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多点喷射燃烧室冷态流场研究
发表时间:2009-12-20    作者: 王方 黄勇 邓甜  来源: 安世亚太
首先用可实现 k-ε湍流模型( RKE)和雷诺应力湍流模型( RSM)对双径向旋流杯下游流场进行数值模拟,并将计算结果与实验值对比。结果显示,在大部分区域计算值与实验值比较一致,RKE模型和 RSM模型的最大误差分别为 5%和 3%,RKE模型可以用于旋流杯燃烧室计算。此后,用 RKE模型对单头部燃烧室和多点喷射燃烧室的流场进行数值模拟。对于同样的燃烧室衬套结构,多点喷射燃烧室旋流器出口附近每个旋流器都有各自的回流区,并在下游逐渐融合,在主燃孔附近多点喷射燃烧室和单头部燃烧室的回流区结构类似。对于同样的多点喷射燃烧室头部,没有主燃孔时,回流区在原主燃孔位置前结束,有主燃孔时,单个的回流区在主燃孔附近又形成新的回流区。
 

1.前言
    多点喷射燃烧室能在不同工况下分级控制燃油流量,整体上扩大了燃烧室的稳定工作范围。由于单个喷嘴的供油量减小,有望整体上缩短燃烧室长度,减小冷却空气量。是未来燃烧室发展方向之一。Iannetti等对比k-ε模型和 RSM模型的冷态流场模拟结果,指出 RSM模型优于k-ε模型。Liu等与实验结果对比表明,网格相同时大涡模拟的模拟结果并不比 RANS好。但大多数研究没有考虑燃烧室结构对流场的影响。本文首先对双径向旋流杯流场进行数值模拟,并与实验结果对比,从而确定适合的湍流模型。再用已确定的湍流模型分别对单头部燃烧室和多点喷射燃烧室流场进行模拟,对比多点喷射燃烧室和单头部燃烧室的冷态流场特性。此外,模拟不带主燃孔的多点喷射燃烧室流场,并与带主燃孔的情况对比,分析主燃孔对多点喷射燃烧室流场的影响。
2.数值模拟方法、计算域及边界条件
    速度压力耦合采用SIMPLEC方法,二阶迎风格式,隐式分离求解器,标准壁面函数。图1(a)是旋流杯流场的计算域,单头部燃烧室和多点喷射燃烧室的计算域如图1(b),计算出口比图示向下游延长120mm。旋流杯流场和单头部燃烧室采用双径向旋流杯,结构如图2(a)。多点喷射燃烧室头部采用3×3个轴向旋流器,编号见图2(b),且气量分配与单头部燃烧室相同。旋流杯流场的计算与实验的条件都为常温常压,进口空气流量0.0195kg/s。单头部燃烧室和多点喷射燃烧室进口空气流量均为0.179kg/s。不带主燃孔的多点喷射燃烧室进口流量为0.143kg/s。


(a)                       (b)
图1 旋流杯流场(a)及单头部燃烧室和多点喷射燃烧室(b)的计算域


(a)                       (b)
图2 双径向旋流杯(a)和多点喷射燃烧室旋流器编号(b)


3.旋流杯流场计算结果与实验结果对比
    图3、图4依次给出轴向不同位置的轴向、径向和切向速度的计算结果,并与实验结果进行对比。图3中,计算与实验数据对比可以看到出口适当延长,对计算结果准确性的提高有帮助,尤其在近壁面区域。旋流器出口下游10mm以后,计算与实验结果吻合得很好,RKE模型最大误差不超过5%,RSM模型的最大误差不超过3%。图中X=10mm处,计算的峰值小于实验,峰值位置略向中心偏移,说明现有湍流模型对壁面附近的湍流旋转流动的模拟还有待改进。
    考虑到雷诺应力平均湍流模型对网格要求较高且迭代收敛时间远大于可实现k-ε模型。此外,RKE的计算结果能满足工程预报要求,所以下面的计算采用RKE模型。


(a)                         (b)
图3 旋流杯出口下游Y方向(a)和Z方向(b)的轴向速度


(a)                         (b)
图4 旋流杯出口下游径向速度(a)和切向速度(b) 分页


4.多点喷射燃烧室和常规燃烧室的流场对比
    图5中深色区域为回流区,(a)所示单头部燃烧室只有一个回流区,(b)中多点喷射燃烧室在靠近旋流器出口处有9个单独的回流区,但在旋流器下游,这9个回流区逐渐融合。图6~8依次为旋流器出口下游轴向X=2mm、20mm和48mm的轴向速度分布,(a)为多点喷射燃烧室,(b)为单头部燃烧室。图6中单头部燃烧室形成一个以旋流器为中心的大回流区,多点喷射燃烧室的9个旋流器以各自为中心产生9个形状相似的回流区,且旋流器A的回流区形状相对其他是较完整的圆环,其他旋流器回流区受壁面影响形状略有变化。图7中多点喷射燃烧室回流区发生融合,其中B1和B3的回流区变化不大,B2和B4的回流区变得非常小,C则以A为中心重新形成回流区。单头部燃烧室的回流区被压扁,显示出主燃孔射流对回流区的影响。在x=48mm主燃孔附近,图8(a)中多点喷射燃烧燃烧室初始的9个回流区转变成一个以A为中心的回流区,和常规单头部燃烧室产生的回流区结构非常类似。


