某環形燃燒室流場數值仿真研究

崔 博, 沈 偉, 田浩男

(海軍航空工程學院,山東 煙臺 264001)

某環形燃燒室流場數值仿真研究

崔 博, 沈 偉, 田浩男

(海軍航空工程學院,山東 煙臺 264001)

基于對燃燒室性能研究的需要,使用通用CFD軟件建立環形燃燒室的氣液兩相燃燒計算模型,依據發動機燃燒室工作時的實際狀況,通過計算得到燃燒室流場仿真所需要的具體邊界條件。對數值仿真結果進行分析得到了在發動機工作點時燃燒室內部的速度場,可燃氣體組份和溫度場的分布。通過分析得出結論:此環形燃燒室的速度場和溫度場分布合理,液體燃油霧化揮發出的可燃組份分布合理,有利于燃燒的穩定進行,其中旋流器的合理設置對于燃燒反應的穩定進行有重要的作用。

燃燒室; 流場; 數值仿真; CFD

1 引 言

航空發動機技術不斷發展進步,燃燒技術、噴嘴霧化技術也隨之不斷發展。現代高性能發動機的燃燒室越來越復雜,對其通過實驗的方法進行測試,技術復雜,實驗周期長[1-3]。燃燒過程異常復雜,伴隨著湍流,燃料霧化以及化學反應等各種過程[4],實驗的手段對其進行同時測量是比較困難的。當今計算機技術的發展使得大規模計算得以實現,也促進了通用CFD技術的發展,發動機部件的設計、改進以及性能的驗證越來越依賴于前期對所設計部件的CFD仿真的分析,從而達到直接接近設計要求的地步[5-6]。

本文通過數值仿真的手段,通過使用通用CFD軟件對某燃燒室的具體模型進行流場仿真,來分析此燃燒室的速度場、氣體組份和溫度場的分布狀況,為進一步研究燃燒室的各項具體性能奠定基礎。

2 燃燒室計算模型

燃燒室建模首先考慮對流場的影響因素,整體按實物進行建模,通過軟件內部耦合求出整體流場的速度、流量以及溫度分布。燃燒室為環形燃燒室,供油部分采用的是帶有12個噴油嘴的噴油環,燃燒室整體為軸對稱結構,因此建模采用軸對稱結構的方式進行建模,建立燃燒室的1/12的模型,計算得出的結果再擴展到整個燃燒室,從而達到減少網格數量和整體計算量的目的。本文利用ansys workbeach里的DesignModeler建模模塊與GAMBIT軟件聯合進行燃燒室流場模型的建立。

2.1 計算域模型構建

首先構建旋流器模型。旋流器由十個旋流片組成,每個旋流片葉型數據為厚度1mm,每個旋流片掃過的角度為60°。建模過程如圖所示:首先建立單個旋流片的實體,通過軸對稱陣列操作建立出其余所有旋流片的實體模型,建立旋流器的內外襯套,將所有旋流片和內外襯套聯合最終形成旋流器實體模型如圖1所示。

構建整體流體域。通過建立整體燃燒室的流體域,然后切出1/12的流體域,為了設置燃燒室殼體壁面上小孔、劃分網格以及設置邊界條件的方便,以燃燒室殼體為界將整體流體域分為兩部分建模。由于燃燒室殼體厚度較薄(尺度小于1mm),其對于流體域的計算影響較小,因此在建模過程中忽略燃燒室殼體厚度,從而簡化燃燒室的建模以減小接下來的網格劃分時工作的難度,燃燒室流體域的建模如圖2所示。

使用GAMBIT軟件劃分殼體的小孔并連通內外兩個流體域。將流體域導入GAMBIT軟件,在GAMBIT軟件里劃出燃燒室殼體的各個進氣孔,并從旋流器頭部以及各個進氣孔處將內外兩部分計算域互相連通如圖3所示。

圖1 旋流器實體建模過程Fig.1 Modeling process of the cyclone

圖2 1/12燃燒室計算域Fig.2 Calculation domain of the 1/12 combustion chamber

圖3 連通后的計算域Fig.3 Connected calculation domain

2.2 燃燒室計算域網格劃分情況

由于燃燒室結構較為復雜,雖然也可以通過對燃燒室流體域分區,然后進行結構化網格和非結構化網格的混合的劃分方式,但是基于有限體積的方法對于非結構網格劃分方式的計算也可以得到較為精確的結果,而在GAMBIT軟件里進行非結構網格劃分的工作高效簡潔,因此本文采用非結構化網格自動劃分方式進行劃分。網格精度為0.002m,通過GAMBIT網格劃分非結構化網格結果得到如圖4所示的網格,最終網格數量為99萬個。

圖4 計算域網格劃分情況Fig.4 Calculation of the grid division of the region

2.3 確定計算邊界條件

網格邊界條件的設置包括進出口邊界條件,壁面邊界條件,周期性邊界條件以及離散相的設置。本文將討論燃燒室在穩定工作點的工作狀況,從而分析燃燒室特性。

冷進氣道進口處總壓、壓氣機進口處總壓和燃燒室進口處總壓分別用Pt0、Pt1、Pt2表示,則由發動機共同工作的原理可以得出:

(1)

其中,Ps0為海平面標準大氣壓，Ma為飛行馬赫數，且Ma=0.9。

(2)

進氣道壓力損失σ=0.98.

