凹腔支板火焰穩定器冷態流場對點火特性影響規律的數值模擬分析

黃 夏，王慧汝

(中國航空發動機研究院基礎與應用研究中心，北京 101304)

1 引言

加力燃燒室是航空發動機上的一個重要增推裝置[1]，其循環熱效率低[2]、經濟性差，實際上是以增加一定的結構質量和燃油消耗率為代價換取必要時的推力增益，因此多用于軍用發動機。加力燃燒室中，氣流速度遠高于火焰傳播速度，為此通常在流道中設置鈍體火焰穩定器，利用氣體繞流鈍體形成的回流區來穩定火焰，且回流區越強火焰越穩定。但要在來流條件不變的情況下加強回流區，最直接的方法就是增大火焰穩定器的尺寸，而這同時也增大了流動損失。目前，傳統的鈍體火焰穩定器已發展出V型、U型、沙丘駐渦等各種結構[3]。

為解決流動損失與火焰穩定要求之間的矛盾[4]，以及進一步提高推重比，學術界中的一種思路是探索加力燃燒室中的新型穩焰方式，這其中就包括凹腔火焰穩定器。人們對凹腔火焰穩定器的研究起步較早，其總壓損失相對較小[5-6]，目前多用于超燃沖壓發動機的超聲速燃燒中[7]，以及駐渦燃燒室中[8-11]，在加力燃燒室中應用較少[12-14]。另一種思路是將渦輪后框架結構與加力燃燒室傳統的鈍體火焰穩定器進行一體化設計，這也是結合了航空發動機部件設計一體化的發展趨勢。美國的VAATE計劃提出了一體化后框架加力燃燒室的概念，取消了傳統加力燃燒室的火焰穩定器及燃燒組織方案，涉及到了擴壓器-混合器-火焰穩定器的一體化設計。在美國的兩份專利[15-16]中，都采用了將渦輪后承力支板與火焰穩定器一體化設計的結構。國內季鶴鳴等[17]提出一種新型內突擴加力燃燒室方案。隨后，馬夢穎、金捷等[18-19]將凹腔結構引入一體化設計中，提出了凹腔支板火焰穩定器的設計方案。劉雯佳、吳迪、鄒咪等[20-22]則通過試驗與數值模擬，研究了凹腔支板火焰穩定器的結構參數、位置、大小等對其的影響。

凹腔支板火焰穩定器結構簡單，在減重方面有較大潛力。這種設計保留了流線型外形，總壓損失特別小，在冷態下馬赫數為0.28時總壓恢復系數依然保持在99%以上，流動損失遠低于常規火焰穩定器[18-19]。

本文針對一種用于加力燃燒室中的凹腔支板火焰穩定器設計方案，通過數值模擬分析其冷態流場結構，并與火焰穩定器點火實驗結果對比，得到影響該凹腔支板火焰穩定器點火成功的氣動結構關鍵參數及其影響規律，以期為該火焰穩定器的后續設計與優化提供指導。

2 穩定器結構與工況

該凹腔支板火焰穩定器的結構及內部縱截面如圖1所示，尺寸為144 mm×170 mm×40 mm。其燃料為航空煤油，分兩路進油。副油路位于凹腔支板火焰穩定器上游，點火前供油，點火后在凹腔形成穩定火焰；主油路位于下游，副油路點火成功后再供油，以凹腔中火焰為點火源，在穩定器尾緣后形成穩定火焰。兩路燃油都是通過在燃油管路側壁面上開設的直射噴嘴噴入穩定器內部空腔中，而同時進入腔中的冷卻空氣除起到冷卻作用外，還起到霧化燃油的作用。經過初步霧化的燃油與冷卻空氣一起從燃油出口噴射入主流區域。

圖2是穩定器點火實驗的實驗段照片。實驗段為矩形通道，根據其尺寸，最終確定計算區域尺寸為504 mm×170 mm×150 mm。

圖1 凹腔支板火焰穩定器結構及內部縱截面Fig.1 Structure and vertical section of the cavity strut flame stabilizer

