基于旋流分离器结构的冷壁燃烧室流动特性仿真*

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)



基于旋流分离器结构的冷壁燃烧室流动特性仿真*

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)

摘要:旋流分离器产生的内外双层旋流具有稳定火焰以及冷却壁面的潜能,为此文中应用雷诺应力模型(RSM)对某种结构的旋流冷壁燃烧室的流动特性进行了数值仿真。结果表明:旋流冷壁燃烧室能够实现内外双层旋流流动,具有较好的壁面冷却效果。冷热态条件下,总压损失系数为0.9%和1%,表现出低阻特性;内外旋流分界面平均约占半径的70%。燃烧区域分界随燃料喷入速度的增大而增大,燃料喷射速度为12 m/s时,燃烧区域最大,平均约占半径的56%。

关键词:旋流分离器;数值模拟;流动特性

0引言

航空发动机燃烧室温度往往会超过许多金属的熔点,必须采取特殊的冷却技术以实现燃烧室低成本及长寿命的目标。涡流冷却作为一种新型推力室冷却方法,能够很好实现这一目标[1-3],但是由于氧化剂与推进剂的特殊喷入方式,使得掺混效果较差,故涡流冷却推力室的燃烧效率相对较低[4-5]。

旋流分离器内外双旋流结构[6]跟涡流冷却推力室内部流场结构相似,其作为一种离心分离设备广泛应用于工程领域,目前仅应用于冷态,如果将其应用到燃烧领域可以很好的满足稳定火焰与壁面冷却的要求。一方面,旋流器能够实现旋涡流动,形成低速区,进行稳定燃烧。另一方面,旋流器内部存在内外两股旋流,采用合适的组织燃烧方式,就能够让外旋流实现保护壁面的作用,达到很好的冷却效果。

目前，涡流冷却推力室方面的研究还尚未完全成熟，主要涉及燃烧室结构设计、燃烧性能等。陆强等[4]进行了去哦刘冷却透明燃烧室的设计与试验研究，燃烧室采用石英玻璃为制造材料，用高速摄影仪记录燃烧室内部的火焰图像。实验与仿真中喷管喉部温度变化规律相一致。李家文等[5]完成了时间为20 s的点火实验，在不采用外冷却的情况下，涡流冷却燃烧室外壁面温升为5K，气氧形成了有效的冷涡流。Dian.Q.F.等[7]采用RSM模型以及PDF非预混燃烧模型对GH2/GO2涡流冷壁燃烧室开展了仿真研究，得出了内部流场的三维流动结构。吴东波等[8]对涡流冷却推力室开展了初步设计，仿真结果表明推力室内形成了内外双层涡流，证明了涡流冷却技术的可行性，但存在燃烧效率相对较低的问题。伊朗科技大学的Kargar.M.等[9]进行了涡流冷却推力室的传热试验，根据试验得出外层涡流与燃烧室壁面的对流冷却降低了壁面温度。

文中在冷态旋流分离器研究[10-14]的基础上,将旋流分离器拓展到燃烧领域,并针对某种结构的旋流冷壁燃烧室的流动特性以及燃烧特性进行数值分析,为旋流分离器在燃烧工程的进一步改进奠定基础。

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。

图1　旋流冷壁燃烧室结构示意图

燃烧室两侧为切向进气管,燃料从底部喷口喷入,燃烧产物从上部的出口管排出,以喷入口圆心为坐标原点,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;进气口边长a=12.5 mm,宽b=8 mm;出口管道直径D1=16 mm;出口管道伸入长度S=30 mm;出口管道高度T=25 mm;燃烧室圆柱段高度h=65 mm;燃烧室圆锥体段高度H=99 mm;圆锥体底部直径B=10 mm;燃料喷口直径d=5 mm。

1.2控制方程

雷诺应力模型(RSM)考虑了一些各向异性的效应，同时还考虑了流线型弯曲、漩涡、旋转和张力快速变化，适合于飓风流动、燃烧室高速旋转流、旋风分离器的模拟[6,15-16],故此,文中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,压力插补格式采用PRESTO格式。速度-压力耦合采用SIMPLEC方法,湍流燃烧模型为通用有限化学反应速率模型,燃烧化学反应模型为涡耗散模型。各组分比容为温度的函数。

