多点喷射模型燃烧室性能CFD分析

张振奎，钟华贵

(中航工业燃气涡轮研究院，四川江油，621703)

1 引言

航空燃气涡轮发动机是现代飞机的主要动力，其中燃烧室是燃气涡轮发动机的主要部件。随着燃气涡轮发动机技术的发展，压气机的压比不断增大，燃烧室的温升不断升高，高温升与高压比造成燃烧温度升高、排放增加。由于世界各国日益重视环境问题，所以未来航空燃气涡轮发动机的发展既要满足高温升的要求，也要满足低污染物排放量的要求[1-3]。如何在有限的时间和空间内，保证油气掺混均匀，燃烧快速和完全，以及降低污染排放成为未来航空燃气涡轮发动机发展的关键。文献[4]采用ncc代码模拟了单个旋流器和旋流阵列结构的流场，Appleton等最早研究了空气和燃料混合对LDI燃烧的影响[5]，文献[6,7]分别用CFD和试验研究了多旋流的冷态流场特性。多点喷射在减少排放以及燃烧室出口温度场主动控制方面有其独特优点[8]。因此，许多动力与能源研究机构掀起了多点喷射燃烧室研究的热潮，但主要是对冷态流场进行分析。

本文主要分析多旋流模型燃烧室热态的燃烧性能。

2 几何模型

由于试验件模块较为简单，只需对试验件模块进行少许清理并简化，以便划分网格及计算。本文采用CATIA V5建立燃烧室流场简化模型，图1为简化后的计算模型，它的旋流器由9个单独的旋流器组成旋流阵列，而每1个旋流器又由8个45°非连续的喷射斜孔构成，其结构如图2所示。

3 网格划分和燃烧模型

用gambit对燃烧室进行非结构体网格的划分，由于旋流器结构是有角度的，所以网格结构主要以4面体为主，并进行局部加密，网格总数为120万左右。本文对燃烧流场的计算首先采用k-ε realization模型、雷诺应力湍流模型（RSTM）进行计算，并对2种计算模型的计算结果进行了比较。热态燃烧及喷雾流场采用雷诺应力湍流模型、PDF以及辐射P1模型。燃烧室的数值模拟采用fluent6.3软件进行。燃烧模型的选择基于以下3个主要标准[9]：

（1）能够较好地整体描述火焰结构和特定位置的热释放；

（2）产生适当精确的当地火焰温度；

（3）便于计算。

反应率依据混合规律，对进口高温、高压燃烧室假定无限快速化学反应是可以接受的。在计算中，燃烧过程为非预混，针对非预混火焰FLUENT采用概率密度函数（PDF）作为封闭模型，通常被称为平衡混合物分数/PDF模型。

4 计算边界条件

模型燃烧室燃烧均采用压力进出口边界条件，计算的边界条件见表1。在Fluent中要用本表进行边界条件的设置，未涉及的边界条件一般采用默认值[10]。本文采用雷诺应力模型、非预混平衡化学反应PDF模型、压力－旋流雾化喷嘴模型和P1辐射模型进行计算，其中压力雾化模型设置的主要参数有：燃油喷嘴喷射点位置、燃油温度、燃油流量、喷嘴直径、喷嘴上游压力、喷射半角等，其余采用默认设置参数。本课题中使用的燃料为航空煤油，其主要物性参数见表2。

表1 模型燃烧室计算边界条件

表2 航空煤油物性参数

5 数值计算结果与分析

5.1 计算模型结果比较

热态试验模型沿中心轴线的Z速度和温度分布如图3所示。沿中心轴线的温度在喷嘴出口处开始逐渐升高，直到达到最高温度2100 K（RSTM计算模型为2200 K），然后开始缓慢下降，在喷嘴出口约0.16 m处温度趋于稳定，直到燃烧室出口。高温区分布在旋流器下游0.02～0.08 m区间，最高温度出现在回流区之后约0.02 m处。沿中心轴线Z方向反向速度在旋流器下游0.02 m处达到最大。对于同种几何结构，realization模型与RSTM模型无论是数值大小还是变化趋势基本一致，只是在数值上略有差别，在工程设计上可以忽略。

