中心分級貧油直噴燃燒室冷態流場特性

徐興亞 ，李松陽 ，于 涵 ，索建秦

（1.中國航發商用航空發動機有限責任公司，上海 200241；2.西北工業大學動力與能源學院，西安 710072）

0 引言

隨著國際社會對環境污染問題的關注度越來越高，國際民航組織對民用飛機污染物排放的要求日益嚴格，低污染燃燒技術得到了廣泛的發展[1-4]。目前，低污染燃燒技術主要分為3 種技術路線[5]：富油燃燒-快速淬熄-貧油燃燒（Rich-Burn Quick-Quench Lean-Burn，RQL）、貧油預混預蒸發燃燒（Lean Premixed Prevaporised，LPP）和貧油直接噴射燃燒（Lean Direct Injection，LDI）。其中，貧油直接噴射低污染燃燒技術由于采用非預混燃燒方式，有效避免了自燃和回火問題，同時降低了燃燒不穩定性出現的風險，是未來低污染燃燒技術發展的重要方向之一[6]。

國內外學者針對LDI 技術開展了大量研究。Tong 等[7-8]采用PLIF 等設備研究表明，具有旋流穩定器的液體燃料LDI 燃燒室的火焰光譜與貧油預混氣體燃料燃燒室的類似，并對不同燃油噴射頻率下的受迫火焰反應開展了研究；Dewanji 等[9-10]采用URANS和LES數值模擬方法分析了單點及9點分布下的LDI燃燒室冷態流場特性；Patel 等[11-12]通過對比試驗數據與LES模擬結果發現，漩渦中心進動和漩渦破碎泡現象對LDI 燃燒室的火焰穩定機制有顯著影響；Robert等[13-14]在大量的多點貧油直接噴射燃燒室部件試驗的基礎上，得出LDI燃燒室能夠大幅降低氮氧化物的排放的結論；曾青華等[15-16]提出了一種帶有文丘里管式預混段的雙旋流LDI 燃燒室，并針對其火焰特性、燃燒效率以及污染物排放等方面開展試驗研究。以上研究缺乏以算例矩陣形式，系統性地分析不同頭部結構對LDI燃燒室性能的影響。

本文以某中心分級貧油直噴燃燒室為研究對象，在試驗驗證的基礎上，運用數值模擬方法，對比分析了多種結構參數下LDI燃燒室冷態流場特性。

1 研究對象

某中心分級貧油直噴燃燒室頭部結構如圖1 所示。頭部分為主模（Main Module）和副模（Pilot Module），分別對應主模燃燒區和副模燃燒區。主模由主模旋流器、同軸順流空氣助霧化噴嘴和收斂出口組成；副模由副模旋流器、單油路離心噴嘴和收斂出口組成。

圖1 中心分級貧油直噴燃燒室頭部結構

為了研究頭部結構參數對LDI 燃燒室冷態流場影響，在基準方案的基礎上，對不同幾何參數下的燃燒室頭部開展算例矩陣數值模擬分析。頭部結構參數研究范圍見表1。

表1 頭部結構參數研究范圍

2 數值模擬

2.1 網格劃分

由于燃燒室頭部構型復雜，劃分結構化網格需要耗費大量時間，因此本文采用ICEM 軟件對計算模型進行非結構的網格劃分，如圖2所示。

圖2 網格劃分

在具有旋流葉片等復雜構型的旋流器區域以及平直的火焰筒區域設定不同的網格最大尺寸，并對旋流器區域進行密度盒設置，通過設置密度盒增長率參數，實現頭部區域與火焰筒區域網格平滑過渡。為了開展網格無關性驗證，分別生成了具有500萬、700萬以及1000 萬網格量的算例，用于數值模擬計算，其中各區域網格參數設置見表2。

表2 網格參數設置

為了定量分析網格量對流場結果影響，本文對比了不同網格量算例在軸向位置30、60、90 mm 處的軸向速度值，如圖3所示。

圖3 不同網格量算例軸向速度值

從圖中可見，在30、60 mm 處，500 萬網格量算例結果與700萬及1000萬的偏差較大，在靠近頭部中心線附近，其速度值大小波動平緩，未能體現出頭部旋流器出口流場的復雜情況。因此，基于計算準確性以及計算量的考量，本文采用700 萬的網格參數作為基準計算方案。