1.3边界条件

来流条件采用速度入口边界条件,来流空气速度为V=20 m/s;燃料喷射速度为4 m/s;出口采用压力出口边界条件,壁面采用绝热壁面,速度取无滑移条件。

2计算结果与分析

2.1算例验证

按照上述的湍流模型及边界条件对与旋流冷壁燃烧室内部流场结构相类似的高效Stairmand型旋流流动进行了数值模拟,模拟结果与文献[17]中的实验数据吻合较好(如图2)。

图2　Stairmand旋流流动在Z=0.2 m处轴向速度分布与模拟结果对比

2.2总压损失

为研究旋流冷壁燃烧室流场压力损失情况,引入总压损失系数δ,其计算公式为:

(1)

由式(1)可得,冷态情况下总压损失系数δ=0.9%,燃烧情况下总压损失系数δ=1%。这是因为燃烧使得旋流冷壁燃烧室内流动更加剧烈,增加了黏性耗散;同时较高的温升也使得燃烧情况下的总压损失系数比冷态条件下大。但是其总压损失系数都很小,满足燃烧系统总压损失小于6%的要求[18]。

2.3组分分布

文中所用的燃料为甲烷,从喷口射入燃烧室,其质量浓度分布如图3。文中分析的截面均为未过进气口的中心对称面。

图3　冷热态下甲烷质量浓度分布

冷态下,甲烷主要分布在燃烧室中心,其外部是从进气口进入的空气。热态下,甲烷轴向分布范围更大,但是径向分布范围更窄。这是因为燃烧加剧了内部流动,能量、动量的交换更加剧烈,有更多的能量使甲烷向出口流动。较窄的燃料分布区会限制燃烧区域的范围,而且中轴线附近燃料浓度高,可能会超过富油燃烧极限。

图4　冷热态下氧气质量浓度分布

从图4可以看到,冷态情况下,氧气几乎充满整个燃烧室。而在燃烧情况下,燃烧室中心氧气浓度减少,说明燃烧发生在中心区域,同时,壁面附近氧气浓度高,并未发生燃烧,能够保护壁面。值得注意的是,出口管道底部壁面附近有小股未燃空气紧贴壁面向外流动,这将很好的冷却出口壁面,利于得到合理的出口温度分布。

2.4流场特性

图5为冷热态情况下燃烧室轴向零速包络面与内部流线图,浅色表示Z轴轴向速度小于零区域,深色表示Z轴轴向速度大于零区域,其交界面即为轴向零速包络面,该包络面是内外旋流的分界线,在轴向零速包络面两侧形成了方向相反的内外旋流。由轴向零速包络面知,在出口管道与燃烧室壁面之间的区域出现了轴向速度大于零的区域,同时结合内部流线分布可知,出口管道底部附近出现了循环流。循环流的出现会导致旋流冷壁燃烧室更多的总压损失,所以应当减少循环流的产生或者减小循环流量。短路流从顶盖沿出口管道外壁向下运动,通过内旋流从出口管道流出,短路流的存在能够起到对出口管道冷却保护的作用。

图5　轴向零速包络与流线图

出口管道底部到喷油口是内部流动和燃烧情况的重点研究区域。选取3个具有代表性的轴向截面(Z1、Z2、Z3分别为该区域长度的25%、50%、75%),通过分析这些截面上的物理量随半径的变化来了解燃烧室内部的流场特性。

图6是冷热态情况下各截面轴向速度分布。对比图6(a)、图6(b)、图6(c)可以发现,冷热态情况下内外旋流分界点在同一截面上基本重合,但是在不同的截面上却不一样;结合图5可知,冷热态情况下产生了相似的对称循环流以及短路流,这表明燃烧并没有明显改变燃烧室内外双旋流、循环流、短路流等的分布规律。在热态情况下,Z1截面以半径的73.6%为分界,Z2截面以半径的69.7%为分界,Z3截面以半径的67.1%为分界。但是热态情况下各截面的轴向速度更大,这是因为燃烧增加了内部能量,温度升高,压力变大(见图7),加速了内部气体的流动。

图6　不同截面上轴向速度分布

压力沿径向的分布特征可以表征燃烧区域[9]。在中心燃烧区域,受到湍流燃烧的影响,增强了流体径向上物质与动量的交换,这就平衡了由于旋流运动引起径向压力梯度,从而保持压力的稳定。图7很好的证实了这一点,即热态情况下,压力稳定段均较冷态情况更长些。

