受限空間內(nèi)三級(jí)旋流流場(chǎng)和燃燒性能研究

王志凱,江立軍,陳盛,劉逸博

中國(guó)航發(fā)湖南動(dòng)力機(jī)械研究所,株洲 412002

航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的發(fā)展趨勢(shì)是高溫升、低污染、長(zhǎng)壽命,因此對(duì)頭部旋流燃燒組織的設(shè)計(jì)和研發(fā)提出了新的挑戰(zhàn)。目前燃燒室頭部普遍采用的雙級(jí)旋流器[1-2]很難滿足上述發(fā)展要求。為進(jìn)一步拓寬燃燒穩(wěn)定工作范圍,提升燃燒室性能指標(biāo),國(guó)內(nèi)外對(duì)三級(jí)旋流燃燒組織技術(shù)開展了相關(guān)研究工作,結(jié)果表明三級(jí)旋流器能較好地解決上述關(guān)鍵技術(shù)難點(diǎn)[3],具備顯著提升燃燒室性能的潛力,對(duì)改善現(xiàn)役或在研發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒及排放性能具有重要意義。

針對(duì)三級(jí)旋流器,國(guó)內(nèi)外學(xué)者研究了流量分配[3]、內(nèi)外級(jí)旋流數(shù)[4-5]、葉片數(shù)和葉片安裝角[6-7]等設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)三級(jí)旋流流場(chǎng)特性的影響,獲得了油氣比及進(jìn)口參數(shù)[8-10]、旋流角匹配[11]、噴嘴形式[12]等對(duì)三級(jí)旋流器燃燒室燃燒性能的影響,并對(duì)三級(jí)旋流器燃燒室的熄火性能[13-14]和出口溫度分布[15-16]等性能指標(biāo)開展了試驗(yàn)研究。上述研究結(jié)果驗(yàn)證了三級(jí)旋流器作為先進(jìn)燃燒室頭部方案的可行性和前景優(yōu)勢(shì)。

在相關(guān)研究中,針對(duì)旋流器下游貼壁流場(chǎng)(本文中“貼壁”均指旋流場(chǎng)緊貼旋流器出口處的頭部導(dǎo)流板壁面)和錐形流場(chǎng)觀點(diǎn)不一。一種觀點(diǎn)主要基于熱結(jié)構(gòu)熱防護(hù)方面考慮,認(rèn)為旋流器出口流場(chǎng)應(yīng)避免貼壁,要有適當(dāng)?shù)臄U(kuò)展角。如文獻(xiàn)[17-19]認(rèn)為角回流區(qū)不可取消,否則會(huì)使得火焰穩(wěn)定的主要區(qū)域向頭部壁面移動(dòng),火焰回流到頭部導(dǎo)流板,表面過熱容易造成結(jié)構(gòu)損傷。文獻(xiàn)[20]認(rèn)為設(shè)計(jì)中要保證旋流器出口具有典型的旋流流場(chǎng)結(jié)構(gòu),不建議使用氣流貼壁流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。另一種觀點(diǎn)主要基于不完全燃燒、積碳和燃燒不穩(wěn)定性等方面考慮,認(rèn)為旋流器出口流場(chǎng)要盡量防止角回流區(qū)的產(chǎn)生。如文獻(xiàn)[21]指出角渦的存在使得卷吸到頭部角回流區(qū)的燃油燃燒不完全,一方面造成燃燒效率降低,另一方面導(dǎo)致頭部壁溫偏高或積碳。文獻(xiàn)[22-23]表明角回流區(qū)會(huì)引發(fā)振蕩燃燒現(xiàn)象,并驗(yàn)證了消除角回流區(qū)對(duì)抑制燃燒不穩(wěn)定性的有效性。文獻(xiàn)[24]表明當(dāng)渦流器出口為錐形段時(shí)對(duì)消除頭部回流區(qū)以及控制頭部壁面溫度效果明顯。相應(yīng)地,目前常用的消除角回流區(qū)的途徑有頭部采用錐形過渡段以避免突擴(kuò)[22-24],改變套筒與頭部導(dǎo)流板的距離[25],采用平滑套筒出口[17],在角渦區(qū)吹入冷氣[26]等。