2.2 湍流模型選取及求解方法

本文結合文獻[17]的結果，采用商用軟件Fluent進行流場特性數值模擬，基于RANS 模擬方法，選取Realizableк-ε湍流模型，標準壁面函數，壁面處y+值控制在10～30。采用SIMPLE 算法進行壓力-速度耦合計算，求解器采用隱式分離求解器，空間離散采用2階迎風格式。

2.3 邊界條件設置

本文以常溫常壓的冷態邊界條件作為計算工況，主要參數設置見表3。

表3 冷態流場工況參數

3 結果分析

3.1 基準方案對比驗證

基準方案中心截面軸向速度對比如圖4 所示。PIV 試驗狀態與數值模擬保持一致，均在常壓常溫下進行。圖中為基準方案頭部出口22 mm 處及下游的流場速度分布。

圖4 基準方案中心截面軸向速度對比

從圖中可見，數值模擬能夠較好地描述出頭部出口氣流張角、局部高速區以及中心回流區等冷態流場形態特征。

為了進一步定量分析數值模擬結果與試驗結果，選取不同軸向位置處的速度值進行對比，基準方案軸向速度值對比驗證如圖5所示。

圖5 基準方案軸向速度值對比驗證

從圖中可見，數值模擬結果與試驗結果速度曲線重合度較高，在不同頭部徑向高度位置處的速度變化趨勢均保持一致。說明本文的網格劃分、湍流模型選取以及求解方法等設置準確可靠，能夠滿足進一步工程分析的需求。

3.2 副模旋流葉片角度對流場影響

3.2.1 流場分布對比

不同副模旋流葉片角度流場速度分布如圖6 所示。從圖中可見，隨著葉片角度的增大，副模出口氣流張角也逐漸增大。因此，受副模出口氣流推動的主模出口氣流也出現相應的變化。在30°～32°的算例中，主模氣流呈現先收縮后擴張的氣流張角形式；而在34°～40°的算例中，主模氣流呈現出口即擴張的形式。這是由于副模出口張角增大后，主副模氣流交匯位置前移，帶來了主模出口張角增大的效果。同時，由于主、副模出口張角的增大，流場回流區形態亦發生改變，主要表現為由“前窄后寬”的形態轉變為“前后皆飽滿”的近橢圓形，更加有利于流場的穩定。

圖6 不同副模旋流葉片角度流場速度分布

3.2.2 軸向速度對比

不同副模旋流葉片角度算例軸向速度值如圖7所示。從圖中可見，在30 mm 處，軸向速度值重合度較高，僅在頭部中心原點靠噴嘴下游位置附近處有所差異，且旋流葉片角度越大，軸向速度越低。這是由于旋流葉片角度越大，副模出口張角越大，回流區流體流向噴嘴噴口處，使得流速逐漸降低。此外，觀察60 mm 及90 mm 曲線圖可見，與第3.2.1 節的結論一致，30°～32°算例的速度曲線較一致，這是由于主模氣流有先收縮后擴張的趨勢，因此主、副模出口流體在較低的徑向高度上交匯，軸向速度的峰值出現在靠近中心軸線處。而34°～40°算例的速度曲線較一致，這是由于主模氣流出口即擴張，因此主、副模出口流體在較高的徑向高度上交匯，軸向速度的峰值出現在遠離中心軸線處。

圖7 不同副模旋流葉片角度算例軸向速度值

3.3 副模出口收斂角度對流場影響

3.3.1 流場分布對比

不同副模出口收斂角度流場速度分布如圖8所示。從圖中可見，不同算例間的流場差別不大，主、副模出口氣流張角、速度以及回流區大小、位置等流場特性參數均沒有較大差異。

圖8 不同副模出口收斂角度流場速度分布

3.3.2 軸向速度對比

不同副模出口收斂角算例軸向速度值如圖9 所示。從圖中可見，在30、60 及90 mm 處，軸向速度值保持一致。僅在30 mm剖面的中心軸線位置處，軸向速度產生了差異，呈現出收斂角度越大，軸向速度越大的現象。這主要是由于收斂角度的增大，使副模葉片出口氣流沿收斂段的壁面方向向中心軸線方向的動量分量增加，阻礙了回流區流體由下游噴嘴噴口位置的流動趨勢，造成軸向速度上的差異。

