基于環形燃燒室結構的燃氣發生器設計與仿真 *

趙芳，史煜 ，王海鋒，任澤斌*，李先鋒 ，羅智鋒

（1.中國空氣動力研究與發展中心 空氣動力學國家重點實驗室，四川 綿陽 621000；2.中國空氣動力研究與發展中心 設備設計與測試技術研究所，四川 綿陽 621000；3.中國航發四川燃氣渦輪研究院，四川 綿陽 621000）

0 引言

壓力恢復系統（pressure recovery system，PRS）是高能化學激光系統的關鍵分系統之一，布局上與氧碘激光器（chemical oxygen-iodine lasers，COIL）分系統相連，從氣體流動的角度來說，PRS 分系統位于COIL 分系統的下游；COIL 激光器運行的有利條件在于光腔內低溫（150～170 K）、低壓（5torr 以下），因此，為保證COIL 激光器連續出光，須不斷排出光腔中出光反應后的尾氣，以利于持續補充新鮮的增益介質，同時，還需要維持光腔內流動的穩定，保持光腔內合適的壓力和溫度條件［1-3］。引射式壓力恢復系統主要由引射氣源、擴壓器、引射器、引射器集氣室及排氣消聲段等組成［4］。作為引射式壓力恢復系統的核心部段，引射器的主要作用在于將擴壓器出口的工作氣體引射到外界大氣中去，實現系統的壓力恢復；作為一種流體輸送裝置，引射器其基本原理在于利用引射噴嘴噴射形成高速射流的紊動擴散作用，使高壓、低壓兩股不同的流體混合，并進行動量、質量交換，從而實現將低壓流體轉變為高壓流體的目的［5-7］。

常用的引射氣源主要包括壓縮空氣/氮氣、蒸汽及高溫燃氣，相對于壓縮空氣、氮氣等常溫引射氣源而言，高溫燃氣引射具有引射效率高、裝置規模小等優勢；相對于蒸汽引射氣源來說，高溫燃氣引射消除了引射氣體所含水分帶來的馬赫數提高造成的冷凝現象，因此，高溫燃氣引射憑借其特有的優勢廣 泛應用于各行各業［5，8］，卜 銀坤［9］將高溫燃氣引射理論引入到工業鍋爐領域，研制了鍋爐煙氣再 循 環 的 高 溫 煙 氣 引 射 器 ；徐 萬 武［1］、CONNAUGHTON J C 等［10］將高溫燃氣引射應用到化學激光器及負壓/真空抽負系統；文彬等［11］利用高溫燃氣引射開展了航空發動機排氣推力性能研究。高溫燃氣的產生裝置主要為燃氣發生器，在結構形式上則以火箭發動機（含液體火箭發動機及固體火箭發動機）及航空發動機燃燒室結構為主。其中，基于液體火箭發動機燃燒室結構的燃氣發生器通常需要配置冷卻系統，導致系統體積龐大、結構復雜；基于火箭發動機燃燒室結構的燃氣發生器則難以實現可重復利用，經濟性差，因此，基于火箭發動機燃燒室結構的燃氣發生器不符合壓力恢復系統小型化、經濟性等要求。創新性地將航空發動機原理應用于高溫燃氣引射氣源設計，基于航空發動機燃燒室結構設計的燃氣發生器采用了高效的氣膜冷卻技術，擺脫了基于液體火箭發動機燃燒室結構的燃氣發生器所需的水冷系統；在燃燒推進劑選擇上，可考慮空氣與酒精組合，容易獲取且價格低廉，綜合滿足了壓力恢復系統機動性與經濟性等要求。然而，現有的公開文獻關于該結構形式的燃氣發生器在壓力恢復系統中的應用報道較少。

本文為響應引射式壓力恢復系統領域內小型化、機動化等需求，提出了一種采用航空發動機環形燃燒室結構的空氣/酒精燃氣發生器方案，并通過CFD 仿真軟件開展了相關計算，獲取了相關研究結果。

1 燃氣發生器方案

根據引射系統要求的長時間工作（單次最長工作時間不小于50 s）、小型化（不附帶額外的水冷系統）、高效（高溫氣源）及快啟動（高能點火）等需求，設計了基于航空發動機環形燃燒室結構的燃氣發生器。該燃氣發生器的工作原理主要基于航空發動機燃燒室，但兩者的應用場景、工作模式及工況等大不相同，主要包括以下幾點：

（1） 燃燒推進劑不同，常規航空發動機燃燒室推進劑以空氣/航空煤油為主，而本文采用空氣/酒精；

（2） 來流空氣條件不同，常規航空發動機燃燒室來流為壓氣機出口高溫氣流（最高可至600 ℃左右），而燃氣發生器來流為高壓儲罐通過減壓閥減壓的低溫空氣（最低可至-20 ℃以下），來流條件相當惡劣；

