超緊湊燃燒室內(nèi)流場水流模擬實驗研究

王力軍，周輝，賈譯鈞，江金濤

(沈陽航空航天大學a.能源與環(huán)境學院；b.航空航天工程學部，沈陽110136)

超緊湊燃燒室內(nèi)流場水流模擬實驗研究

王力軍a，周輝b，賈譯鈞a，江金濤a

(沈陽航空航天大學a.能源與環(huán)境學院；b.航空航天工程學部，沈陽110136)

為探究超緊湊燃燒室內(nèi)流場結構和數(shù)值模擬結果的準確性，根據(jù)相似原理，搭建了超緊湊燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場水流模擬實驗裝置。用紅墨水作示蹤劑，顯示超緊湊燃燒室周向環(huán)腔內(nèi)不同位置的流場軌跡。在滿足與水流模擬實驗雷諾數(shù)相等的情況下，以空氣為介質(zhì)用Fluent軟件對超緊湊燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場進行數(shù)值模擬。數(shù)值模擬與水流模擬實驗結果對比表明，所得流動軌跡形狀相似，運動趨勢一致。利用水流代替空氣流研究超緊湊燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場特性，能更直觀地驗證流場結構數(shù)值模擬結果的可靠性。

航空發(fā)動機；超緊湊燃燒室；相似原理；水流模擬；流場特性；數(shù)值分析；流動軌跡

1 引言

航空發(fā)動機燃燒室實驗條件，特別是實驗用氣源條件，往往達不到發(fā)動機燃燒室進口空氣壓力和流量條件要求，絕大多數(shù)實驗用氣源的能力不能滿足燃燒室較高工作狀態(tài)下的全參數(shù)實驗要求[1-2]。此外，由于空氣為無色透明氣體，實驗時對氣態(tài)流場進行可視化觀察比較困難[3-5]。雖然可用PIV技術檢測氣態(tài)流場速度等參數(shù)，但成本相對較高，且只有部分研究所、高校和企業(yè)具備這樣的條件。因此，基于相似原理，利用水流代替空氣進行燃燒室內(nèi)流場研究不失為為一種經(jīng)濟可行的方法。

本文基于相似原理，構建了一套航空發(fā)動機燃燒室內(nèi)流場水流模擬實驗臺系統(tǒng)，研究超緊湊燃燒室(UCC)[6-8]內(nèi)冷態(tài)流場分布特性。同時，利用數(shù)值模擬方法研究了超緊湊燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場特性，并與水流模擬實驗結果進行了對比驗證。

2 模型與實驗設備

2.1 水流模擬實驗臺

圖1為構建的航空發(fā)動機超緊湊燃燒室內(nèi)流場水流模擬實驗臺系統(tǒng)，該實驗臺能進行超緊湊燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場模擬。水泵1、水泵2注入的水流分別代表進入超緊湊燃燒室的主流空氣和二次射流空氣，水泵3可注入另外一種液體代表進入燃燒室的燃油。根據(jù)相似原理，當相似準數(shù)相等時，可用水流代替燃油。水泵1、水泵2、水泵3的最大供水量，分別為40 m3/h、13 m3/h和6 m3/h。水路1、水路2、水路3上各安裝一個電磁流量計測定水流流量，并將信息反饋到PLC自動控制柜，從而達到流量自動控制。實驗過程中，選用尼康D7000單反相機對示蹤劑(紅墨水)所示流場軌跡進行拍照和攝像。

2.2 實驗與數(shù)值模擬方案

設定了三個實驗方案。方案一，用水流模擬超緊湊燃燒室周向環(huán)腔內(nèi)冷態(tài)流場軌跡。該方案需開啟水路1和水路2，用紅墨水作為示蹤劑來顯示周向環(huán)腔內(nèi)流場軌跡。方案二，用水流模擬超緊湊燃燒室二次射流入口處流場軌跡。該方案需開啟水路1和水路2，示蹤劑直接注入水路2中，以便顯示二次射流入口處流場軌跡。方案三，用水流模擬燃油噴嘴處燃油軌跡。該方案需同時開啟水路1、水路2、水路3。其中，水路3代表燃油，示蹤劑直接注入水路3中，以便顯示燃油噴嘴處燃油軌跡。實驗工況見表1，數(shù)值模擬工況見表2。本文根據(jù)數(shù)值模型所搭建的模型實驗臺，可保證數(shù)值模擬工況與水流模擬實驗工況的雷諾數(shù)相等[9]。根據(jù)下式，可得出實驗水流與數(shù)值計算空氣的速度之比。

