雙軸向旋流器設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)燃燒特性的影響研究

李春野，趙傳亮，柴 昕，李 鑫

（中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng)110015）

0 引言

燃燒效率高、流動(dòng)損失小、工作狀態(tài)穩(wěn)定、點(diǎn)火可靠、壽命長(zhǎng)、低污染排放、出口溫度高且分布合理的高熱容、高性能燃燒室的研制是當(dāng)今航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制中1項(xiàng)重要任務(wù)[1-2]。而旋流器是發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)組織燃燒的重要部件，為了適應(yīng)現(xiàn)代先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)要求而設(shè)計(jì)的高溫升、大熱負(fù)荷燃燒室，一般采用雙級(jí)或3級(jí)旋流器結(jié)構(gòu)[3]。雙級(jí)旋流器能保證良好的燃油霧化質(zhì)量及燃燒室的火焰穩(wěn)定性能[4-5]。國(guó)內(nèi)外不少學(xué)者對(duì)旋流器進(jìn)行了大量試驗(yàn)和數(shù)值研究，揭示了不同類型旋流器的功用及其對(duì)燃燒性能的影響。Grinstein等采用PIV和LDV測(cè)量3級(jí)旋流器燃燒室流場(chǎng)，研究旋流器幾何參數(shù)對(duì)燃燒室內(nèi)部流場(chǎng)的影響[6-8]；Dodds等對(duì)3級(jí)旋流器燃燒室貧油熄火性能進(jìn)行了試驗(yàn)研究，表明頭部油氣比和旋流器幾何參數(shù)對(duì)貧油熄火范圍都有影響[9]；Mehta等通過(guò)研究發(fā)現(xiàn)反向旋轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生的回流區(qū)比同向旋轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生的回流區(qū)直徑要小，長(zhǎng)度要短[10-11]；韓啟祥等利用PIV對(duì)雙軸向反旋旋流器單頭部燃燒室內(nèi)的冷態(tài)流場(chǎng)進(jìn)行測(cè)試，表明減少1級(jí)旋流器的流通面積和旋流數(shù)，或增大2級(jí)旋流器的旋流數(shù)，可增大回流區(qū)的尺寸，而增大2級(jí)旋流器的流通面積和回流區(qū)尺寸會(huì)減小[12]。

為了進(jìn)一步研究雙級(jí)旋流器的工作原理，了解其設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)燃燒性能的影響，本文以雙軸向旋流器為研究對(duì)象，選擇了10種雙軸向旋流器匹配方案，采用數(shù)值模擬方法對(duì)不同雙旋流設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)燃燒室特性的影響，為燃燒室設(shè)計(jì)提供相關(guān)的設(shè)計(jì)基礎(chǔ)。

1 研究對(duì)象

雙軸向旋流器（如圖1所示）的工作性能將直接影響燃燒室的起動(dòng)點(diǎn)火、工作穩(wěn)定以及熄火邊界等，雙軸向旋流器的設(shè)計(jì)參數(shù)直接影響旋流器的性能。本文選定了10種雙軸向旋流器匹配結(jié)構(gòu)，研究不同的設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)燃燒室流動(dòng)特性及燃燒性能的影響。5種方案的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則如圖2所示。10種雙軸向旋流器的匹配方案見(jiàn)表1，內(nèi)、外旋流器及套筒的設(shè)計(jì)參數(shù)分別見(jiàn)表2～4。

圖1 雙軸向旋流器結(jié)構(gòu)

圖2 5種方案設(shè)計(jì)準(zhǔn)則

表1 10種雙軸向旋流器匹配方案

表2 內(nèi)軸向旋流器設(shè)計(jì)參數(shù)

表3 外軸向旋流器設(shè)計(jì)參數(shù)

表4 套筒設(shè)計(jì)參數(shù)

其中葉片流通面積定義[13]為

出口通道面積為

旋流數(shù)為

式中：D 為葉片外徑；d 為葉片內(nèi)徑；n 為葉片數(shù)量；β為葉片角；d'為葉片厚度；D'為套筒內(nèi)徑。

2 邊界條件

對(duì)單頭部矩形燃燒室進(jìn)行全流動(dòng)域計(jì)算，采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格為主的網(wǎng)格形式，燃燒模型采用非預(yù)混PDF燃燒模型、P1輻射模型、Realizableκ-ε 湍流模型，微分方程離散采用Simple方法，燃料選用JET-A型噴氣燃料(相當(dāng)于RP3)，中空的錐形噴霧，在文氏管出口設(shè)置燃油噴射點(diǎn)，給定噴油參數(shù)，噴霧粒度為40μm，燃燒室入口選為Mass-flowInlet。

3 網(wǎng)格生成

正交的結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格具有較高的數(shù)值精度，但航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室的幾何結(jié)構(gòu)復(fù)雜，獲得完全正交的結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格幾乎不可能；四面體網(wǎng)格可以在較少人工干預(yù)的情況下較為迅速的獲得，但存在計(jì)算精度低以及網(wǎng)格對(duì)計(jì)算域的填充效率下降等問(wèn)題。為了解決計(jì)算精度、效率和硬件資源限制等因素的矛盾，采用分區(qū)混合網(wǎng)格的形式對(duì)計(jì)算模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格數(shù)量約為210萬(wàn)，具體劃分形式如圖3所示。