（3） 結構接口不同，常規的航空發動機燃燒室進出口為環形截面，而燃氣發生器為圓形［12］。

因此，基于上述區別結合壓力恢復系統實際需求，燃氣發生器設計需在航空發動機燃燒室設計的基礎上著重開展低溫點火技術、燃燒組織方式、空氣流量配比及結構尺寸布局等多項關鍵點設計。

燃氣發生器整體水平橫式布置（如圖1 所示），主要結構組成包含擴壓器、進氣錐、燃燒室機匣、火焰筒、旋流器、離心式噴嘴、點火裝置，主要設計參數如表1 所示［12］。

表1 燃氣發生器主要設計參數Table 1 Main design parameters of gas generator

圖1 燃氣發生器結構示意圖Fig.1 Structure diagram of gas generator

燃氣發生器基本工作原理如圖2 所示：來流高速空氣進入擴壓器后，在擴壓器漸擴通道的作用下，氣流速度逐漸降低至所需數值，經進氣錐、帽罩分成2 路，一路經旋流器及火焰筒頭部冷卻孔進入主燃區，其中軸向氣流通過一、二級旋流器通道后形成高速旋轉氣流，在燃燒區域形成有利于火焰穩定的回流區，并與噴嘴一次霧化后的液霧共同作用形成二次霧化，在回流區形成一個易于被高能點火電嘴點燃的燃料與空氣混合微團，該微團點著后在主燃區內快速混合燃燒生成高溫燃氣；另一路空氣則進入火焰筒與燃燒室機匣形成的內外環二股通道，分別通過火焰筒壁面上的主燃孔、摻混孔及冷卻孔進入火焰筒。其中，通過主燃孔進入火焰筒的空氣射流一部分被卷入主燃區參與燃燒，另一部分流向火焰筒下游參與混合；經摻混孔射流進入火焰筒中心的空氣與高溫燃氣進行摻混，以調節燃燒室出口溫度分布。此外，經冷卻孔進入火焰筒的氣流則在火焰筒壁面形成氣膜保護層，用于冷卻火焰筒壁面，以防出現高溫燒蝕［12-13］。

圖2 燃氣發生器工作原理圖Fig.2 Working principle diagram of gas generator

噴嘴性能的優劣直接影響到燃氣發生器的點火性能與燃燒效率，為實現燃氣發生器可靠、高效、穩定燃燒，本方案中采用雙路離心式噴嘴（如圖3 所示），結合兩級軸向旋流器共同工作，設計工況下對應的噴霧錐角（雙層）分別為100°、70°，索太爾平均直徑（Sauter mean diameter，SMD）為45 μm；后期通過噴霧試驗驗證結果為噴霧錐角（雙層）分別為103°、72.5°，索太爾平均直徑（SMD）為40 μm［12］。

旋流器是火焰筒的重要組成部分，主要作用在于使得火焰筒頭部進入主燃區的軸向氣流通過剪切旋轉形成點火回流區，本文采用的是兩級直葉片軸向旋流器，且兩級旋流器氣流旋轉方向相反。此外，一級旋流器出口帶文氏管，二級旋流器出口帶套筒；旋流器通過曲面環形件帽罩包裹，其作用在于增加頭部進氣壓差以及減少壓力損失［13］。

火焰筒壁面采用多斜孔氣膜冷卻技術，進入火焰筒與燃燒室機匣形成的內外環二股通道的空氣通過火焰筒壁面均勻分布的大量傾斜小孔進入火焰筒，在火焰筒內壁面形成一層均勻的保護氣膜，將火焰筒內高溫燃氣與金屬壁面隔開，有效降低高溫燃氣與金屬壁面的對流傳熱，可使火焰筒壁面溫度控制在金屬長期許用工作溫度下。

為保證燃氣發生器在低溫進氣條件下可靠點火，擬采用2 支高儲能及高頻率的高能電火花塞作為點火裝置?；鸹ㄈ麛M安裝于旋流器下游，并布置在燃氣發生器殼體軸向同一截面，軸向夾角呈60°，火花塞具體軸向位置需通過數值仿真結合理論計算綜合選取。

