进气管结构及尺寸对旋流冷壁燃烧室性能的影响*

李 凯,曾卓雄,徐义华

(1 南昌航空大学飞行器工程学院,南昌 330063;2 上海电力学院能源与机械工程学院,上海 200090)

进气管结构及尺寸对旋流冷壁燃烧室性能的影响*

李 凯1,曾卓雄2,徐义华1

(1 南昌航空大学飞行器工程学院,南昌 330063;2 上海电力学院能源与机械工程学院,上海 200090)

为了考察进气管结构尺寸对旋流冷壁燃烧室性能的影响,采用雷诺应力模型(RSM)对矩形进气管、圆形进气管和三角形进气管的旋流冷壁燃烧室进行了数值模拟。结果表明:综合考虑燃烧效率、总压损失、冷壁效果以及出口温度分布,矩形进气管较圆形与三角形进气管性能更优。矩形进气管入口长宽比对总压损失系数的影响不大,对出口温度分布、燃烧效率影响较大。矩形进气管入口长宽比为0.64时,旋流冷壁室综合性能达到最佳。

旋流冷却;进气管结构尺寸;燃烧室性能;数值模拟

0 引言

燃烧室工作温度极高,如果壁面得不到合适的冷却,就容易变形或烧坏;同时,火焰筒壁产生很大的温度梯度,引起很大的热应力,会使火焰筒产生裂纹。涡流冷却作为一种新型燃烧室冷却方法,能很好的实现冷却壁面的目标。同时,应用涡流冷却技术的发动机具有成本低、维护性好以及寿命长的特点[1]。

近年来,国内外对涡流冷却技术在燃烧室方面的应用开展了一些研究。唐飞等[2]开展了氧化剂喷嘴入射角优化的仿真研究,发现氧化剂倾斜一定角度可以增加涡流速度与涡量,有助于提高燃烧效率。李家文等[3]研究表明,在三种不同喷嘴分布直径的氢喷注面板下,燃烧室最高效率为97.6%,同时发现,高温火焰在燃烧室圆筒段59.5%半径以内的区域。Anderson等[4]利用示踪粒子进行了推力室冷流实验,得到了涡流结构。孙得川等[5]进行了气氧/甲烷涡流冷壁燃烧室流场与壁面耦合传热分析,获得了燃烧室和喷管的壁面温度随时间的变化规律。李恭楠等[6]开展了涡流冷却推力室的三维仿真研究,验证了双向涡旋结构,内外涡流分界面约占燃烧室半径的86%,燃烧区域约占推力室半径的70%。

目前,涡流冷却技术主要用于火箭发动机推力室,尾部多采用缩放喷管,而为了防止切向喷入的氧化剂直接向下游流向喷管,需要设计合适的喷管收敛段[7],并且大多研究只停留在内外双涡流结构以及壁面冷却效果的验证,并未深入开展进气管结构尺寸对燃烧室性能影响的研究。为此,文中结合旋流分离器[8-9]提出旋流冷壁燃烧室,并针对旋流冷壁燃烧室的进气管结构尺寸开展了仿真研究,探究进气管对旋流冷壁燃烧室性能的影响规律。

1 几何模型和计算方法

1.1 几何模型

旋流冷壁燃烧室结构如图1所示,头部喷注方式如图2所示。燃烧室两侧为切向进气管,燃料从头部环形孔喷入。以头部圆面圆心为坐标原点,沿Z轴正方向建立几何模型。具体结构尺寸参数如下:燃烧室筒体直径D=45 mm;矩形进气管空气入口边长为a,宽为b;环形孔外径dout=32 mm,内径din=30 mm;燃烧室筒体段高度H=164 mm;喷管高度T=50 mm,喷管伸入长度S=30 mm,喷管直径D1=24 mm。其他进气管结构为圆形(当前常用)、三角形(等边),均与燃烧室筒体相切(如图3),其中保持3种情况下入口面积A=100 mm2不变。矩形进气管长宽参数值如表1所示。

图1 旋流冷壁燃烧室结构示意图

图2 头部喷注方式示意图

图3 进气管结构示意图

a/mmb/mma/bCase15200.25Case25.717.50.33Caes36.7150.45Caes4812.50.64Caes510101Caes612.581.6Caes7156.72.2Caes817.55.73.1Caes92054

2.2 控制方程与边界条件

由于旋流冷壁燃烧室内部流动类似旋流分离器,属于强旋流流动,较多的研究认为雷诺应力模型(RSM)可以较准确的描述旋流器内的流体行为[10-11],故此,湍流模型采用雷诺应力模型(RSM),近壁面采用标准壁面函数法,扩散项采用二阶中心差分,对流项采用QUICK格式。速度-压力耦合采用SIMPLEC方法,燃烧模型为通用有限化学反应速率模型,湍流-化学反应模型为涡耗散模型。来流条件采用速度入口边界条件,空气入口速度为20m/s;燃烧室总当量比为0.47;出口采用压力出口边界条件,出口压力设为大气压,壁面采用绝热壁面,速度取无滑移条件。空气与甲烷的进口温度均为300K。