圖3 燃燒室的網(wǎng)格劃分形式

4 計(jì)算結(jié)果分析

4.1 流場(chǎng)特性

10種雙軸向旋流器匹配結(jié)構(gòu)對(duì)應(yīng)的中心截面回流區(qū)輪廓如圖4所示。其中方案3對(duì)應(yīng)的J3186-801C的回流區(qū)輪廓較其他9種方案更大一些，J3186-801C中心截面流場(chǎng)矢量如圖5所示。從圖中可見(jiàn)，回流區(qū)的對(duì)稱性較好。J3186-801C產(chǎn)生了比較好的回流區(qū)，有利于燃燒室的穩(wěn)定燃燒。

圖4 10種雙軸向旋流器對(duì)應(yīng)的中心回流區(qū)輪廓

圖5 J3186-801C中心截面流場(chǎng)矢量

4.2 燃燒特性

5種方案燃燒室中心線處溫度分布曲線分別如圖6～9所示。從圖6中可見(jiàn)，方案1和2相比，其中心線處主燃區(qū)的平均溫度較低；比較圖7中基準(zhǔn)型J3186-801B和方案3中的3種旋流器方案可見(jiàn)，保證總面積不變，隨著副旋流器葉片角和旋流數(shù)的增大，主燃區(qū)中心線處的平均溫度逐漸降低；比較圖8中基準(zhǔn)型J3186-801B和方案4中的3種旋流器方案可見(jiàn)，保證總面積不變，隨著主旋流器葉片角和旋流數(shù)的增大，主燃區(qū)中心線處的平均溫度逐漸降低；比較圖9中基準(zhǔn)型J3186-801B和方案5中的2種旋流器方案可見(jiàn)，保證總面積不變，隨著面積比的增大，主燃區(qū)中心線處的平均溫度逐漸升高。

圖6 方案1、2燃燒室中心溫度場(chǎng)分布曲線

圖7 方案2、3燃燒室中心溫度場(chǎng)分布曲線

圖8 方案2、4燃燒室中心溫度場(chǎng)分布曲線

圖9 方案2、5燃燒室中心溫度場(chǎng)分布曲線

4.3 壓力分布特性

基準(zhǔn)型（J3186-801B）及方案3~5所對(duì)應(yīng)的總壓恢復(fù)系數(shù)分布曲線分別如圖10~12所示。比較圖10中基準(zhǔn)性（J3186-801B）及方案3中的3種旋流器方案可見(jiàn)，保證總面積不變，隨著副旋流器SN 的增大，總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸減??；比較圖11中基準(zhǔn)性（J3186-801B）及方案4中的3種旋流器方案可見(jiàn)，保證總面積不變，隨著主旋流器SN的增大，總壓恢復(fù)系數(shù)先減小后增大再減小；比較圖12中基準(zhǔn)性（J3186-801B）及方案2中的2種旋流器方案可見(jiàn)，保證總面積不變，隨著面積比的增大，總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸降低?？傮w來(lái)看，隨著方案改變，總壓恢復(fù)系數(shù)的變化只在小數(shù)點(diǎn)后第5位，可認(rèn)為上述方案總壓損失系數(shù)基本不變，總壓恢復(fù)系數(shù)都達(dá)到了0.954。其中總壓恢復(fù)系數(shù)[14]為

圖10 方案2、3總壓恢復(fù)系數(shù)分布曲線

圖11 方案2、4總壓恢復(fù)系數(shù)分布曲線

圖12 方案2、5總壓恢復(fù)系數(shù)分布曲線

4.4 燃燒效率特性

圖13 方案2、3燃燒效率分布曲線

圖14 方案2、4燃燒效率分布曲線

圖15 方案2、5燃燒效率分布曲線

基準(zhǔn)型（J3186－801B）及方案3～5所對(duì)應(yīng)的燃燒效率分布曲線分別如圖13～15所示。比較圖13中J3186-801B及方案3中3種旋流器方案可見(jiàn)，保證總面積不變，隨著副旋流器SN 的增大，燃燒效率先降低后提高；比較圖14中J3186-801B及方案4中3種旋流器方案可見(jiàn)，保證總面積不變，隨著主旋流器SN 的增大，燃燒效率先降低后提高；比較圖15中基準(zhǔn)性J3186-801B及方案5中2種旋流器方案可見(jiàn)，隨著面積比的增大，燃燒效率先降低后提高?？傮w來(lái)看，隨著方案的改變，燃燒效率變化只在小數(shù)點(diǎn)后第4位，認(rèn)為上述方案燃燒效率基本不變，都達(dá)到了0.998。燃燒效率[15]為

5 結(jié)論

本文選定5種方案10種雙軸向旋流器匹配結(jié)構(gòu)，通過(guò)數(shù)值模擬研究得到燃燒室的流動(dòng)特性及燃燒性能。給出了不同方案的燃燒室流場(chǎng)和溫度場(chǎng)分布、壓力損失和燃燒效率等性能變化情況，得到如下結(jié)論：