2 數值計算

為驗證燃氣發生器設計的合理性，包括空氣流量的配比、主燃孔與摻混孔的射流深度、點火區域的設置等，通過仿真軟件計算研究了燃氣發生器內部的速度場、壓力場及溫度場等。

2.1 數值方法

在計算燃氣發生器內燃燒反應物的燃燒時，采用基于組分輸運的酒精空氣總包有限速率化學反應模型，即假定燃料完全燃燒轉換為H2O 和CO2，對應的化學反應方程為

化學反應過程的定義取決于化學計量數、形成焓及反應率等相應參數，而反應率則通過假定湍流混合為有限比率的交互過程以及用渦耗散模型模擬湍流化學作用來確定。

本文采用Fluent 12.1 流體仿真計算軟件，求解器選用基于密度（density-based）的穩態三維求解器，湍流則采用realizablek-ε模型，計算過程中燃燒反應物的物性參數隨溫度變化而變化［14］。

2.2 網格及邊界條件

考慮到計算資源的限制，計算模型作一定的簡化，包括計算區域選取整模型的1/8 扇形區域，并在網格制作過程中，將對稱面做周期性網格邊界處理，此外，未對火焰筒壁面多斜孔進行實際建模，相應地修正了該部分空氣流量配比；采用專業網格生成軟件ICEM 12.1 對計算區域進行網格劃分，由于計算區域結構復雜，在此采用了非結構網格，在旋流器、噴嘴、主燃孔、摻混孔及冷卻孔等附近進行了加密，通過網格無關性驗證以后，最終采用的網格量約600 萬，計算區域及網格如圖4 所示。

圖4 計算模型及網格Fig.4 Computing model and grid

邊界條件設置如表2 所示，酒精以液態形式垂直噴射進入燃燒室，采用的噴霧模型簡化處理，省略了基本的霧化過程，酒精液滴的尺寸大小與分布直接根據噴嘴霧化實驗給定，計算輸入流量為表中流量的1/8［12，15-16］。

表2 計算邊界條件Table 2 Calculation boundary conditions

3 結果及討論

3.1 燃氣發生器冷態流場

圖5 給出了冷態條件下燃氣發生器內的壓力分布，可知，燃氣發生器入口平均總壓為3.5 MPa，出口平均總壓約為3.38 MPa，總壓恢復系數為96.7%，優于設計技術指標。

圖5 燃氣發生器冷態壓力場Fig.5 Cold pressure field of gas generator

圖6，7 分別給出了冷態條件下燃氣發生器內的速度場及速度矢量場。可以看出，空氣進入燃氣發生器通過突擴擴壓器后減速，擴壓器與燃氣發生器內外環二股通道交界面無明顯氣流分離現象，此外，盡管帽罩內部氣流存在一定的回流，但進入帽罩內的氣流基本不存在溢出。進入帽罩內的氣流經過兩級旋流器后在火焰筒頭部主燃區內形成了2 個對稱的回流區（圖中紅色圓圈標識處），回流區內空氣與酒精混合氣的氣流速度較低，適宜在此處布置高能點火裝置；通過回流區的氣流低速穩定，結合高能點火裝置產生的高溫，可瞬間點燃回流區內空氣與酒精形成的混合微團，因此，火焰筒頭部主燃區內的回流區對于燃氣發生器的點火可靠性、點火速度及增強燃氣發生器的燃燒穩定性均具有非常重要的作用。

圖6 燃氣發生器冷態速度場Fig.6 Cold velocity field of gas generator

再者，通過燃氣發生器冷態速度場及速度矢量場可知，通過主燃孔與摻混孔的空氣射流均已進入火焰筒核心區域，可實現參與燃燒、摻混及調節燃氣發生器出口溫度分布等作用，表明主燃孔與摻混孔的穿透深度滿足設計需求，同時驗證了空氣流量分配方案的合理可行。

3.2 燃氣發生器熱態流場

圖8，9 給出了燃氣發生器燃燒速度場及速度矢量場，可以看出，相比冷態條件下，熱態條件下下游的背壓增大，造成火焰筒主燃區內的回流區有所向上游遷移，但偏移量很??；回流區尺寸略微減小，但回流區仍比較明顯，利于燃氣發生器的點火與燃燒組織。

圖8 燃氣發生器燃燒速度場Fig.8 Combustion velocity field of gas generator

圖9 燃氣發生器燃燒速度矢量場Fig.9 Combustion velocity vector field of gas generator

圖10 給出了燃氣發生器燃燒的溫度場分布。可知，燃燒主要集中在火焰筒主燃區，未燃燒完成的燃料則在主燃孔與第1 排摻混孔之間的過渡段內參與燃燒，直至第1 排摻混孔后燃燒基本完成；火焰筒主燃區溫度較高，最高達到2 300 K，在主燃孔與摻混孔的空氣射流摻混作用下，燃氣發生器出口截面的平均溫度大約為1 092 K，與設計值基本保持一致。

