中心突擴燃燒室壓強振蕩試驗研究

李 昊,于勝春,楊延強,張 勇,殷 哲

(1.海軍航空工程學院飛行器工程系,山東 煙臺 264001;2.沈陽農業大學工程學院,沈陽 110161;3.山東理工大學輕工與農業工程學院,山東淄博 255091)

0 引 言

中心突擴燃燒室是吸氣式發動機(包括絕大多數的飛機發動機和部分沖壓發動機)廣為采用的一種燃燒室結構。振蕩燃燒造成發動機工作不穩定,嚴重時可能造成發動機的熄火或飛行器的結構破壞。振蕩燃燒是燃燒室中聲、渦、化學反應等復雜物理化學過程非線性耦合作用的結果,并與發動機的結構形式、結構參數及工作參數有著密切關系。因此研究中心突擴燃燒室在冷流情況下壓強振蕩與燃燒室結構以及工作參數的關系有著重要的意義。

到目前為止,世界各國對該型燃燒室的流動過程進行了較多的研究,如Yu Kenneth[1-2]對中心突擴燃燒室進行了氣體冷流和丙烷燃燒試驗,測量了不同尺寸和流速時的振蕩頻率,并利用紋影技術對燃燒過程進行了拍攝,對振蕩燃燒的本質作出了自己的解釋。Kailasanath[3]等對中心突擴燃燒室渦聲相互作用進行了數值模擬。Akbari P[4]也對該型燃燒室聲場和流動的耦合關系進行了試驗研究和數值模擬,分析了影響壓強振蕩頻率的因素。Strakey[5]用二維PIV研究了冷流條件下旋流穩定中心突擴燃燒室的流動特性,并以此為據比較了不同方法數值模擬所得結果的可靠性。Sengissen[6]對分別中心突擴燃燒室冷態和反應條件下的流場特性進行了實驗和數值模擬,分析了燃油調節結構所起的作用。

但由于燃燒室本身流動的復雜性,及人們對沖壓發動機越來越高的要求,對其內部流動過程的研究遠遠沒有結束。該文對不同突擴比模型,在不同的入口速度條件下,燃燒室各點的壓強振蕩進行了試驗研究。以期找到壓強脈動頻率幅值與突擴比、入口速度以及測量位置的關系。

1 試驗裝置及模型結構

試驗裝置由斷路器、變頻器、高壓離心風機、軟連接、壓力傳感器、實驗段和數據采集設備等組成(如圖1所示)。風機為9-19-5.6A型11kW高壓離心式風機,最大流量為3619m3/h,最大全壓為7182Pa,可為該模型提供最大100m/s的入口速度;數據采集設備為NI公司USB-6251型16通道數據采集儀,可同時采集模型中多個測量點的壓強脈動;壓力傳感器為RST1通用型壓力傳感器,其量程為±20kPa,零點誤差為 ±0.1%FS,響應時間為 10-4s;變頻器為CHF100-7R5G/011P-4型通用變頻器,通過變頻器改變風機輸入電壓的頻率,從而改變風機的轉速,達到調節入口速度的目的。軟連接段內部安裝了穩流葉柵,一方面是為了隔離風機的振動,另一方面是為了減弱風機葉片旋轉擾動對實驗段流場的影響。

圖1 試驗裝置示意圖Fig.1 Schematic of test rig

考慮到中心突擴燃燒室的對稱性和研究的方便,取其一半進行研究;同時為了研究不同外形尺寸對流動過程的影響,分別設計了兩種不同突擴比的模型：突擴比為2的模型A和突擴比為3的模型B。傳感器分別安裝于進氣道a處、燃燒室b處、回流區c處和噴管入口d處(見圖2、圖3)。

圖2 模型A尺寸(單位mm)Fig.2 Dimension of model A(mm)

圖3 模型B尺寸(單位mm)Fig.3 Dimension of model B(mm)

2 試驗結果及分析

2.1 來流穩定性分析

圖4 不同速度時來流的壓強頻譜曲線Fig.4 Inflowpressure spectrum curve on different velocity

要使實驗結果有意義,必須確保來流是穩定的,為此延長了軟連接段的長度,并在其中安裝了穩流網與導流葉柵。圖4為未連接試驗模型時,在穩流段測得的壓強頻譜曲線。由圖可見,在入口速度為40m/s時未見突出的脈動頻率,脈動僅由噪聲組成;在入口速度為70m/s時,最大脈動幅值不超過10Pa,遠低于圖6中相應入口速度的脈動幅值,其脈動也主要由噪聲組成。故來流的穩定性滿足試驗的要求。

2.2 入口速度對壓強振蕩的影響

圖5是模型B中b傳感器在入口速度連續變化時測得的壓強脈動曲線(實測值為負壓,為了方便理解,圖中縱坐標取絕對值),從圖中可以看出,隨著入口速度的提高,壓強整體脈動幅值越來越大,且有加速上升的趨勢。

圖5 不同速度時的壓強脈動曲線Fig.5 Pressure oscillation curve on different velocity

圖6給出了模型B中b傳感器在不同入口速度時的壓強頻譜曲線,從圖中可以看出：

(1)在入口速度為 20、30、……、90m/s時,脈動主頻分別為 23Hz、34Hz、46Hz、57Hz、43Hz、50Hz、58Hz、65Hz。可見隨著入口速度的增大,主頻也有增大的趨勢,但不是嚴格隨入口速度的增大而增大。