（1）保證總面積不變，隨著副旋流器葉片角和旋流數(shù)的增大，回流區(qū)相應(yīng)變大，主燃區(qū)中心線處的平均溫度逐漸降低，總壓恢復(fù)系數(shù)和燃燒效率基本不變；

（2）保證總面積不變，隨著主旋流器葉片角和旋流數(shù)的增大，回流區(qū)的大小和形態(tài)基本不變，主燃區(qū)中心線處的平均溫度逐漸降低，總壓恢復(fù)系數(shù)0.954和燃燒效率0.998基本不變；

（3）保證總面積不變，隨著面積比的增大，回流區(qū)相應(yīng)變小，主燃區(qū)中心線處的平均溫度逐漸升高，總壓恢復(fù)系數(shù)0.954和燃燒效率0.998基本不變。

[1]Jerrold D W，Arthur M T.Preliminary tests of an advanced high temperature combustion system[R].NASA-TP-2203.

[2]Dodds W J，Bahr D W.Design of modern turbine combustors[M].Boston：Acsfrmic Press，1990：248-254.

[3]Lefebvre A H.Gas turbine combustion (second edition)[M].Philadelphia：Taylor Press，1999：126-132.

[4]張寶華.雙旋流進(jìn)氣裝置結(jié)構(gòu)變量對(duì)冷態(tài)流場(chǎng)影響的試驗(yàn)研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2008，34（1）：41-45.ZHANG Baohua.Experimental investigation of effect of structure variable of double swirl air intake on cold flow field[J].Aeroengine 2008，34（1）：41-45.(in Chinese)

[5]黨新憲，趙堅(jiān)行，吉洪湖.試驗(yàn)研究雙旋流器頭部燃燒室?guī)缀螀?shù)對(duì)燃燒性能影響[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2007，22（10）：1639-1645.DANG Xinxian，ZHAO Jianxing，JI Honghu.Experimental study of effects of geometric parameters on combustion performance of dual stage swirler combustor[J].Journal of Aerospace Power，2007，22（10）：1639-1645.(in Chinese)

[6]Grinstein F F，Young T R.Computational and experimental analysis of the flow dynamics in a multi-swirler combustor[R].AIAA-2002-1006.

[7]彭云暉，林宇震，劉高恩.三旋流器燃燒室出口溫度分布的初步試驗(yàn)研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2007，22（4）：554-558.PENG Yunhui，LIN Yuzhen，LIU Gaoen.A preliminary experimental study of pattern factor for a triple swirler combustor[J].Journal of Aerospace Power，2007，22（4）：554-558.(in Chinese)

[8]林陽(yáng)，林宇震，劉高恩.收口套筒主燃區(qū)流場(chǎng)的PIV測(cè)量[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2007，22（12）：1989-1993.LIN Yang，LIN Yuzhen，LIU Gaoen.PIV experimental study of primary zone flow field of convergent sleeve[J].Journal of Aerospace Power，2007，22（12）：1989-1993.(in Chinese)

[9]袁怡祥，林宇震，劉高恩.三旋流器頭部燃燒室拓寬燃燒穩(wěn)定工作范圍的研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2004，19（1）：142-147.YUAN Yixiang，LIN Yuzheng，LIU Gaoen.Study the extension of the triple-stage swirler combustor domes stabilization operation field[J].Journal of Aerospace Power，2004，19（1）：142-147.(in Chinese)

[10]Mehta J M，Shin H W，Wisler D C.Mean velocity and turbulent flow field characteristics inside an advanced combustor swirl cup[R].AIAA-89-0215.

[11]林宇震，劉高恩，王華芳.反向與同向雙旋流器流場(chǎng)的試驗(yàn)研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，1995，10（4）：108-110.LIN Yuzhen，LIU Gaoen，WANG Huafang.Experimental study of forward and backword stage swirler flow distribution[J].Journal of Aerospace Power，1995，10（4）：108-110.(in Chinese)

[12]韓啟祥，許鐵軍，黃健.雙旋流器單頭部模型燃燒室冷態(tài)流場(chǎng)試驗(yàn)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2008，23（8）：1370-1374.HAN Qixiang，XU Tiejun，HUANG Jian.Experimental study of flow field of a model combustor with two swirlers[J].Journal of Aerospace Power，2008，23（8）：1370-1374.(in Chinese)

[13]金如山.航空燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室[M].北京：中國(guó)宇航出版社，1988：480-487.JIN Rushan.Gas turbine combustion[M].Beijing：China Astronatic Publishing House，1988：480-487.(in Chinese)

[14]林宇震，許全宏，劉高恩.燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室[M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2008：40-58.LIN Yuzheng，XU Quanhong，LIU Gaoen.Gas turbine combustor[M].Beijing：Industry of National Defense Press，2008：40-58.(in Chinese)

[15]張洪飚，李志廣，吳大觀.航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2000：218-231.ZHANG Hongbiao，LI Zhiguang，WU Daguan.The manual of aeroengine design[M].Beijing：Aerospace Industry Press，2000：218-231.(in Chinese)