上述研究成果為豐富和發(fā)展三級(jí)旋流器提供了參考,但是缺乏針對(duì)三級(jí)旋流器出口下游貼壁流場(chǎng)和錐形流場(chǎng)的差異分析,而且目前對(duì)這2種典型流場(chǎng)的觀點(diǎn)各異。因此,本文以三級(jí)旋流器為研究對(duì)象,通過改變?nèi)?jí)孔結(jié)構(gòu)特征實(shí)現(xiàn)流場(chǎng)形態(tài)轉(zhuǎn)變,并結(jié)合火焰圖像和霧化及燃燒試驗(yàn)數(shù)據(jù),探討三級(jí)旋流器貼壁流場(chǎng)和錐形流場(chǎng)特性及其對(duì)火焰形態(tài)、燃燒室性能指標(biāo)的影響,為多級(jí)旋流燃燒組織設(shè)計(jì)、研發(fā)和應(yīng)用提供技術(shù)支撐。

1 研究方案和試驗(yàn)系統(tǒng)

1.1 方案參數(shù)

三級(jí)旋流器結(jié)構(gòu)如圖1所示,其中第一、二級(jí)為反旋葉片式旋流器,第三級(jí)為徑向孔式旋流器。本文各方案旋流器差異在于第三級(jí)孔特征不同,其余結(jié)構(gòu)參數(shù)均保持一致,具體方案見圖2。

圖1 三級(jí)旋流器示意圖Fig.1 Schematic of triple swirler

圖2 第三級(jí)旋流器示意和參數(shù)Fig.2 Schemes and parameters of tertiary swirler

1.2 試驗(yàn)系統(tǒng)

1.2.1 空氣流場(chǎng)和油霧場(chǎng)試驗(yàn)

空氣流場(chǎng)測(cè)試采用圖3(a)所示的德國(guó)LaVision公司的PIV(Particle Image Velocimetry)測(cè)量?jī)x,主要包括激光器、相機(jī)、同步控制系統(tǒng)、計(jì)算機(jī)等,其中YAG激光器的功率為200 mJ,頻率為15 Hz,相機(jī)分辨率為2 048 pixel×2 048 pixel,曝光時(shí)間間隔為3 μs,速度測(cè)量精度為3%。采用液態(tài)植物油作為示蹤粒子,粒徑范圍為1～5 μm,試驗(yàn)時(shí)進(jìn)口總溫為常溫,旋流器進(jìn)出口空氣壓差為3 000 Pa,進(jìn)口壓力波動(dòng)<±50 Pa。

油霧場(chǎng)和霧化性能測(cè)試采用如圖3(b)所示的噴霧測(cè)試試驗(yàn)系統(tǒng),主要由供油系統(tǒng)、供氣系統(tǒng)、激光器、光信號(hào)接收系統(tǒng)、照相機(jī)以及控制計(jì)算機(jī)等組成。試驗(yàn)用油為3號(hào)噴氣燃料(RP-3),試驗(yàn)參數(shù)見表1,通過照相機(jī)對(duì)噴嘴匹配旋流器下游的油霧場(chǎng)形態(tài)進(jìn)行拍攝。供氣和供油壓差誤差為±0.5%,液滴平均粒徑SMD和液滴尺寸分布指數(shù)N值測(cè)試誤差為±5%。

圖3 流場(chǎng)和油霧場(chǎng)試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖Fig.3 Schematic of flow field and spray experimental system

表1 霧化試驗(yàn)參數(shù)Table 1 Experimental parameters of spray

1.2.2 燃燒試驗(yàn)

燃燒試驗(yàn)系統(tǒng)主要包括空壓機(jī)、測(cè)試系統(tǒng)、供油系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和排氣系統(tǒng)等,如圖4所示。燃燒室單頭部試驗(yàn)件主要由旋流器、火焰筒、燃油噴嘴、機(jī)匣、電嘴等組成。點(diǎn)火裝置儲(chǔ)能為6 J,點(diǎn)火頻率為1.4 Hz,在火焰筒和機(jī)匣側(cè)壁開有有機(jī)玻璃觀察窗用來觀測(cè)燃燒火焰,外配相機(jī)進(jìn)行火焰圖片采集。試驗(yàn)用油為3號(hào)噴氣燃料(RP-3)。