圖6 模型B不同入口速度時的壓強頻譜曲線Fig.6 Pressure spectrum curve on different velocity of model B

(2)在速度比較低的情況下,單一主頻的振蕩起主要作用,振蕩幅值隨速度的增大而增大,當振幅增加到一定值(圖中120Pa左右)時,該主頻的振蕩趨于飽和,而次頻振蕩的作用逐漸增大。根據不同模型不同位置的測量結果,該飽和值各不相同,可見振蕩飽和振幅與模型結構以及測量位置密切相關。

(3)在20-30Hz區域雖然沒有形成突出的優勢頻率,但整體上都有不小的振幅,在整個頻域上占有重要的位置。這一點在入口速度較大時尤為明顯。

2.3 突擴比對壓強振蕩的影響

模型的突擴比不同,則回流區長度和湍流強度不同。為了研究突擴比對壓強振蕩的影響,比較兩個模型中 c點(圖2、圖3)的測量結果,見表 1。

表1 兩種模型振蕩頻率和幅值的比較Table 1 Comparison of oscillation frequency and amplitude of two model

由表可見兩模型的主頻幾乎一致,說明突擴比對壓強振蕩頻率的影響很小。在低速情況下,模型A的主頻幅值高于模型B的主頻幅值;在高速情況下,模型A的主頻幅值低于模型B的主頻幅值,但次頻幅值則相反。說明在高速的條件下,小突擴比模型流場更易于受多個振蕩頻率的控制。另外,雖然整體脈動幅值隨入口速度的增大而增大,但對于主頻的脈動幅值則未必,如對于模型A,入口速度為70m/s時的主頻脈動幅值小于入口速度為40m/s時的主頻脈動幅值,而前者的次頻幅值遠大于后者,故此表中的結果與2.2節的結論并不矛盾。

2.4 燃燒室不同位置對壓強振蕩的影響

圖7給出了模型A不同位置所測得的壓強脈動曲線,其入口速度為80m/s。a、b、c、d點的脈動幅值分別為 1610Pa、1320Pa、1290Pa、1410Pa(剔除 1%的最大值)?？梢?位于進氣道的a點壓強脈動幅值最大,位于回流區的c點壓強脈動幅值最小,而位于燃燒室中部的b點以及位于噴管入口的d點的壓強脈動幅值處于前二者之間。進氣道(a處)壓強脈動幅值較燃燒室(b、c、d處)高14%-25%。

圖8為模型B不同位置所測得的壓強脈動曲線,其入口速度同樣為80m/s。a、b、c、d點的脈動幅值分別為 1630Pa、1380Pa、1070Pa、1450Pa。同樣可以得到：位于進氣道的a點壓強脈動幅值最大,位于回流區的c點壓強脈動幅值最小,而位于燃燒室中部的b點以及位于噴管入口的d點的壓強脈動幅值處于前二者之間。進氣道(a處)壓強脈動幅值較燃燒室(b、c、d 處)高 12%-52%。

圖7 模型A不同位置壓強脈動曲線Fig.7 Pressure amplitude curve on different location of model A

可見,對于不同突擴比的模型均有進氣道中的壓強振蕩幅值大于燃燒室中的壓強振蕩幅值,回流區的壓強振蕩幅值較其它位置要小,而隨著突擴比的增大,這一點更為明顯。

3 結 論

根據對中心突擴燃燒室壓強振蕩的試驗研究,可以得出如下結論：

(1)壓強整體脈動幅值隨入口速度的增大而增大,但主頻脈動幅值則未必;

圖8 模型B不同位置壓強脈動曲線Fig.8 Pressure amplitude curve on different location of model B

(2)隨著入口速度的增大,脈動主頻也有增大的趨勢,但不是嚴格隨入口速度的增大而增大;

(3)在速度比較低的情況下,單一主頻的振蕩起主要作用,振蕩幅值隨速度的增大而增大,當振幅增加到一定值時,該主頻的振蕩趨于飽和,而次頻振蕩的作用逐漸增大;

(4)對于同一入口速度,燃燒室不同位置,壓強脈動的幅值不同,進氣道流場的壓強脈動幅值最大,回流區流場的壓強脈動幅值最小,而隨著突擴比的增大,這一點更為明顯。

[1]YU K H.Low-frequency pressure oscillations in a model ramjet dump combustor[D].Berkeley：University of California,1989.

[2]YU K,T ROUVE A,KEANINI R,et al.Low frequency pressure pscillations in a model ramjet combustor-The Nature of Frequency Selection[J].AIAA-89-0623,1989.

[3]KAILASANATH K,GARDNER J H,BORIS J P,et al.Numerical simulations of acoustic-vortex interactions in a central-dump ramjet combustor[J].J.Propulsion,1987,3(6)：525-533.

[4]AKBARI P,GHAFOURIAN A,MAZAHERI K.Experimental investigation of combustion instability in an axisymmetric laboratory ramjet[R].AIAA-99-2103,1999.

[5]STRAKEY P A,YIP M J.Experimental and numerical investigation of a swirl stabilized premixed combustor under cold-flow conditions[J].Journal of Fluids Engineering,2007,129：942-953.

[6]SENGISSEN A X,Van KAM PEN J F,HULS R A,et al.LES and experimental studies of cold and reacting flow in a swirled partially premixed burner with and without fuel modulation[J].Combustion and Flame,2007,150：40-53.