一种三通道进气先进旋涡燃烧室性能数值分析

俞 骏, 周韦韦, 刘景源

(南昌航空大学飞行器工程学院, 南昌 330063)

0 引言

燃烧室内的驻涡是保证燃烧室点火可靠和燃烧稳定的措施。目前存在两种驻涡结构,一种是利用燃烧室壁面的凹腔结构产生驻涡[1-5],另一种是燃烧室内的钝体结构形成驻涡[6-10]。

对壁面凹腔驻涡的研究,文献[1]指出在凹腔前后壁面分别向凹腔喷入燃料及吹气能够在凹腔内形成双旋涡结构,凹腔底部的旋涡在燃烧中起稳定点火源的作用,凹腔外侧靠近主流的旋涡能够加强主流的冷流与凹腔内热源的掺混。文献[2]对凹腔双驻涡稳焰冷态流场进行了数值和实验研究,表明存在最佳的凹腔后壁面吹气速度使得凹腔内的回流区稳定,形成双涡对结构。文献[3-5]对凹腔驻涡燃烧室进行了实验研究。

对于钝体驻涡,文献[6]在传统钝体结构基础上提出了一种后钝体结构改进方案,研究结果表明该方案可使钝体后的旋涡流动强度增强及温度增加。文献[7]的研究表明在前钝体后部添加导流片形成的稳定双涡对,有利的增强了腔体内的火焰稳定及主流与腔内燃气的掺混。文献[8]研究表明不同燃料组分对驻涡燃烧室性能及排放均产生影响。文献[9-10]对钝体驻涡燃烧室进行了实验研究。

为了形成稳定的双涡对结构,对凹腔驻涡,需要在其壁面喷射燃料及气体[1-2];对钝体驻涡,则需要用导流片等结构措施实现[7]。文中提出了一种三通道进气结构先进旋涡燃烧室(AVC),研究了三通道进气结构参数、钝体尺寸参数间的匹配对形成稳定双涡对的影响,及对燃烧室性能的影响,给出了最优结构参数匹配的燃烧室,为工程应用提供参考。

1 计算模型及数值方法

1.1 几何模型及结构参数

三通道环形(轴对称)进气AVC几何模型如图1所示。燃烧室的内径为700 mm,外径900 mm,燃烧室长度S=400 mm。图1中的两个前钝体及两后钝体的母线尺寸一致。其中前钝体尺寸为D1×H1=40 mm×30 mm;后钝体宽度D2=10 mm。

图1 三通道先进旋涡燃烧室(AVC)模型及尺寸

在不同进气结构参数下,为保证进气面积不变,根据环形燃烧室进气面积计算公式可知,在两前钝体高度H1相等下,只要保证a=c、a+b+c为常数即可。满足上述要求的进气结构参数选择如表1所示。腔体宽度L、后钝体高度H2与H1比值的选取如表2所示。

表1 进气结构参数

表2 腔体宽度及后钝体高度当量比参数

1.2 计算方法及边界条件

数值模拟方法详见文献[7],计算时的化学当量比为0.6。燃烧室进口采用速度入口,大小为60 m/s,进口温度为300 K;燃烧室出口采用压力出口,出口压力为101.325 kPa。

1.3 算例验证

为验证所选择的计算模型及方法的合理性,选择文献[11]的实验进行验证。不同腔体宽度L时的数值模拟结果与实验结果对比,如图2所示(B1、B2分别为前后钝体高度)。由图可见,与实验数据相比,文中的计算较为准确的预测出了总压损失系数(总压损失系数σ的定义为燃烧室进出口总压差与进口总压的比值)的变化规律,表明所选取的计算模型及方法满足精度要求。