图7　不同截面上的压力分布

2.5温度分布

图8所示为旋流冷壁燃烧室的整体温度分布。由于内旋流的存在,中心轴线附近产生了低压区,在燃烧室中心形成了能够稳定火焰的低速区;甲烷从底部中心射流进入燃烧室,集中分布在燃烧室中心,所以燃烧区域集中在燃烧室中心。如上文所述,短路流使得未燃空气沿出口管道壁面向外流出,对出口壁面起到了冷却作用。

燃烧室出口温度分布是燃烧室的重要性能指标之一。图9所示,旋流冷壁燃烧室的出口温度分布呈现中间高、两边低的形态。图10中,因为外旋流保护壁面的作用,Z1、Z2、Z3截面上壁面处的温度较低。在燃烧室中心温度也较低,这是因为燃料从燃烧室底部中心射入,中心浓度高,超过富油燃烧极限。在中心两侧出现温度峰值,原因在于靠近内外旋流分界处存在稳定火焰的低速区,能够稳定燃烧,使燃烧充分。把图10中温度开始明显上升的点作为划分燃烧区域的分界点,结合图7可知,Z1截面以半径的56.7%为分界,Z2截面以半径的41.2%为分界,Z3截面以半径的31.1%为分界。而外层未反应的氧化剂隔绝了燃烧,起到了冷却壁面的作用。

图8　燃烧室整体温度分布

图9　燃烧室出口温度分布

图10　不同截面上温度沿径向分布

2.6不同燃料喷入速度的影响

文中对燃料喷入速度变化的工况进行了模拟,燃料喷入速度取为4 m/s、6 m/s、8 m/s、10 m/s、12 m/s。模拟结果显示,燃料喷入速度变化并未明显改变燃烧室内外双旋流的流场结构及其分界位置,燃烧区域与温度分布规律基本保持不变,但是对于燃烧分界位置有一定的影响。

图11中,r表示燃烧区域的一半长度,R为燃烧室半径。在不同截面,随着燃料喷入速度增大,燃烧区域分界所占半径的百分比都随之增加。从4 m/s到6 m/s,比例增加较为明显,随后基本呈线性增加。Z1、Z2、Z3截面燃烧分界最大半径百分比分别为80.7%、49.1%、38.2%。这是因为燃料喷入速度的增大,增加了燃料与氧化剂之间的速度差,从而增强了氧化剂对燃料的卷吸作用,使得掺混与热质交换更加剧烈,最终产生了拓宽燃烧区域的效果。

图11　不同燃料射速下不同截面上的燃烧边界

3结论

对文中建立的旋流冷壁燃烧室的冷、热态流动进行了数值模拟,结论如下:

1)旋流冷壁燃烧室能够实现内外双层旋流流动,能进行稳定燃烧,并具有较好的壁面冷却效果。

2)冷热态条件下,旋流冷壁燃烧的总压损失基本不变,分别为0.9%和1%,说明该结构具有低阻特性。

3)冷热态条件下,旋流冷壁燃烧室内外旋流分界面基本相同,平均约占半径的70%。

4)燃料喷射速度对内外旋流的分界位置影响较小;但燃烧区域分界随燃料喷入速度的增大而增大,燃料喷射速度为12 m/s时,燃烧区域最大,平均约占半径的56%。

综上所述,旋流冷壁燃烧室在燃烧工程上具有一定的应用价值及潜力。在后续的研究中,有必要进一步优化结构和燃料供给方式以达到更好的应用效果。

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*收稿日期:2014-09-10

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

作者简介:李凯(1991-),男,浙江嘉兴人,博士研究生,研究方向:航空工程。

中图分类号:V434.24

文献标志码:A

Simulation of Cold-wall Combustion Chamber Flow Characteristics Based on Cyclone Separator

LI Kai,ZENG Zhuoxiong,XU Yihua

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

Abstract:Inner and outer swirl produced by cyclone separator have the potential of stabilizing flame and cooling wall, therefore, in this paper, RSM model was used to simulate flow characteristics of a swirl-cooled combustion chamber. The results show that swirl-cooled combustion chamber can achieve inner and outer swirl flow, and has good cooling effect of the wall. Under cold and hot conditions, the total pressure loss coefficient is 0.9% and 1%, showing low resistance characteristics of the structure, the average boundary of inner and outer swirl is 70% of the swirl radius. The boundary of combustion increases with the increase of fuel injection rate. The combustion zone is biggest when fuel injection rate is 12 m/s, the average is 56% of the radius.

Keywords:cyclone separator; numerical simulation; flow characteristics