式中：ρ表示密度，v表示速度，L表示特征長度，μ表示動力粘度，下標a表示空氣，下標l表示水。其中水和空氣的密度與動力粘度均為常量，設定實驗臺模型與數(shù)值模擬模型特征長度之比為2。

表1 實驗工況Table 1 Experimental conditions

表2 數(shù)值模擬工況Table 2 Numerical calculation conditions

3 超緊湊燃燒室模型

超緊湊燃燒室模型的設計，參照了美國空軍研究實驗室的超緊湊燃燒室實驗模型[10-11]，見圖2。其環(huán)腔寬124 mm，高73 mm，內(nèi)徑330 mm。軸向主氣流環(huán)形通道內(nèi)徑為150 mm，外徑為184 mm。徑向葉片高17 mm。環(huán)腔蓋上周向均勻分布6個燃油噴嘴，噴口內(nèi)徑3 mm。每個燃油噴嘴周圍分布4個二次空氣射流噴管，與徑向的夾角為45°。二次空氣射流入口直徑10 mm。燃燒室中央軸上，周向均勻布置6個渦輪葉片。渦輪葉片均設計有徑向凹槽，位于燃油孔正下方，徑向凹槽前端面為45°傾斜面。選擇超緊湊燃燒室1/6扇形區(qū)域為計算域。計算域兩側設為旋轉周期面，總網(wǎng)格數(shù)約為113萬。計算過程中，y+控制在100以內(nèi)。由于超緊湊燃燒室周向環(huán)腔內(nèi)存在較強的旋轉流動，計算選用Realizablek-ε湍流模型[12]。入口邊界條件設為速度入口。

4 結果與分析

4.1 中央環(huán)腔處流場軌跡

圖3示出了超緊湊燃燒室中央環(huán)腔處橫截面流線軌跡的實驗結果與數(shù)值模擬結果。從圖3(a)可見，流線簇右端緊密(即徑向范圍小)，左端稀疏(即徑向范圍大)，這表明環(huán)腔內(nèi)旋流存在徑向速度。從圖3(b)可見，左端跡線范圍明顯比右端跡線范圍寬，這表明該跡線對應的旋流存在著徑向速度。對比兩種結果，實驗流線軌跡與數(shù)值模擬流線軌跡在相同位置處形狀相似，運動趨勢較為一致，這表明實驗結果與數(shù)值模擬結果吻合較好。

4.2 二次射流入口處流場軌跡

圖4示出了超緊湊燃燒室二次射流入口處軌跡的實驗結果與數(shù)值模擬結果。從圖中可看出，實驗中用紅墨水標記出的流線軌跡與數(shù)值模擬的流線軌跡在相同位置處形狀相似，運動趨勢一致。二次射流進入環(huán)腔后，在環(huán)腔內(nèi)旋流的作用下改變初始速度方向，向旋流流動方向一側偏轉。雖然二次射流入口方向與半徑方向夾角為45°，但在旋流強烈作用下，二次射流進入環(huán)腔后幾乎貼著環(huán)腔上壁面沿周向方向運動。這是因為環(huán)腔內(nèi)靠近上壁面處作圓周運動的旋流在離心力的作用下，具有沿半徑向外運動的趨勢，導致旋流對進入環(huán)腔的二次射流進行擠壓，致使二次射流改變進入環(huán)腔的初始速度方向。