图2 总压损失系数的实验结果与计算结果对比

2 计算结果与分析

2.1 燃烧室总压损失系数分析

图3(a)～图3(f)给出了不同L/H1时,燃烧室总压损失系数与H2/H1及不同进气结构参数之间的关系曲线。由图可见:1)燃烧室的总压损失系数随H2/H1的增大,呈现先减小后增大的趋势,并且这种趋势不受L/H1及进气结构参数的影响,在各参数下,存在最低的总压损失系数值;2)随着H2/H1增大,进气结构参数对总压损失系数的影响逐渐减弱(表现在曲线逐渐密集);3)L/H1的增大对燃烧室的总压损失系数影响较小(进气结构参数及H2/H1固定不变);4)不同进气结构参数下的总压损失系数大小排序为第Ⅰ种进气最大,第Ⅴ种进气最小,且排序不随着H2/H1、L/H1的变化而改变;5)随着L/H1的变大,不同进气结构及H2/H1参数下,最大总压损失系数亦增大。

图3 不同L/H1时,燃烧室总压损失系数与进气结构参数、H2/H1之间的关系曲线

图4 进气结构参数Ⅱ,L/H1=0.6时,燃烧室速度云图及旋涡结构

为阐述图3中的燃烧室总压损失系数曲线走向原因,对燃烧室的速度及旋涡结构分布进行分析。由于总压损失系数曲线走向受进气结构参数及L/H1的影响较小,以下的分析以第Ⅱ种进气结构参数、L/H1=0.6为例进行。由图4(a)～图4(c)可见,当H2/H1=0.4～0.6时,由于后钝体高度较小,腔体内均形成大小不一的双涡对。双涡对的形成,增大了回流区面积,从而总压损失系数较大,同时外侧涡对随H2/H1的增大逐渐减小,致使总压损失系数曲线先下降;当H2/H1=0.7时,腔体内呈现出不对称的两涡,但该涡的外围流速较大,致使总压损失增大不明显。当H2/H1=0.8、0.9时,小涡被大涡挤压,腔体逐渐被大涡充满,同时后钝体后方的涡进一步增大,致使总压损失系数增大。另外,值得注意的是图4(a)、图4(b)的腔体内形成了稳定的双涡对结构。

图5(a)～图(f)给出了第Ⅲ种进气结构参数、H2/H1=0.6时,不同的L/H1下对应的速度云图及旋涡结构。由图可见,随着腔体宽度增加,腔体旋涡区增大、低速区减小,但后钝体后方回流区减小、低速区变大。因此,在其他参数不变时,不同的L/H1对总压损失系数的影响很小。另外,与图4(a)、图4(b)类似,图5(a)、图5(b)下的参数匹配亦能形成稳定的双涡对结构。

图5 进气结构参数III,H2/H1=0.6时,燃烧室速度云图及旋涡结构

由图3可知,H2/H1、L/H1的改变对不同进气结构参数的总压损失系数趋势无影响。下面以H2/H1=0.6、L/H1=0.7时不同进气结构参数所对应的速度云图及旋涡结构为例,分析不同进气结构参数下的总压损失系数情况。由图6可见,不同进气结构参数下腔体内涡的结构形态变化不明显,且由于H2/H1及L/H1相同,使得各进气结构参数下腔体内旋涡区面积及后钝体后方回流区大小基本相同,致使各进气结构参数下,燃烧室总压损失系数变化不大。但相比其它进气结构参数,进气结构参数为第Ⅴ种时,腔体旋涡外围高流速区最大,总压损失系数最小。

图6 L/H1=0.7,H2/H1=0.6时,燃烧室速度云图及旋涡结构

2.2 燃烧室燃烧效率分析

图7(a)～图7(f)给出了不同L/H1时,燃烧室燃烧效率与H2/H1及不同进气结构参数之间的关系曲线。由图可见:1)与总压损失系数分析结果类似,燃烧效率也是随着H2/H1增大,呈现先减小后增大的趋势,并且这种趋势不受L/H1及不同进气结构参数的影响;2)不同的进气结构参数对燃烧效率影响较大,进气结构参数为第Ⅰ种时燃烧效率最高,为第Ⅲ种时燃烧效率最低,并且该结论不随H2/H1及L/H1的变化而变化;3)L/H1的变化对燃烧效率影响较小。