燃燒室進(jìn)口空氣流量(ma3)采用孔板流量計(jì)測(cè)量；燃油流量(mf)采用質(zhì)量流量計(jì)測(cè)量；進(jìn)口總壓(Pt3)采用1支2點(diǎn)總壓管測(cè)量,進(jìn)口總溫(Tt3)采用K型熱電偶測(cè)量；出口總壓(Pt4)采用1支3點(diǎn)梳狀總壓管測(cè)量；出口總溫(Tt4)采用1支5點(diǎn)梳狀B型熱電偶測(cè)量。進(jìn)出口參數(shù)測(cè)量精度如表2所示。

點(diǎn)火試驗(yàn)時(shí),通過流量控制閥調(diào)節(jié)燃燒室單頭部試驗(yàn)件進(jìn)口空氣至試驗(yàn)狀態(tài)要求參數(shù),在保證來流狀態(tài)參數(shù)穩(wěn)定的條件下,起動(dòng)點(diǎn)火電嘴,同時(shí)供入燃油并開始錄取燃燒室進(jìn)出口參數(shù)。若在10 s內(nèi)能夠成功點(diǎn)燃(燃燒室出口溫度探針顯示最大溫升大于300 ℃)并且關(guān)閉點(diǎn)火器30 s后保持穩(wěn)定燃燒,則認(rèn)為點(diǎn)火成功。燃燒室點(diǎn)火后,保持進(jìn)口空氣參數(shù)不變,逐漸降低燃油流量,當(dāng)燃燒室溫升低于80 ℃時(shí),認(rèn)為此時(shí)的油氣比為燃燒室點(diǎn)火極限。熄火試驗(yàn)時(shí),從穩(wěn)定燃燒的狀態(tài)逐漸降低燃油流量,當(dāng)燃燒室溫升低于80 ℃時(shí),認(rèn)為此時(shí)的油氣比為燃燒室熄火極限。在點(diǎn)熄火邊界上,重復(fù)試驗(yàn),確保數(shù)據(jù)準(zhǔn)確可靠。點(diǎn)熄火試驗(yàn)工況見表3。

圖4 燃燒試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖Fig.4 Schematic of combustion experimental system

表2 燃燒測(cè)量參數(shù)和測(cè)試精度

為錄取壁溫?cái)?shù)據(jù),在燃燒室火焰筒外環(huán)過噴嘴中心截面沿軸向共焊接了12支K型熱電偶,測(cè)點(diǎn)位置分別距離頭部導(dǎo)流板x/D=0.5,1.5,1.9,2.5,2.8,3.2,3.6,4.3,4.6,5.1,5.4,5.9,D為旋流器套筒直徑,在表4試驗(yàn)工況下錄取壁溫分布。其中K型熱電偶測(cè)量范圍為100～1 030 ℃,精度為±3 ℃。

表3 點(diǎn)熄火試驗(yàn)工況

表4 壁溫試驗(yàn)工況Table 4 Experimental parameters of wall temperature

1.3 仿真方法和驗(yàn)證

經(jīng)過試驗(yàn)校核的數(shù)值仿真模型可有效捕捉旋流器流場(chǎng)細(xì)節(jié)特征,同時(shí)為了對(duì)旋流器內(nèi)部和下游流場(chǎng)進(jìn)行直觀觀察,彌補(bǔ)因激光無法進(jìn)入旋流器內(nèi)部、部分示蹤粒子無法進(jìn)入近壁區(qū)而無法開展PIV測(cè)試的不足,本文空氣流場(chǎng)采用商業(yè)軟件ANSYS進(jìn)行仿真和分析。

網(wǎng)格劃分策略為混合網(wǎng)格劃分方式,對(duì)葉片通道、文氏管內(nèi)以及旋流器出口下游x/D=1.0范圍內(nèi)計(jì)算域進(jìn)行細(xì)分。采用分離隱式求解器進(jìn)行穩(wěn)態(tài)三維流動(dòng)計(jì)算,采用Realizablek-ε湍流模型,選用增強(qiáng)型壁面函數(shù),壓力-速度耦合項(xiàng)采用SIMPLE算法,對(duì)流項(xiàng)差分格式選用二階迎風(fēng)格式。旋流器性能計(jì)算邊界條件與PIV流場(chǎng)試驗(yàn)參數(shù)保持一致,進(jìn)口為壓力進(jìn)口條件,相對(duì)壓力為3 000 Pa；出口為壓力出口條件,相對(duì)壓力為0 Pa；參考?jí)毫槌?；出口域壁面為固壁邊?模擬試驗(yàn)限制域條件。