圖2 實驗段Fig.2 Experimental section

圖3 計算區域網格Fig.3 Mesh of computational domain

采用STAR CCM+劃分多面體網格，網格總數121萬，如圖3所示。采用ANSYS FLUENT作為計算軟件，只計算冷態流場；暫不考慮霧化，采用氣態C12H23作為燃料。湍流模型采用可實現k-ε模型，近壁面采用標準壁面函數；采用速度進口與壓力出口作為邊界條件。因文中重點考察凹腔處的油氣混合情況，因此計算中主油路暫時不供油。計算工況如表1所示，其中油氣比q為燃油流量與來流空氣流量(不包括冷卻空氣流量)之比，大氣壓取101 325 Pa；Ma為來流馬赫數，T*為來流總溫，為冷卻空氣進口總壓(表壓)。

表1 計算工況Table 1 Calculation conditions

3 點火實驗

凹腔支板火焰穩定器點火實驗在北京航空航天大學二元加力/沖壓燃燒實驗臺上完成。該實驗臺包括供氣系統、供油系統、一級加溫器、二級加溫器、前測量段、實驗段、后測量段、排氣段及數據采集系統，采用兩級直連式加熱的方式來實現實驗段進口條件。圖4給出了實驗系統示意圖。

圖4 實驗臺結構示意圖Fig.4 Schematic diagram of test bed

點火實驗采用電火花點火器，點火能量5 J，安裝在凹腔處。實驗在Ma=0.20～0.28、來流溫度T=433～583 K、=0.03～0.25 MPa條件下開展。點火成功的判定標準是根據溫度突升與油氣比變化趨勢、火焰視頻兩方面相結合進行判斷。

4 火焰穩定器流場分析

4.1 凹腔支板火焰穩定器流場結構

在點火能量不變的情況下，火焰穩定器中的凹腔能否成功點火，與卷吸入凹腔中的燃油濃度有直接的關系，而卷吸燃油濃度受燃油出口射流特性的影響。

圖5為凹腔支板火焰穩定器的流線圖，計算結果選自表1中的計算工況1(=0.03 MPa)。可見，流場中存在五個回流區。副油路腔內回流區與穩定器背側主油路出口回流區遠離點火源，對點火沒有影響。凹腔中存在一個大回流區，在只有副油路供油點火時將成為主要燃燒區。腹側主油路出口與背側一樣，由于射流作用而在下游產生了一個非常弱的回流區。尾緣后存在一個典型的對渦結構回流區，主副油路同時供油時將成為主要燃燒區；該回流區尺度與凹腔回流區相比并不大，這說明主油路燃燒區將主要以凹腔火焰作為穩定源。

圖5 穩定器流場流線Fig.5 Stream line of the stabilizer flow field

4.2 冷卻空氣進口總壓的影響

文中射流穿透深度定義為：射流靠近主流一側的邊緣流線與主流流線平行時，射流出口到平行處的法向距離，即圖6中的s。圖7示出了Ma=0.20時副油路出口的射流速度與射流穿透深度隨的變化。可見，越大，射流速度越高；射流速度越高，射流穿透深度越大。但對于這種凹腔支板火焰穩定器結構，希望副油路燃油穿透深度不大，從而使更多的混有燃油的冷卻氣能夠卷吸入凹腔內，以提高點火的成功率。

圖6 射流穿透深度定義Fig.6 Definition of jet stream penetration depth

圖7 副油路出口速度與射流穿透深度隨冷卻氣進口總壓的變化Fig.7 Pilot fuel exit jet stream velocity and penetration depth vs.cooling flow total pressure

圖8 回流區流量監測截面Fig.8 Mass flow monitoring plane of trapped recirculation zone

圖9 凹腔回流量Fig.9 Recirculation mass flow in cavity

以圖8中綠色面為回流區監測截面，取逆主流方向通過該截面的氣流量作為凹腔的回流量。圖9示出了Ma=0.20時凹腔中的回流量隨 p*cold的變化關系。理論上講，對這種凹腔結構，副油路出口射流穿透越深，卷吸入凹腔的回流空氣流量應越少。但圖中黑線(方塊)顯示，隨著的提高，回流量增大，其主要是因為的提高也會導致射流的絕對流量增加。如果以凹腔回流量與副油路出口射流量的比值作為無量綱凹腔回流量，可以發現該值隨的提高而減小，如圖中紅線(圓點)所示，這說明卷吸入凹腔的冷卻氣量比例確實隨的提高而減小。