由图7可知,燃烧室的燃烧效率曲线走向随H2/H1的变化与进气结构参数及L/H1无关,为阐述燃烧效率曲线变化趋势,以第Ⅱ种进气结构参数、L/H1=0.6时的燃烧室湍流强度分布为例进行分析。由图8可见,随着H2/H1的增大,后钝体后方湍流强度变化趋势与该结构下燃烧室的燃烧效率曲线的趋势一致,均为先减小后增大。湍流强度的增强能够加快新鲜混气和已燃气体混合,同时,湍流能够加速热量及流场中活性粒子的传输,从而增大反应燃烧速率。

图7 不同L/H1时,燃烧室燃烧效率与进气结构参数、H2/H1之间的关系曲线

图8 进气结构参数Ⅱ,L/H1=0.6时,燃烧室湍流强度分布

图9为第Ⅲ种进气结构参数、H2/H1=0.6时,不同L/H1对应的燃烧室湍流强度分布。由图可见,随着L/H1的增大,高湍流强度区域变大,有助于腔体热源向主流传播及掺混,但后钝体后方回流区湍流强度减小。综上,使得燃烧效率变化不大。

图10为L/H1=0.7、H2/H1=0.6时,不同进气结构参数时燃烧室湍流强度分布。由图可见,在不同进气结构参数下,只有后钝体后方区域湍流强度变化较大。由于燃烧室燃烧主要集中在后钝体后方,因此,不同进气结构参数对燃烧室燃烧效率影响较大。进气结构参数为Ⅰ时,后钝体后方高湍流强度区域较大,且高湍流区接触的主流较为充分,致使其燃烧效率较其它进气结构参数要大得多。

图9 进气结构参数Ⅲ,H2/H1=0.6时,燃烧室湍流强度分布

图10 L/H1=0.7,H2/H1=0.6时,燃烧室湍流强度分布

3 不同进气通道AVC性能对比及分析

3.1 不同进气通道AVC性能对比

双通道环形进气先进旋涡燃烧室母线图如图11所示。为了与三通道进气结构进行对比研究,双通道燃烧室的内外径、长度S、前后钝体宽度D1、D2均与图1中的三通道相同;在双通道进气面积与三通道相同的约束下,双通道的上下进气通道径向宽度应为a1=c1=20 mm、前钝体高度为H3=60 mm。双通道燃烧室的钝体高度比H4/H3及腔体宽度比L1/H3的取值参照表2选取。

图11 双通道进气先进旋涡燃烧室模型

双通道进气AVC的数值模拟方法及边界条件均与上述三通道进气结构相同,此处不再赘述。

图12为能够形成稳定双涡对下总压损失系数最小的三通道进气AVC与取得总压损失系数最小的双通道进气AVC的旋涡分布及温度分布对比图。由图12可见,三通道进气由于将后钝体一分为二,降低了单个后钝体的高度,使得回流区长度减小。燃烧室回流区大小是影响燃烧室流动性能的因素,回流区长度越大,燃烧室气体流动性越差。

图12 两种进气通道燃烧室流场分布及温度分布对比

在能够形成双涡对的三通道结构前提下,分别以总压损失系数最小(σmin)及燃烧效率最高(ηmax)为条件的燃烧室性能与双通道进气燃烧室性能对比如表3所示。以总压损失系数最小为衡量标准下,总压损失系数增大0.29%,燃烧效率提高9.92%;以燃烧效率最高为衡量标准下,总压损失系数增大0.12%,燃烧效率提高11.59%。

3.2 三通道进气AVC性能的进一步分析

文中对三通道进气AVC的研究主要侧重于进气结构参数、H2/H1、L/H1的匹配性研究及对燃烧室性能的影响趋势分析上。所得到的重要结论是在适当的燃烧室结构参数匹配范围内能够形成稳定的双涡对结构,这对燃烧室提升性能的研究具有重要意义。以此三通道进气AVC为基础,后续的工作可以发展文献[6-8]的办法或提出新的措施,全面提升燃烧室性能。另外,计算也表明燃烧室长度增加50%,三通道进气AVC燃烧效率能够提高到90%以上。