圖5顯示了旋流器出口下游x/D=0.33和x/D=1.0位置處軸向速度(vx)對(duì)比,由圖可知,計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。因此,本文采用的網(wǎng)格策略和計(jì)算方法可以滿足精度要求。

圖5 旋流器出口下游不同軸向位置處軸向速度Fig.5 Axial velocity profiles at different axial locations downstream of swirler outlet

2 結(jié)果與分析

2.1 空氣旋流場(chǎng)

圖6為進(jìn)出口空氣壓差3 000 Pa下各方案旋流器對(duì)應(yīng)的中心截面軸向速度分布圖。由圖可見：

1) 流場(chǎng)形態(tài)：S1和S3方案旋流器下游流場(chǎng)均符合典型旋流場(chǎng)結(jié)構(gòu)特征,包括：內(nèi)回流區(qū)(Inner Recirculation Zone, IRZ),由旋流產(chǎn)生的逆壓梯度引起；角回流區(qū)(Corner Recirculation Zone,CRZ),由氣流徑向擴(kuò)張和壁面約束引起；高速旋轉(zhuǎn)射流(Swirling Jet,簡(jiǎn)稱Jet)；內(nèi)剪切層(Inner Shear Layer,ISL)位于Jet和IRZ之間,外剪切層(Outer Shear Layer,OSL)位于Jet和CRZ之間。

S2方案旋流器出口流場(chǎng)表現(xiàn)為貼壁流場(chǎng),下游形成的大尺寸回流渦緊貼頭部導(dǎo)流板壁面。這是因?yàn)樵摲桨付?jí)和三級(jí)同旋,三級(jí)氣流對(duì)二級(jí)氣流起到促進(jìn)作用,強(qiáng)化了二級(jí)氣流的旋轉(zhuǎn)能力,導(dǎo)致旋流強(qiáng)度增大,旋流器出口氣流在康達(dá)效應(yīng)和強(qiáng)旋徑向擴(kuò)張共同作用下沿頭部壁面徑向向外流動(dòng),形成更寬的頭部回流區(qū)。

圖6 軸向速度云圖Fig.6 Contours of axial velocity

旋流本身具有離心力,進(jìn)入下游空間后會(huì)發(fā)生徑向擴(kuò)張,壁面約束使旋流射流的徑向擴(kuò)張受到限制,而使軸向速度分量變大,形成沿火焰筒壁面的高速流動(dòng),隨后由于近壁面的切向動(dòng)量損失,沿下游方向可觀察到旋流強(qiáng)度的衰減。通過對(duì)比分析表明,在不改變?nèi)?jí)旋流器其他結(jié)構(gòu)的情況下,通過控制三級(jí)孔特征可實(shí)現(xiàn)貼壁流場(chǎng)和錐形流場(chǎng)兩型流場(chǎng)之間的轉(zhuǎn)變,如圖7所示。

2) 渦心位置：S1方案回流渦渦心位置為軸向x/D=1.8～2.0,徑向y/D=±1.0；S2方案渦心位置為軸向x/D=1.3,徑向y/D=±1.0；S3方案渦心位置為軸向x/D=1.3～1.5,徑向y/D=±1.1,表明三級(jí)斜孔方案的渦心均比直孔方案的渦心向燃燒室上游偏移。這是因?yàn)槿?jí)斜孔方案有旋,旋流強(qiáng)度增大,逆壓梯度產(chǎn)生的力作用于回流方向,IRZ開始向上游移動(dòng)。

3) 角回流區(qū)尺寸：由于出口徑向擴(kuò)張作用和渦心位置移動(dòng)的影響,Jet在燃燒室側(cè)壁面的附著點(diǎn)向上游移動(dòng),進(jìn)而對(duì)角回流區(qū)產(chǎn)生擠壓效應(yīng),導(dǎo)致CRZ縮小,表現(xiàn)為S1方案角回流區(qū)最大,S3方案其次,S2方案不存在角回流區(qū)。產(chǎn)生該現(xiàn)象的原因是：三級(jí)旋流增強(qiáng),對(duì)內(nèi)側(cè)氣流的限制作用減弱,使得回流區(qū)擴(kuò)張,角回流區(qū)縮小。S1方案三級(jí)無旋,對(duì)內(nèi)側(cè)氣流的包裹和限制作用最強(qiáng),使得回流區(qū)收縮,因此對(duì)應(yīng)的角回流區(qū)最大。