2 计算结果与分析

2.1 算例验证

由于旋流冷壁燃烧室内部流动类似旋流分离器,所以按照上述的湍流模型及边界条件对高效Stairmand型旋风分离器的内部流场进行了数值模拟,模拟结果与文献[12]中的实验数据比较吻合(如图4),表明文中选用的模拟方法是可信的。

图4 Stairmand旋风分离器在Z=0.2 m处轴向速度分布与模拟结果对比

2.2 进气管结构的影响

2.2.1 内部特征

头部区域是燃烧和壁面冷却的重点区域,所以文中选取Z/H=25%位置处的涡旋速度沿径向分布进行分析。由图5知,涡旋速度从壁面向内快速上升,随后进入速度相对平稳的阶段,最后快速下降。内旋流核心区域涡旋速度与距离中心的长度成正比,属于强迫涡;而外旋流内涡旋速度与距离中心的长度成反比,属于自由涡,这与文献[13-15]中所述的内外双层旋流可简化为外层自由涡、内层强迫涡的结论基本一致。另外,中间涡旋速度相对稳定的区域是内外旋流的过渡区,称为双层旋流的环形空间。图5表明,矩形进气管条件下内旋流核心区涡旋速度最大,圆形进气管与之接近,而三角形进气管则涡旋速度最小。在环形空间内,三角形进气管涡旋速度最大,矩形进气管最小;但是圆形和三角形进气管条件下,环形空间内在内外旋流分界的位置存在涡旋速度的快速上升,而矩形进气管则过渡平稳。

图5 不同进气管结构下Z/H=25%位置处涡旋速度沿径向分布

图6 不同进气管结构下燃烧室温度分布图

文中通过未过进气口的中心对称面上的温度分布来观察旋流冷壁燃烧室的壁面冷却效果。由图6可知,3种进气管结构下燃烧室均能起到冷壁的作用,壁面附近温度均在常用火焰筒材料最大工作温度要求的1 200 K[16]以下。其中三角形进气管下壁面附近温度最高,达到1 100 K,而其他情况下只有800 K左右。这主要受两方面因素的影响:一方面,三角形进气管下的内旋流核心区域涡旋速度低,燃料掺混差,燃烧不充分,使得环形空间内燃料浓度较高;另一方面,该情况下环形空间涡旋速度大,利于燃料掺混,使得该区域燃烧剧烈,这些高温产物很快将热量传递至紧挨环形空间的外旋流内,导致壁面附近温度快速上升,破坏了冷壁效果。

2.2.2 总压损失系数

总压损失是燃烧室性能参数之一,代表了燃烧室设计的好坏。为考察旋流冷壁燃烧室总压的损失情况,引入总压损失系数,其计算公式为:

(1)

由式(1)计算得矩形、圆形、三角形进气管条件下总压损失系数分别为0.6%、0.64%、0.58%,3种情况下总压损失系数都很小,且相差不大,说明进气管结构对总压损失系数的影响不大。

2.2.3 燃烧效率

燃烧效率亦为燃烧室性能参数之一,文中燃烧效率计算采用燃气分析法,计算公式为:

(2)

式中:EI为污染排放物指数(g/kg),LHV为低位热值,下标x表示各污染排放物,f表示燃料。

由式(2)计算得矩形、圆形、三角形进气管下的燃烧效率分别为97.3%、97%、96.2%。由于离心力的作用,密度较小的甲烷聚集在燃烧室中心,而涡旋速度的提高有利于燃料的掺混,使燃烧更充分,因此内旋流核心区域的涡旋速度是影响燃烧效率的关键因素。矩形进气管下的内旋流核心区域涡旋速度最大,所以燃烧效率最高;三角形进气管下的内旋流核心区域涡旋速度最低,所以燃烧效率最低。圆形进气管下由于具有较高的环形空间涡旋速度,从而改善了内旋流核心区域涡旋速度低引起的燃烧效率低的问题,使其具有与矩形进气管接近的燃烧效率。

2.2.3 出口温度分布系数

燃烧室出口温度的品质将影响涡轮叶片的寿命,文中采用出口温度分布系数(OTDF)来衡量出口温度分布的质量,其计算公式为:

(3)

式中:T4max表示燃烧室出口最高温度;T4ave表示燃烧室出口平均温度;T3ave表示燃烧室入口平均温度。

由式(1)计算得矩形、圆形、三角形进气管条件下OTDF值分别为0.32、0.48、0.36。3种情况下OTDF有一定差距,其中只有矩形进气管才满足航空发动机燃烧室OTDF值在0.25～0.35之间的要求[11];而圆形进气管的OTDF达到0.48,出口温度分布较不均匀,将会影响燃烧室后续部件的寿命。综上所述,矩形进气管条件下,旋流冷壁燃烧室具有相对最高的燃烧效率,较低的总压损失以及相对最佳的出口温度分布。