4.3 燃油噴嘴處燃油軌跡

圖5示出了燃油噴嘴出口處燃油顆粒軌跡的實驗結果與數(shù)值模擬結果。從圖中可看出，實驗中用紅墨水標記出的流線軌跡與數(shù)值模擬的流線軌跡在相同位置處形狀相似，運動趨勢一致。在2路水流形成的旋流作用下，模擬航空煤油的3路水流方向發(fā)生了偏轉。這是由于環(huán)腔內(nèi)作圓周運動的旋流，在離心力作用下具有沿半徑向外運動的趨勢。該旋流向外擠壓從燃油噴嘴處進入的3路水流，使之方向發(fā)生偏轉，且偏轉方向與旋流運動方向一致。

5 結論

根據(jù)相似原理，利用水流模擬實驗研究了超緊湊燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場。同時，在滿足與水流模擬實驗雷諾數(shù)相等的情況下，以空氣為介質(zhì)對燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場進行了數(shù)值模擬，并與水流模擬實驗結果進行了對比驗證。結果表明：數(shù)值模擬所得流場軌跡與水流模擬實驗所得流場軌跡，其形狀和結構相似，流動規(guī)律一致。基于相似原理，利用水流代替空氣對超緊湊燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場進行可視化模擬，能更直觀地驗證流場結構數(shù)值模擬結果的可靠性。

[1]趙欽煊.相似原理在燃燒室研制中的應用[J].航空制造工程，1997，(5)：18—20.

[2]郭海濤，朱鋒，趙俊，等.相似原理在燃氣輪機離心壓縮機組能耗計算中的應用[J].石油規(guī)劃設計，2014，25(6)：16—19.

[3]董薇，陸雷.可視化模擬在燃燒器中的應用[J].南京工業(yè)大學學報，2006，28(5)：80—92.

[4]Sun B G，Li X R，Du W.Laser measurement and intensity evaluation of intake swirl in engine using a water analog [J].Journal of Beijing Institute of Technology，2000，9(4)：391—396.

[5]秦頌，董華.重氣擴散的鹽水模擬[J].能源技術，2007，28(2)：66—69.

[6]Anthenien R A，Mantz R A，Roquemore W M，at al.Exper?imental results for a novel,high swirl,ultra compact com?bustor for gas turbine engines[C]//.2nd Joint Meeting of the US sections of the Combustion Institute.Oakland：2001.

[7]Zelina J，Ehret J，Hancock R D，et al.Ultra compact com?bustor technology using high swirl for enhanced burning rate[R].AIAA 2002-3725，2002.

[8]Quaale R J.Experimental results for a high swirl,ultra compact combustor for gas turbine engines[D].Ohio：Air force Institute of Technology，2003.

[9]孫文策.工程流體力學[M].遼寧大連：大連理工大學出版社，2007.

[10]Greenwood R T.Numerical analysis and optimization of the ultra compact combustor[D].Ohio：Air Force Institute of Technology，2005.

[11]Anisko J.Numerical investigation of cavity-vane interac?tions within the ultra compact combustor[R].AIAA 2006-805，2006.

[12]Fluent Inc.FLUENT User’s guide[M].New Hampshire：Fluent Inc.，2006.

Experimental investigation of flow field in an ultra compact combustor

WANG Li-juna，ZHOU Huib，JIA Yi-juna，JIANG Jin-taoa
(a.College of Energy and Environment；b.Faculty of Aerospace Engineering，Shenyang Aerospace University，Shenyang 110136，China)

In order to investigate the accuracy of flow structure and numerical results in ultra compact com?bustor(UCC),a water analog experimental rig was established to simulate the cold flow field in ultra com?pact combustor based on similarity principle.The different streamlines in the circumferential cavity were shown when red ink was used as the tracer material.Fluent was used to simulate the cold flow field,in which the Reynolds number was equal between experiment and numerical simulation.The results show that the tracks and flowing trends are similar between the streamlines obtained from experiments and those of nu?merical simulation,indicating that it is feasible to investigate the gas flow characteristics in ultra compact combustor by substituted water flow and to validate the creditability of flow field structures by numerical simulation.

aero-engine;ultra compact combustor；similarity principle；water flow simulation；flowfield characteristics；numerical simulation；streamline track

V231.1

：A

：1672-2620(2017)01-0032-04

2016-03-29；

：2016-11-18

王力軍(1963-)，男，遼寧開原人，博士，副教授，主要從事航空發(fā)動機燃燒設計與分析技術研究。