4) 軸向回流速度：S1方案回流速度區(qū)域最大,S2方案其次,S3方案最小。即隨著三級(jí)孔由斜切孔變?yōu)橹笨?回流負(fù)速度區(qū)域顯著增大,同時(shí)射流軸向高速區(qū)域也增大,表明直孔方案既促進(jìn)了正向速度也增強(qiáng)了回流強(qiáng)度。其原因可結(jié)合湍動(dòng)能分布(見圖8)分析：S1方案旋流器湍動(dòng)能最低,下游流動(dòng)耗散最小,所以對(duì)應(yīng)速度值分布高。

圖7 錐形流場(chǎng)和貼壁流場(chǎng)示意圖Fig.7 Schematic of conical structure and dome-attached swirling flow fields

圖9顯示了各方案旋流器出口下游中軸線上的軸向速度分布,由圖可見,不同軸向位置的軸向速度變化規(guī)律不同：

1) 在x/D=0～0.8范圍內(nèi),各方案旋流器軸向回流速度均沿軸向衰減較快,這是因?yàn)樾髌鞒隹跉饬髟谠搮^(qū)域內(nèi)徑向擴(kuò)張,氣流速度在軸向壓力梯度作用下持續(xù)衰減。在擴(kuò)張區(qū)S2方案旋流貼壁,回流區(qū)整體向上游移動(dòng),所以該方案回流速度最大。

2) 在x/D=0.8～4范圍內(nèi),S1方案旋流器回流速度最大,這是由于斜切孔三級(jí)旋流強(qiáng)度大,軸向速度沿軸向衰減快,故直孔方案較斜孔方案回流速度大。對(duì)于斜切孔方案,S2方案回流速度大于S3方案,圖6也顯示S3方案比S2方案高速回流區(qū)域縮短變寬,這是因?yàn)槿?jí)反旋,與內(nèi)側(cè)氣流相互削弱,動(dòng)量耗散,速度降低。

圖8 湍動(dòng)能分布云圖Fig.8 Contours of turbulent kinetic energy

圖9 中軸線上的軸向速度分布Fig.9 Axial velocity distribution on centerline

2.2 火焰形態(tài)

對(duì)于圖7(a)所示的錐形流場(chǎng),燃燒過程中角回流區(qū)內(nèi)是否有火焰取決于當(dāng)量比φ。圖10為不同當(dāng)量比下典型旋流場(chǎng)和燃燒火焰耦合圖[27],圖中藍(lán)色部分代表燃燒火焰位置,白色線條代表流場(chǎng)流線。由圖可見,隨著當(dāng)量比增大,火焰穩(wěn)定位置從中心回流區(qū)轉(zhuǎn)移到內(nèi)部剪切層,再向角回流區(qū)移動(dòng),表明中心回流區(qū)和角回流區(qū)均可穩(wěn)定火焰,在一定當(dāng)量比范圍內(nèi)會(huì)出現(xiàn)角回流區(qū)火焰。

對(duì)于圖7(b)所示的貼壁流場(chǎng),本文以S2方案旋流器為例配裝單頭部燃燒室開展了不同當(dāng)量比下的燃燒火焰觀測(cè),拍攝到的火焰形態(tài)如圖11所示。由圖可見,火焰形態(tài)并非與貼壁流場(chǎng)完全吻合,雖然火焰張角較大,但火焰面與頭部導(dǎo)流板存在一定間隙l,未出現(xiàn)明顯的貼壁燃燒。該方案的大尺寸回流區(qū)使得部分油滴進(jìn)入間隙,在導(dǎo)流板壁面和燃燒火焰之間存在油膜和未燃區(qū)域,如圖12[28]示意,較容易產(chǎn)生積碳。

圖10 不同當(dāng)量比下典型旋流場(chǎng)和燃燒火焰的耦合[27]Fig.10 Flow fields and flame images as function of equivalence ratio[27]

圖11 S2方案旋流器火焰圖片F(xiàn)ig.11 Flame images of S2 swirler

圖12 火焰和壁面油膜作用示意圖[28]Fig.12 Configuration for flame-wall film interaction[28]