壓氣機進口處總壓等于進氣道出口處總壓。

(3)

壓氣機最大增壓比πc=3.75,環境溫度T0=288.15 K,壓氣機效率ηc=0.76。

燃燒室進口處總壓等于壓氣機進口處總壓。

由于導彈掠海飛行,遠場總壓即為海平面處的標準大氣壓,即Ps0=101325Pa,從而得出燃燒室進口處的總壓為629789Pa。

今進氣道進口處總溫,壓氣機進口處總溫和燃燒室進口處總溫分別用Tt0、Tt1、Tt2表示,則

(4)

(5)

(6)

其中,Ts0為環境溫度，Ts0=288.15K,壓氣機效率ηc=0.76。

最終得出燃燒室進口總溫為537K。

噴嘴作為離散相的形式來進行模擬,設置離散相的各項相關參數:噴嘴流量0.007Kg/s,霧化半角為36°,壓力2.3MPa,初始溫度設為400K。

1/12燃燒室流體域側面設置為周期性邊界條件,其它壁面均為默認的標準壁面設置。

湍流模型選擇工程上應用較為廣泛的標準κ-ε模型(雙方程模型),輻射模型選擇DO模型,燃燒模型設置組分輸運中的渦耗散(EDM)模型,選擇非穩態時間步的計算方法。

3 計算結果及分析

本文對燃燒室的數值模擬基于發動機在工作點時的狀態。通過計算結果可以表明流場內氣流在各個位置的速度,可燃氣體在場內的組份分布以及溫度的分布情況,計算結果表明該燃燒室有利于燃燒反應的進行。

圖5給出了發動機在巡航狀態下燃料反應時的速度場分布,從圖5速度場分布情況中我們可以看出雖然燃燒室進口氣流速度較大,大約在100m/s以上,但是在通過燃燒室旋流器后,在燃料噴嘴后方和第一排進氣孔的前方的主燃區,氣體形成了明顯的低速回流區,這非常有利于混合氣組織起穩定的燃燒。

圖5 計算域速度場矢量圖Fig.5 Vector diagram of velocity field in computational domain

由圖6中C12H23組分分布圖可以看出,混合氣體中的可燃組分在噴嘴后部沿霧化噴霧的位置分布呈一個花瓣的形狀,這也是氣體展開燃燒開始反應的主燃區區域,符合燃燒反應的需要,而從氧氣組分分布情況圖7來看,主燃區氧氣已經燃燒殆盡,因此在主燃區反應過后進入補燃區的混合氣體還有可燃組分的存在,使得補燃區反應得以進行,在補燃區反應過后,可燃組分已經反應完畢,補充進來的氣體中的氧氣不再參與反應,而是主要起到了冷卻作用。

圖6 C12H23組分分布圖Fig.6 C12H23 component distribution diagram

圖7 O2組分分布圖Fig.7 O2 component distribution diagram

從圖8中整體計算域對稱面的溫度場的分布圖可以看出,燃料大部分在主燃區燃燒形成局部的高溫區,而在燃燒室殼體上的前排孔洞通過的氣體起到了一定的補燃作用,從前排補燃孔截面處和補燃孔后溫度場分布圖中的高溫區中可以看出,反應產生的高溫區域局部溫度達到2400K,而高溫氣體經過后排的孔洞進入的氣體則起到了冷卻作用,經過后排孔洞進氣的冷卻作用,燃燒室后半部分已經沒有明顯的高溫區。

燃燒室計算域出口處溫度場分布最高溫度不超過1400K,而且高溫區域集中在中部位置,壁面附近溫度較低,出口溫度分布較好,整體的溫度場比較有利于對后部渦輪組件的保護。

4 結 論

本文通過對燃燒室建立計算模型進行流場的數值仿真得到如下結論:

圖8 不同截面的溫度場分布圖Fig.8 Temperature field distribution of different section

(1) 本文建立的氣液兩相流加化學反應的模型較好的模擬了燃燒室的流場分布情況,燃燒組織過程,以及燃燒室后部孔洞進氣補燃空氣的燃燒和冷卻排氣過程。燃燒室速度場分布合理,有利于燃燒反應的進行,燃燒室出口溫度場分布也在合理可接受的區域。計算結果直觀的表現出了燃燒室的整個工作過程,為更深入的研究燃燒室提供了分析工具。

(2) 通過燃燒室噴油環噴嘴對液體燃料的噴霧霧化作用后,液體燃料形成液霧并揮發出的可燃組份在噴嘴后部合理的分布,這比較有利于燃燒反應的穩定進行。

(3) 在主燃區混合氣旋流區的形成對于反應持續穩定的進行是很關鍵的,旋流器保證了旋流區的形成,并使燃料霧化揮發更為充分,所以有利于燃燒的進行,合理設置旋流器是非常重要而且有必要的,對整個燃燒室性能的好壞起著重要的影響。

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崔 博 男(1984-),遼寧葫蘆島人,碩士研究生,主要從事海洋環境與飛行器性能方面的研究。

沈 偉 男(1975-),四川樂山人,副教授,主要從事發動機性能評估,動力裝置內流場計算方面的研究。

Research onNumerical Simulation of Flow Field in anAnnular Combustor

CUIBo,SHENWei,TIANHaonan

(Naval Aeronautical and Astronautical University,Yantai 264001,China)

In order to investigate the performance of the combustion chamber,the gas-liquid-two-phase combustion calculation model of the annular combustion chamber was established by using the general CFD software.According to the actual condition of the engine combustion chamber,the specific boundary conditions needed for the simulation of the flow field are calculated.The numerical simulation results are analyzed to abtain the velocity field,the combustible gas composition and the temperature field distribution in the combustion chamber at the working point of the engine.It is concluded that the velocity field and the temperature field of the annular combustion chamber are distributed reasonably,volatile combustible component distribution is reasonable for stable combustion,and reasonable setting of the cyclone has an important effect on the stability of the combustion reaction.

combustion chamber; flow field; numerical simulation; CFD

V 235.11

A