圖10 燃氣發生器燃燒溫度場Fig.10 Combustion temperature field of gas generator

為了驗證計算結果的可靠性，首先采用了理論計算方法對燃氣發生器出口截面的平均溫度進行了估算，并將理論估算結果與數值計算結果進行對比，理論計算過程如下［17-18］：

（1） 與燃氣發生器設計參數保持一致，理論計算對應的酒精/空氣余氣系數為3.0，根據反應系統的熱力學第一定律對燃料燃燒產物的平均溫度進行粗略估計。1 mol 酒精燃燒釋放的熱量可表示為

式中：Δhf，CO2，Δhf，H2O，hf，C2H5OH分別表示二氧化碳、水及酒精組分的標準生成焓。

（2） 假定燃燒產物的溫度為TR，燃燒產物的焓值變化可表示為

式 中：Cp，i為 各 組 分 比 熱（Cp，CO2，Cp，H2O，Cp，N2及Cp，air分別表示二氧化碳、水、氮氣及空氣組分的比熱）；ni為各組分的摩爾數；α為余氣系數；T0為初始溫度。計算所用物性參數如表3 所示。

表3 物性參數Table3 Physical parameters

式（3）中右邊前3 項表示反應產物的焓值變化，第4 項表示多余空氣的焓值變化。聯合式（2），（3），可得燃燒產物溫度為：TR=1 105 K。

通過將理論估算結果與數值仿真結果對比可以看出，理論估算得到的燃燒產物溫度值與數值計算結果基本一致。由此表明，在不考慮酒精霧化蒸發的情況下，可以通過采用較為簡單的燃燒模型，結合數值計算方法，對燃氣發生器內流場結構以及燃燒產物溫度進行估算，從而為燃氣發生器的性能評估、工程化設計與優化提供重要參考。

為進一步驗證數值仿真方法的合理可行性，將數值仿真計算得到的燃氣發生器出口溫度、監控點（監控點位置與實際測壓點位置對應，如圖11 所示紅色圓點）壓力值，與設計工況下的試驗測量值進行了對比，其中燃氣發生器設計工況下的試驗測量溫度曲線如圖12 所示。由圖可知，設計工況下試驗所測的燃氣發生器出口平均溫度約1 123 K，與數值仿真值1 092 K（850 ℃）相比，誤差約3%。圖13 給出了數值計算與試驗測量得到的壓力對比，可知，兩者的壓力偏差不到2%，且與設計值的最大偏差不超過4%（含數值計算誤差及壓力傳感器測量誤差）。由此可見，上述對比基本驗證了數值仿真計算結果有效可信。

圖11 壓力監控點示意圖Fig.11 Schematic diagram of pressure monitoring points

圖12 燃氣發生器出口排架溫度曲線分布［12］Fig.12 Temperature curve distribution of gas generator outlet［12］

圖13 數值仿真及試驗壓力對比Fig.13 Pressure Comparison of numerical simulation and test

為評估燃氣發生器燃燒效率，通過采用常用的溫升法計算求解，計算公式如下［18］：

式中：Tin為燃氣發生器入口平均溫度；Tout為數值仿真計算獲取的燃氣發生器出口平均溫度；Toutth為前文中通過理論計算（完全燃燒時）得到的燃燒室產物溫度。

通過式（4）計算得到燃氣發生器的燃燒效率為98.4%，優于設計指標，實現了高效燃燒。

4 結論

本文將航空發動機燃燒室原理引用至壓力恢復系統高效引射氣源設計中，以設計的基于航空發動機環形燃燒室結構的空氣/酒精燃氣發生器為研究對象，開展了冷態及燃燒條件下的內流場數值仿真，得到以下結論：

（1） 燃氣發生器結構設計合理，總壓恢復系數達到96.7%，擴壓器及二股腔道轉接處無明顯氣流分離，帽罩處氣流未發生溢出現象。

（2） 火焰筒頭部主燃區產生低速穩定且尺度適中的回流區，有利于點火及火焰穩定；此外，回流區的形成位置及大小有效指導了高能點火裝置的位置布局。

（3） 燃氣發生器空氣流量配比有效可行，通過主燃孔及摻混孔的空氣射流已進入火焰筒核心區域，滿足燃燒及摻混要求。

（4） 燃氣發生器燃燒效率達到98.4%，實現高效燃燒；通過數值仿真獲取的燃氣發生器出口平均溫度與相同工況下的理論計算值及試驗值三者基本保持一致，誤差不超過3%；數值計算與試驗測量得到的壓力對比差別不到2%，綜合驗證了數值仿真方法的合理可行性。