圖9 不同副模出口收斂角度算例軸向速度值

3.4 噴嘴軸向位置對流場影響

3.4.1 流場分布對比

噴嘴位于副模中心，噴嘴外壁與收斂出口段內壁形成了副模空氣流道，由于航空發動機燃燒室單油路離心噴嘴外形一般為錐面，因此噴嘴軸向位置會影響流道形狀，從而可能影響流動狀態。噴嘴軸向位置一般與收斂出口存在3 種相對位置關系：平齊、突出和凹陷。選取-4～4 mm，每隔2 mm 共5 個不同相對位置的算例，開展噴嘴位置對流場形態的影響研究。不同噴嘴位置流場速度分布如圖10 所示。從圖中可見，不同算例間的流場差別不大，主、副模出口氣流張角、速度以及回流區大小、位置等流場特性參數均沒有較大差異。

圖10 不同噴嘴位置流場速度分布

3.4.2 軸向速度對比

不同噴嘴位置算例軸向速度值如圖11 所示。從圖中可見，與第3.3.2節的一致，在30、60及90 mm處，軸向速度值保持一致。僅在30 mm 剖面的中心軸線位置處，軸向速度產生了差異，呈現出噴嘴軸向位置越大，軸向速度越低的現象。這主要是由于噴嘴出口端面越突出，越阻礙回流區流體流向噴嘴出口端面位置，使得軸向流速降低。

圖11 不同噴嘴位置算例軸向速度值

3.5 頭部間距對流場影響

3.5.1 流場分布對比

中心分級貧油直接噴射燃燒室頭部分為主模和副模結構，采用同心圓式布置方式，主副模分級旋流會在火焰筒內相互作用，這種氣流耦合作用會對燃燒產生影響，因此需要深入理解主副模空氣流動相互作用機理。選取20、22.5、25 mm，及基準方案22.86 mm共4 個不同頭部徑向間距的算例，開展冷態流動特性分析。

不同頭部間距流場速度分布如圖12 所示。從圖中可見，不同頭部間距的速度分布差別較大。在20 mm 頭部間距算例下（圖12（a）），副模出口氣流張角相較于圖12（c）中基準算例的有所減小。同時，主模出口氣流呈現較強的先收縮后擴張的趨勢。因此，主副模氣流在靠近中心軸線處完成了交匯摻混，導致頭部氣流張開位置延至流場較下游區域，回流區呈現明顯的“前窄后寬”構型，不利于流場穩定。與這種構型的流場有較大區別的是圖12（d）中頭部間距為25 mm算例的流場分布。副模出口氣流張角充分打開，在副模出口氣流的推動下，主模出口氣流直接張開，主副模氣流在遠離中心軸線處交匯摻混，使得頭部氣流張開位置較為靠前，回流區呈現較為飽滿的橢圓形。

圖12 不同頭部間距流場速度分布

3.5.2 軸向速度對比

不同頭部間距算例軸向速度值如圖13 所示。從圖中可見，不同軸向位置處的速度值曲線差別較大，主要是由于流場產生了較大變化的原因。從圖中還可見，頭部間距越小，在中心軸線位置處的軸向速度也越高，速度曲線中峰值也越靠近中心軸線處。其原因與上一節分析一致。

圖13 不同頭部間距算例軸向速度值

4 結論

（1）副模收斂角度以及噴嘴軸向位置對燃燒室冷態流場形態影響較小，其中出口氣流張角、速度以及回流區大小、位置等流場特性參數均沒有較大差異；

（2）副模旋流葉片角度以及主副模頭部徑向間距對燃燒室冷態流場形態有明顯影響，隨角度、間距的增大，出口氣流張角增大，中心回流區前移，體積明顯擴大且更飽滿。