4 结论

文中运用数值模拟的方法,对所提出的三通道进气AVC的进气结构参数、腔体宽高比及后钝体高度等参数变量对燃烧室性能的影响进行了研究,主要结论如下:

1)三通道进气AVC,在腔体宽度比L/H1=0.4～0.5、后钝体高度比H2/H1=0.4～0.7及L/H1=0.6～0.7、H2/H1=0.4～0.5的范围内,能够形成稳定的双涡对结构。

2)燃烧室的总压损失系数及燃烧效率随着后钝体高度比H2/H1增大呈现先减小后增大的趋势,并且这种趋势不受腔体宽高比L/H1及进气结构参数的影响;在各参数下,存在最低的总压损失系数及最高的燃烧效率,即在第Ⅴ种进气结构参数、H2/H1=0.6、L/H1=0.7时,燃烧室总压损失系数最小;在第Ⅰ种进气结构参数、H2/H1=0.9、L/H1=0.9时,燃烧效率最高。

3)不同进气结构参数下的总压损失系数及燃烧效率大小的排序,并不随着H2/H1、L/H1的变化而改变,其中第Ⅴ种进气结构的总压损失系数最小,第Ⅰ种进气的燃烧效率最高。

4)在进气结构参数及H2/H1一定时,不同的L/H1对燃烧室总压损失系数及燃烧效率影响较小。

5)不同的进气结构参数虽然对燃烧室的总压损失系数的影响较小,但对燃烧效率的影响很大。

6)以燃烧效率最高为衡量标准下,能形成双涡对下的三通道进气AVC与双通道进气AVC相比,总压损失系数仅增加0.12%的前提下,却得到燃烧效率11.59%的大幅提高。

参考文献:

[1] MEYER T R, BROWN M S, FONOV S, et al. Optical diagnostics and numerical characterization of a trapped-vortex combustor: AIAA 2002-3863 [R]. [S.l.]:AIAA，2002.

[2] 邢菲, 孟祥泰, 李继保, 等. 凹腔双驻涡稳焰冷态流场初步研究 [J]. 推进技术, 2008, 29(2): 135-138.

[3] 翟晓磊, 彭日亮, 樊未军, 等. 某驻涡燃烧室性能数值模拟 [J]. 航空动力学报, 2013, 28(5): 1134-1141.

[4] JIN Y, LI Y F, HE X M, et al. Experimental investigations on flow field and combustion characteristics of a model trapped vortex combustor [J]. Applied Energy, 2014, 134: 257-269.

[5] EZHIL KUMAR P K, MISHRA D P. Combustion noise characteristics of an experimental 2D trapped vortex combustor [J]. Aerospace Science and Technology, 2015, 43: 388-394.

[6] 孙海俊, 曾卓雄, 徐义华, 等. 钝体改进结构对先进旋涡燃烧室燃烧流动特性影响 [J]. 航空动力学报, 2014, 29(7): 1640-1646.

[7] 王志凯, 曾卓雄, 徐义华, 等. 导流片结构参数对先进旋涡燃烧室性能影响研究 [J]. 推进技术, 2015, 36(3): 405-412.

[8] ZBEEB K. Syngas heating value effects on performance and emissions of a trapped vortex combustor [J]. Journal of Energy Resources Technology, 2016, 138(5): 1-8.

[9] 吴泽俊, 何小民, 金义, 等. 不同钝体宽度下的驻涡燃烧室排放试验 [J]. 航空动力学报, 2016, 31(1): 179-187.

[10] 蒋波, 何小民, 金义, 等. 采用钝体式孔板淬熄的富油-淬熄-贫油驻涡燃烧室排放性能试验研究 [J]. 推进技术, 2016, 37(4): 675-683.

[11] 何小民, 王家骅. 驻涡火焰稳定器冷态流场特性的初步研究 [J]. 航空动力学报, 2002, 17(5): 567-571.