(a)                          (b)
图5 多点喷射燃烧室 (a)和单头部燃烧室(b)的回流区


(a)                         (b)
图6 多点喷射燃烧室(a)和单头部燃烧室(b)旋流器下游x=2mm处Y-Z截面的轴向速度分布


(a)                        (b)
图7 多点喷射燃烧室(a)和单头部燃烧室(b)旋流器下游x=20mm处Y-Z截面的轴向速度分布


(a)                        (b)
图8 多点喷射燃烧室(a)和单头部燃烧室(b)旋流器下游x=48mm处Y-Z截面的轴向速度分布 分页


5.主燃孔对多点喷射燃烧室流场的影响
    图9是多点喷射燃烧室各旋流器中心线轴向速度的变化,(a)、(b)分别是带主燃孔和不带主燃孔的情况。用旋流器直径dswirler和2ΔP/ ρ分别对长度和轴向速度无量纲化,ΔP是旋流器进出口的总压降。有主燃孔时,C1~C4 速度变化相似,因为它们与壁面和冷却孔的相对位置都相同。B2和B4靠近主燃孔,Xdswirler=4 时轴向速度突增。B1、B3与B2和B4相比,距主燃孔和冷却孔较远,受射流影响较小。A、B1和B3回流区最长,且分成两段,前一段长约1.5倍旋流器直径,后一段靠近主燃孔,长约等于旋流器直径。而其他旋流器的回流区都较短,约为1.4倍旋流器直径。由于三维效应,原已中断的回流区在下游重新形成一个回流区,见(a)中Xdswirler=34.25 区域。单头部燃烧室和不带主燃孔的多点喷射燃烧室中都没有这一现象。


(a)                     (b)
图9 带主燃孔(a)和不带主燃孔(b)的多点喷射燃烧室各旋流器中心线的轴向速度


    不带主燃孔时,回流区长约1.5倍旋流器直径。各旋流器回流区相似,说明壁面对流场影响不大。若用S表示靠近壁面的旋流器中心与壁面的间距,dswirler表示旋流器直径,则本文dswirler/S=0.31 。图10中深色区域是不带主燃孔时的回流区。对比图5(b)带主燃孔时在主燃孔附近重新形成回流区,而不带主燃孔时没有这一回流区,再次证实了图9的结论。
    图11为带主燃孔的多点喷射燃烧室中旋流器B1、B2和C1沿轴向回流区半径变化。C1的回流区比B2长7mm,B1回流区长约B2回流区长度的2倍。x=0~13mm,9个旋流器虽互相影响,但仍保持各自的独立,B1、B2和C1的峰值都在x=13处,且B1和C1的峰值几乎相等。x=13mm后,旋流器间的相互影响加剧,B1、B2和C1的回流区都逐渐减小。x=23mm前,B2的回流区半径小于C1,B1和C1的回流区半径差别不大。x=23mm后,B2没有回流区,C1的回流区继续缩小,至x=30mm,C1也不再有回流区。x=36mm处(靠近主燃孔),B1的回流区半径突增,源于三维效应产生的回流区。


图10 不带主燃孔多点喷射燃烧室的回流区

图11旋流器B1、B2和C1的回流区径向大小变化


6.结论
    (1)在本文算例中,可实现k-ε湍流模型和雷诺应力湍流模型的计算结果与实验值吻合较好,其中可实现k-ε湍流模型误差不超过5%,雷诺应力湍流模型误差不超过3%。可实现k-ε湍流模型在航空发动机燃烧室的数值模拟中有可行性的。
    (2)多点喷射燃烧室旋流器出口下游形成以各自为中心的回流区,至其下游13mm前相互影响不大。13mm以后,掺混强烈,回流区逐渐合并为一个大回流区。
    (3)有主燃孔时,由于三维效应,在靠近主燃孔位置处原本已结束的回流区又重新形成,主燃孔对燃烧室内的流动影响很大;而没有主燃孔时不存在这个三维效应,回流区在主燃孔前结束。

责任编辑:杜凯
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