為了進(jìn)一步針對(duì)上述2種典型流場(chǎng)對(duì)火焰形態(tài)的影響進(jìn)行分析,以S1和S2方案旋流器為例,在Δpf=0.7 MPa,Δpa=3 000 Pa下開展了噴嘴匹配旋流器的油霧場(chǎng)測(cè)試,結(jié)果如圖13所示。由圖可見,S1方案組合霧化的噴霧形態(tài)具有明顯的霧錐,而S2方案組合霧化的噴霧緊貼著旋流器出口導(dǎo)流板壁面,油霧分布縮短變寬。該現(xiàn)象與圖6中空氣流場(chǎng)一致,表明噴霧形態(tài)一定程度上受到旋流空氣流場(chǎng)形態(tài)的影響。

但是,圖13中S1方案旋流器對(duì)應(yīng)的油霧錐角小于圖6中的空氣場(chǎng)旋流張角,即噴霧形態(tài)和空氣流場(chǎng)形態(tài)存在區(qū)別,表明液霧的存在改變了旋流空氣場(chǎng)。其原因是,只有當(dāng)單個(gè)液滴直徑與PIV試驗(yàn)示蹤粒子粒徑(本文1～5 μm)相當(dāng)時(shí)油滴才可以充當(dāng)示蹤粒子,液滴的跟隨性才能保證油霧場(chǎng)與空氣場(chǎng)一致,而本文油霧場(chǎng)測(cè)試工況下燃油霧化SMD均遠(yuǎn)超5 μm,在旋流作用下,小尺寸液滴受到離心力作用外移,較大尺寸液滴散布受限,一部分油滴跟隨性差,導(dǎo)致油霧場(chǎng)和旋流空氣場(chǎng)形態(tài)存在差異。

錐形流場(chǎng)結(jié)構(gòu)中存在角回流區(qū),角回流區(qū)流體卷吸剪切層火焰鋒面,導(dǎo)致火焰脫離剪切層進(jìn)入角回流區(qū)[29],因此火焰可存在于外剪切層和角回流區(qū),即角回流區(qū)內(nèi)燃燒需要具備化學(xué)反應(yīng)的剪切層和穩(wěn)定火焰的回流區(qū)。而貼壁流場(chǎng)對(duì)應(yīng)的燃燒室頭部未出現(xiàn)明顯的貼壁燃燒,分析認(rèn)為,一方面,圖13結(jié)論表明油霧的存在會(huì)改變流場(chǎng)形態(tài),流場(chǎng)與油錐存在油氣分離,且引入燃燒后蒸發(fā)、熱效應(yīng)等因素會(huì)影響流場(chǎng)和油霧場(chǎng)形態(tài)；另一方面,對(duì)于旋流燃燒室,燃料的燃燒發(fā)生在主射流與回流區(qū)之間的速度梯度很大的剪切層內(nèi)[27,29-31],圖7(b)所示的貼壁流場(chǎng)中ISL向頭部導(dǎo)流板偏移,會(huì)引起火焰位置向頭部靠近,但由于不存在角回流區(qū),故不存在OSL,所以不會(huì)像圖7(a) 所示的錐形流場(chǎng)那樣在OSL內(nèi)發(fā)生化學(xué)反應(yīng),進(jìn)一步地在角回流區(qū)內(nèi)穩(wěn)定火焰。

圖13 旋流器匹配燃油噴嘴的噴霧形態(tài)Fig.13 Spray shape of swirler with injector

貼壁流場(chǎng)方案旋流器出口氣流沿導(dǎo)流板流動(dòng)形成一層氣膜,同時(shí)避免了角渦,但會(huì)面臨熱輻射風(fēng)險(xiǎn)以及出現(xiàn)積碳現(xiàn)象。為避免頭部導(dǎo)流板高溫炙烤風(fēng)險(xiǎn),可采用小孔沖擊冷卻或在導(dǎo)流板燃?xì)鈧?cè)表面噴涂熱障涂層以降低其壁溫并減小溫度梯度,從而提高其使用壽命和可靠性。

2.3 點(diǎn)熄火和壁溫試驗(yàn)

為了研究圖7中2種典型流場(chǎng)對(duì)燃燒性能的影響,選取S1和S2方案旋流器開展了單頭部燃燒室試驗(yàn)件點(diǎn)熄火和壁溫試驗(yàn)。