對于火焰穩定器來說，卷吸入凹腔中的燃料濃度越高越有利于點火。隨著冷卻空氣進口總壓的提高，雖然凹腔中的絕對回流量增加，但卷吸入凹腔的冷卻空氣比例變小。由于燃料是與冷卻空氣混合在一起射入主流的，凹腔中的燃料濃度也隨之減小，如圖10所示。圖11是Ma=0.20時不同下的燃油質量濃度分布，可見隨著的提高，凹腔中的燃料濃度降低。以上計算結果均說明，如果想提高點火性能，應越低越好。

圖10 凹腔燃油質量分數Fig.1 0 Fuel mass fraction in cavity

圖11 Ma=0.20時不同冷卻空氣進口總壓下的燃油質量濃度分布Fig.1 1 Fuel mass fraction field under different cold flow inlet total pressure whileMa=0.20

圖12 Ma=0.20時的點火實驗結果Fig.1 2 Ignition experimental results whileMa=0.20

4.3 來流馬赫數的影響

圖13 =0.03 MPa時不同來流馬赫數下的燃油質量濃度分布Fig.1 3 Fuel mass fraction field at different flow Mach numbers while=0.03 MPa

如果只考慮凹腔中的燃料濃度，則Ma越大應越容易點火，但點火是否成功還要考察當地的氣流速度。氣流速度越高，火焰越容易被吹走，點火越困難。而Ma增大時回流區中的動量也增大，速度提高。圖14給出了凹腔燃油質量分數、回流平均速度與Ma的關系。可見，隨著Ma的增大，燃油質量分數略有增大，而回流平均速度增長幅度大于燃油質量分數。Ma從0.20提高到0.28時，燃油質量分數只增長了6.4%，回流平均速度卻增長了41.4%，燃料在凹腔回流區中的停留時間變短，此時點火應該會變困難。

圖14 凹腔燃油質量分數和回流平均速度與來流馬赫數的關系Fig.1 4 Fuel mass fraction vs.averaged recirculation velocity in cavity

本研究中未考慮霧化的影響，這也可能是導致Ma越高點火越困難的一個因素。因為Ma越高，液體燃油霧化的時間就越短，自然越不利于燃燒反應的進行，點火越困難。

圖15 不同來流馬赫數下副油路出口穿透深度與冷卻空氣進口總壓的關系Fig.1 5 Cooling air inlet total pressure vs.pilot fuel exit penetration depth at different Mach numbers

5 結論

對本研究中的凹腔支板火焰穩定器，根據冷態流場的數值模擬結果，得到與點火成功率相關的結論如下：

(1) 冷卻空氣進口總壓越小，卷吸入凹腔中的燃料濃度越高，點火越容易成功；但同時也需要考慮燃油霧化的影響，冷卻空氣進口總壓不能過低。本文中火焰穩定器能成功點火的冷卻空氣進口總壓為0.03 MPa。

(2) 來流馬赫數越小，凹腔回流區中氣流速度越小，成功點火需要的油氣比越低；但來流馬赫數也不能過小，馬赫數越小，冷卻空氣穿透深度越大，凹腔中的燃油濃度就越少，點火越困難。

(3) 冷卻空氣進口總壓低于一定值時，副油路出口射流穿透深度隨壓力提高而增大的幅度不大；可在點火成功后適當提高冷卻空氣進口壓力，以改善霧化效果，提高燃燒效率，同時也能保證火焰不被吹熄。

(4) 對于冷卻空氣進口總壓和來流馬赫數這兩種影響因素，其本質是只要能使燃油射流盡量貼壁，卷吸入凹腔的燃油濃度就越大，就越容易點火。