2.3 矩形进气管长宽比的影响

2.3.1 内部特征

图7为不同入口长宽比下Z/H=25%位置处的切向速度沿径向分布,为使图形清晰选取了部分具有代表性的情况。由7图可知,内旋流核心区、环形空间的涡旋速度随着长宽比的增加均呈下降趋势,其中长宽比小于1时的内旋流核心区涡旋速度相差不大,长宽比大于1时的内旋流涡旋速度下降明显。

不同长宽比条件下的燃烧室均具有很好的冷壁效果。因为冷壁效果受多个因素的综合影响:长宽比小于1时,内旋流核心区域涡旋速度高,掺混效果好,燃烧充分,使得环形空间内燃料浓度低,即使拥有较高的环形空间涡流速度也没有破坏冷壁效果;而长宽比大于1时,内旋流核心区域涡旋速度低,掺混效果差,燃烧不充分,使得环形空间内燃料浓度高,但是环形空间涡流速度低,燃烧不剧烈,所以仍保持了好的冷壁效果。

图7 不同入口长宽比下Z/H=25%位置处的涡旋速度沿径向分布

2.3.2 总压损失系数

由图8可知,总压损失系数随着长宽比的增加而略有下降,但总体数值较小,说明旋流冷壁燃烧室具有低阻特性。长宽比增大表明进气管在高度方向上所占的比例越大,空气进入燃烧室沿壁面向下旋转的圈数就越少,经历的路程就越短,从而减小了气流与壁面产生的摩阻损失,所以长宽比较大时总压损失系数有所下降。

图8 不同入口长宽比下总压损失系数

2.3.3 燃烧效率

从图9可以发现,在长宽比小于1时,燃烧效率接近,在97%上下;而当长宽比大于1时燃烧效率下降明显,最低为95.4%。结合涡旋速度的分析可知,长宽比小于1时,影响燃烧效率的旋流核心区的涡旋速度相差不大,所以燃烧效率比较接近。然而,长宽比大于1时,内旋流核心区涡旋速度较快下降,导致了燃烧效率的较快下降。

图9 不同入口长宽比下燃烧效率

图10 不同入口长宽比下的OTDF值

2.3.4 出口温度分布系数

在图10中,OTDF呈现“W”形状,其最小值出现在长宽比为1的两侧,为0.32,而且只有该两种情况下满足了OTDF小于0.35的要求。其他情况下出口温度分布较不均匀,增加了燃烧室后续部件工作环境的恶劣程度。综上分析,矩形进气管在长宽比为0.64的情况下,具有最高的燃烧效率,较低的总压损失,良好的壁面冷却效果以及最佳的出口温度分布,是较为合理的进气管结构与尺寸。

3 结论

文中开展了不同进气管结构及矩形进口尺寸对旋流冷壁燃烧室影响的热流数值研究,得到了以下结论:

1)矩形进气管较圆形与三角形进气管有最高的燃烧效率,低的总压损失,良好的冷壁效果以及最佳的出口温度分布。

2)入口长宽比对总压损失系数的影响不大,但对出口温度分布影响较大;矩形进气管入口长宽比小于1时,其对燃烧效率影响不大;矩形进气管长宽比大于1时,其对燃烧效率的影响较为明显。

3)矩形进气管入口长宽比为0.64时,旋流冷壁室综合性能达到最佳,燃烧效率为97.3%,总压损失系数为0.6%,OTDF为0.32。

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Effect of Inlet Duct on Performance of Swirl-cooled Combustor Chamber

LI Kai1,ZENG Zhuoxiong2,XU Yihua1

(1 School of Aircraft Engineering, Nanchang Hangkong University, Nanchang 330063, China;2 College of Energy and Mechanical Engineering, Shanghai University of Electris Power，Shanghai 200090, China)

In order to study effect of inlet duct on performance of swirl-cooled combustor chamber, Reynolds stress model (RSM) was used to carry out simulations of swirl-cooled combustor chamber with different inlet duct structures (rectangular inlet, circular inlet and triangular inlet). The results show that considering combustion efficiency, total pressure loss, cooling effect of wall outlet temperature distribution, the performance of rectangular inlet duct is better than circular or triangular inlet duct. Entrance aspect ratio has little effect on total pressure loss coefficient, but has greater impact on outlet temperature distribution and combustion efficiency. Under conditions of this paper, when the aspect ratio of the rectangular inlet duct gets to 0.64, the comprehensive performance of swirl-cooled combustor reaches optimal.

swirl-cooled; structures and size of inlet duct; performance of combustor chamber; numerical simulation

2014-07-02

国家自然科学基金(51066006;51266013);航空科学基金(2013ZB56002;2013ZB56004)资助

李凯(1991-),男,浙江嘉兴人,研究生,研究方向:航空工程。

V434

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