圖14為不同來流空氣流量下燃燒室點(diǎn)熄火邊界對(duì)比,圖15為旋流器匹配燃油噴嘴后的組合霧化性能對(duì)比。由圖14(a)可見,S2方案對(duì)應(yīng)的點(diǎn)火性能顯著優(yōu)于S1方案,原因分析如下：圖15顯示S2方案的SMD小于S1方案,即S2方案的油霧平均粒徑更小,其原因是S2方案湍動(dòng)能較S1方案大,湍動(dòng)能越大,液滴表面氣動(dòng)張力大,有利于液滴的破碎霧化[21]。圖15還顯示S2方案的N值大于S1方案,其中N為液滴尺寸分布指數(shù),表征液滴尺寸分布的均勻性。N值越大,液霧的尺寸分布越均勻,故S2方案的油霧尺寸分布較S1方案均勻。綜上,S2方案的SMD小且N值大,表明S2方案形成貼壁的大尺寸回流區(qū)和油霧場(chǎng),液滴尺寸分布均勻,使油氣混合更均勻,且由于平均粒徑小,空間分布更分散,對(duì)點(diǎn)火有利。

由圖14(b)可見,低速狀態(tài)下兩方案熄火性能無顯著差異。隨著來流流量增大,S2方案的熄火性能略優(yōu)于S1方案,但兩方案對(duì)應(yīng)的貧油熄火油氣比均在0.005～0.007之間,符合軍民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室熄火極限要求。

圖14 燃燒室點(diǎn)熄火性能Fig.14 Ignition and LBO characteristics of combustor

圖15 霧化性能Fig.15 Spray characteristics

圖16顯示了S2方案對(duì)應(yīng)的燃燒室火焰筒外環(huán)壁溫(Tw)分布,由圖可見,對(duì)于各工況,壁溫峰值均出現(xiàn)在x/D=1.5處,該軸向位置在圖6回流渦渦心軸向位置附近,即最高壁溫位于回流區(qū)徑向最大直徑處,表明貼壁回流區(qū)太寬會(huì)造成火焰筒壁面附近的油霧粒子集中從而導(dǎo)致壁溫升高,使得主燃區(qū)火焰筒壁溫達(dá)860 ℃。

圖16 火焰筒外環(huán)壁溫分布Fig.16 Wall temperature distribution of combustor outer liner

此外,旋流器中心回流區(qū)通過將一部分高溫燃燒產(chǎn)物向上游火焰根部傳遞,形成穩(wěn)定連續(xù)的點(diǎn)火源,但這種穩(wěn)焰機(jī)制也增加了燃料在高溫區(qū)的平均停留時(shí)間,S2方案旋流器貼壁流場(chǎng)尺寸最大,燃油停留時(shí)間長(zhǎng),可能會(huì)導(dǎo)致NOx排放量增加,后續(xù)將針對(duì)2種典型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的燃燒室排放特性開展研究。

文獻(xiàn)[22-24]表明,切除頭部和火焰筒間的直角結(jié)構(gòu)可有效防止振蕩燃燒現(xiàn)象,切除后氣流規(guī)避了角回流區(qū),將直接沿著形成的錐面流動(dòng),類似于圖7(b)的貼壁流場(chǎng)。所以,后續(xù)將針對(duì)本文貼壁流場(chǎng)和錐形流場(chǎng)對(duì)流動(dòng)和燃燒不穩(wěn)定性的影響開展研究。

3 結(jié) 論

1) 通過控制三級(jí)孔特征可實(shí)現(xiàn)旋流器貼壁流場(chǎng)和錐形流場(chǎng)之間的轉(zhuǎn)變。

2) 貼壁流場(chǎng)時(shí)燃燒室內(nèi)未出現(xiàn)明顯的貼壁燃燒,輔之以導(dǎo)流板沖擊氣膜的作用,燒蝕風(fēng)險(xiǎn)可控,但是會(huì)出現(xiàn)積碳。

3) 三級(jí)孔為30°時(shí),旋流器的高湍動(dòng)能有利于強(qiáng)化燃油霧化,同時(shí)形成貼壁的大尺寸回流區(qū)有利于燃油在主燃區(qū)的空間擴(kuò)散和均勻分布,能夠改善燃燒室點(diǎn)熄火性能,但會(huì)導(dǎo)致主燃區(qū)火焰筒壁溫較高。