長度非常相近）。在旋流器下游約90 mm處，燃燒室溫度恒定，燃燒達到平衡，這種平衡一直延續到燃燒室出口，表明設計的燃燒室長度最短可以達90 mm，約是目前短環型燃燒室長度（200 mm）的一半。多點噴射燃燒室長徑比為1.25，而目前的短環形燃燒室長徑比為2[11]。由此可見該種燒燒室的結構優勢，而且這一長度符合燃燒長度和頭部高度比的發展趨勢。從圖4中不難看出，隨著余氣系數的減小，即供油流量的增加，流場溫度升高。無論是火焰溫度最高值，還是整個流場溫度分布都符合這個規律。還有一點值得思考，就是隨著余氣系數的減小，火焰溫度最高區的峰值向燃燒室流場下游移動。所以設計燃燒室時選擇設計點一定要考慮火焰峰值的移動，可以把燃燒室的主燃孔設計成沿軸向（順氣流方向）的長型狹縫，以滿足火焰溫度最高區隨余氣系數變化的客觀規律，更有利于燃燒室內燃氣更好地燃燒。模型燃燒室旋流器下游不同橫截面溫度場分布如圖5～8所示。

從上面的出口溫度分布圖中可以看出，燃燒室溫度隨著距離的增加越來越均勻，特別是在α=3.91的狀態下，這個趨勢最明顯。當α減小時，出現局部高溫，但總的來說溫度場還是非常均勻的，表3中計算的OTDF都小于0.1可以說明這一點。如果要滿足燃燒出口徑向溫度分布的要求，則要求改變多旋流陣列的某些燃油噴嘴的流量。從圖5、6中還可以看出，在α=2.16、1.30時，溫度場分布隨著軸向位置的變化而旋流（溫度最高點位置偏移45°）。在不同余氣系數下同向旋流陣列回流區形狀如圖9所示。從圖9中可以看出它們的形狀大致相似，這與圖4中心線速度分布所得出的結論一致。所以當余氣系數變化時，該模型燃燒室的回流區形狀和大小均不變。

表3 數值計算結果

模型燃燒室XZ（Y=-32、Y=0、Y=+32）平面溫度等值面分布如圖10～12所示。在α=3.91時，旋流陣列XZ（Y=-32、Y=0、Y=+32）平面溫度等值面分布幾乎相同；隨著α的減小，溫度等值面分布不再相同，不同位置呈現出不同的溫度分布，燃燒室內部發生著復雜的化學反應。

5.3 NOx分布規律分析

發動機燃燒室中生成的NOx主要是NO，另外還有少量的NO2（只有百分之幾）。燃燒過程中產生的NO排入大氣后，在同一大氣條件下與O2緩慢地反應，最終生成NO2。因而在討論NOx的生成機理時，一般只討論NO的。本文采用FLUENT中熱力型NOx的形成模型，對多點噴射模型燃燒室的NOx進行了計算。得到的NO分布如圖13～15所示。

比較圖13和圖11可分析出，NO的分布與溫度分布關系密切，基本上按照在溫度高的區域、NO的質量分數也高的規律變化。這是因為，液態煤油燃燒的產物以熱力型NO為主，而熱力型NO的生成速率與溫度幾乎成指數關系。所以高溫區對應著NO的高濃度區。

圖14為旋流器出口下游3、13和23 mm處的NO質量分數分布。可以看出在旋流器下游出口附近NO的分布呈現出旋流狀態。且與文獻[12]中旋流器下游13 mm處軸向速度分布的形狀非常相似。出現9個高濃度的NO區域，分別與9個旋流器對應。說明NO的質量分數分布同速度一樣要受到旋流器的影響，而且在高溫、高壓下，旋流器出口由于氧氣充足，產生了易于生成NO的環境，所以NO的質量分數高。從圖中還可以看出，在燃燒室端壁、旋流射流和燃燒室側壁形成的回流區中，基本沒有NO存在，這是由于此處氣流溫度相對較低，不能滿足生成NO所必需的高溫條件所致。在旋流器下游3 mm和13 mm處的速度分布變化明顯，而NO的分布則變化不大。這主要由于在旋流器下游出口附近，速度分布對旋流器的依賴大，而NO分布對旋流器的依賴小。從圖15中可以看出，隨著流動向下游發展，旋流仍然存在，加之湍流的擴散作用，燃燒室的NO質量分數分布也趨于均勻。

5 結論

本文主要分析了多點噴射模型燃燒室各截面以及軸平面的溫度場分布，重點分析了余氣系數對模型燃燒室性能的影響，可知當余氣系數減小時，火焰溫度最高區的峰值向燃燒室流場下游移動；對NOx(主要是NO）的分布規律進行了分析可知，NO的質量分數分布與溫度分布類似，高溫區對應高質量分數NO區；NO分布主要依賴于溫度，對旋流器的依賴程度小于速度對旋流器的依賴程度；隨著流動向下游發展，模型燃燒室的NO分布趨于均勻。

下一步，將進行該模型燃燒室的試驗測試，為將多旋流陣列燃燒技術推廣到航空發動機上提供更多支持。

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