5.2 余气系数变化规律分析

研究中保持进出口压力5%压降。通过改变供油流量来分析余气系数对于燃烧室流场的影响。采用了3种燃油流量（分别为4.5、8.1、13.5 g/s；对应余气系数α分别为3.91、2.16、1.3）计算。图4为不同余气系数下热态数值计算结果。结果表明：同种结构形式、同一边界条件下回流区长度恒定，不随α变化（回流区长度非常相近）。在旋流器下游约90 mm处，燃烧室温度恒定，燃烧达到平衡，这种平衡一直延续到燃烧室出口，表明设计的燃烧室长度最短可以达90 mm，约是目前短环型燃烧室长度（200 mm）的一半。多点喷射燃烧室长径比为1.25，而目前的短环形燃烧室长径比为2[11]。由此可见该种烧烧室的结构优势，而且这一长度符合燃烧长度和头部高度比的发展趋势。从图4中不难看出，随着余气系数的减小，即供油流量的增加，流场温度升高。无论是火焰温度最高值，还是整个流场温度分布都符合这个规律。还有一点值得思考，就是随着余气系数的减小，火焰温度最高区的峰值向燃烧室流场下游移动。所以设计燃烧室时选择设计点一定要考虑火焰峰值的移动，可以把燃烧室的主燃孔设计成沿轴向（顺气流方向）的长型狭缝，以满足火焰温度最高区随余气系数变化的客观规律，更有利于燃烧室内燃气更好地燃烧。模型燃烧室旋流器下游不同横截面温度场分布如图5～8所示。

从上面的出口温度分布图中可以看出，燃烧室温度随着距离的增加越来越均匀，特别是在α=3.91的状态下，这个趋势最明显。当α减小时，出现局部高温，但总的来说温度场还是非常均匀的，表3中计算的OTDF都小于0.1可以说明这一点。如果要满足燃烧出口径向温度分布的要求，则要求改变多旋流阵列的某些燃油喷嘴的流量。从图5、6中还可以看出，在α=2.16、1.30时，温度场分布随着轴向位置的变化而旋流（温度最高点位置偏移45°）。在不同余气系数下同向旋流阵列回流区形状如图9所示。从图9中可以看出它们的形状大致相似，这与图4中心线速度分布所得出的结论一致。所以当余气系数变化时，该模型燃烧室的回流区形状和大小均不变。

表3 数值计算结果

模型燃烧室XZ（Y=-32、Y=0、Y=+32）平面温度等值面分布如图10～12所示。在α=3.91时，旋流阵列XZ（Y=-32、Y=0、Y=+32）平面温度等值面分布几乎相同；随着α的减小，温度等值面分布不再相同，不同位置呈现出不同的温度分布，燃烧室内部发生着复杂的化学反应。

5.3 NOx分布规律分析

发动机燃烧室中生成的NOx主要是NO，另外还有少量的NO2（只有百分之几）。燃烧过程中产生的NO排入大气后，在同一大气条件下与O2缓慢地反应，最终生成NO2。因而在讨论NOx的生成机理时，一般只讨论NO的。本文采用FLUENT中热力型NOx的形成模型，对多点喷射模型燃烧室的NOx进行了计算。得到的NO分布如图13～15所示。

比较图13和图11可分析出，NO的分布与温度分布关系密切，基本上按照在温度高的区域、NO的质量分数也高的规律变化。这是因为，液态煤油燃烧的产物以热力型NO为主，而热力型NO的生成速率与温度几乎成指数关系。所以高温区对应着NO的高浓度区。

图14为旋流器出口下游3、13和23 mm处的NO质量分数分布。可以看出在旋流器下游出口附近NO的分布呈现出旋流状态。且与文献[12]中旋流器下游13 mm处轴向速度分布的形状非常相似。出现9个高浓度的NO区域，分别与9个旋流器对应。说明NO的质量分数分布同速度一样要受到旋流器的影响，而且在高温、高压下，旋流器出口由于氧气充足，产生了易于生成NO的环境，所以NO的质量分数高。从图中还可以看出，在燃烧室端壁、旋流射流和燃烧室侧壁形成的回流区中，基本没有NO存在，这是由于此处气流温度相对较低，不能满足生成NO所必需的高温条件所致。在旋流器下游3 mm和13 mm处的速度分布变化明显，而NO的分布则变化不大。这主要由于在旋流器下游出口附近，速度分布对旋流器的依赖大，而NO分布对旋流器的依赖小。从图15中可以看出，随着流动向下游发展，旋流仍然存在，加之湍流的扩散作用，燃烧室的NO质量分数分布也趋于均匀。

5 结论

本文主要分析了多点喷射模型燃烧室各截面以及轴平面的温度场分布，重点分析了余气系数对模型燃烧室性能的影响，可知当余气系数减小时，火焰温度最高区的峰值向燃烧室流场下游移动；对NOx(主要是NO）的分布规律进行了分析可知，NO的质量分数分布与温度分布类似，高温区对应高质量分数NO区；NO分布主要依赖于温度，对旋流器的依赖程度小于速度对旋流器的依赖程度；随着流动向下游发展，模型燃烧室的NO分布趋于均匀。

下一步，将进行该模型燃烧室的试验测试，为将多旋流阵列燃烧技术推广到航空发动机上提供更多支持。

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