基于环形燃烧室结构的燃气发生器设计与仿真 *

2023-11-18赵芳史煜王海锋任泽斌李先锋罗智锋

现代防御技术 2023年5期

赵芳，史煜，王海锋，任泽斌*，李先锋，罗智锋

（1.中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，四川绵阳 621000；2.中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所，四川绵阳 621000；3.中国航发四川燃气涡轮研究院，四川绵阳 621000）

0 引言

压力恢复系统（pressure recovery system，PRS）是高能化学激光系统的关键分系统之一，布局上与氧碘激光器（chemical oxygen-iodine lasers，COIL）分系统相连，从气体流动的角度来说，PRS 分系统位于COIL 分系统的下游；COIL 激光器运行的有利条件在于光腔内低温（150～170 K）、低压（5torr 以下），因此，为保证COIL 激光器连续出光，须不断排出光腔中出光反应后的尾气，以利于持续补充新鲜的增益介质，同时，还需要维持光腔内流动的稳定，保持光腔内合适的压力和温度条件［1-3］。引射式压力恢复系统主要由引射气源、扩压器、引射器、引射器集气室及排气消声段等组成［4］。作为引射式压力恢复系统的核心部段，引射器的主要作用在于将扩压器出口的工作气体引射到外界大气中去，实现系统的压力恢复；作为一种流体输送装置，引射器其基本原理在于利用引射喷嘴喷射形成高速射流的紊动扩散作用，使高压、低压两股不同的流体混合，并进行动量、质量交换，从而实现将低压流体转变为高压流体的目的［5-7］。

常用的引射气源主要包括压缩空气/氮气、蒸汽及高温燃气，相对于压缩空气、氮气等常温引射气源而言，高温燃气引射具有引射效率高、装置规模小等优势；相对于蒸汽引射气源来说，高温燃气引射消除了引射气体所含水分带来的马赫数提高造成的冷凝现象，因此，高温燃气引射凭借其特有的优势广泛应用于各行各业［5，8］，卜银坤［9］将高温燃气引射理论引入到工业锅炉领域，研制了锅炉烟气再循环的高温烟气引射器；徐万武［1］、CONNAUGHTON J C 等［10］将高温燃气引射应用到化学激光器及负压/真空抽负系统；文彬等［11］利用高温燃气引射开展了航空发动机排气推力性能研究。高温燃气的产生装置主要为燃气发生器，在结构形式上则以火箭发动机（含液体火箭发动机及固体火箭发动机）及航空发动机燃烧室结构为主。其中，基于液体火箭发动机燃烧室结构的燃气发生器通常需要配置冷却系统，导致系统体积庞大、结构复杂；基于火箭发动机燃烧室结构的燃气发生器则难以实现可重复利用，经济性差，因此，基于火箭发动机燃烧室结构的燃气发生器不符合压力恢复系统小型化、经济性等要求。创新性地将航空发动机原理应用于高温燃气引射气源设计，基于航空发动机燃烧室结构设计的燃气发生器采用了高效的气膜冷却技术，摆脱了基于液体火箭发动机燃烧室结构的燃气发生器所需的水冷系统；在燃烧推进剂选择上，可考虑空气与酒精组合，容易获取且价格低廉，综合满足了压力恢复系统机动性与经济性等要求。然而，现有的公开文献关于该结构形式的燃气发生器在压力恢复系统中的应用报道较少。

本文为响应引射式压力恢复系统领域内小型化、机动化等需求，提出了一种采用航空发动机环形燃烧室结构的空气/酒精燃气发生器方案，并通过CFD 仿真软件开展了相关计算，获取了相关研究结果。

1 燃气发生器方案

根据引射系统要求的长时间工作（单次最长工作时间不小于50 s）、小型化（不附带额外的水冷系统）、高效（高温气源）及快启动（高能点火）等需求，设计了基于航空发动机环形燃烧室结构的燃气发生器。该燃气发生器的工作原理主要基于航空发动机燃烧室，但两者的应用场景、工作模式及工况等大不相同，主要包括以下几点：

（1）燃烧推进剂不同，常规航空发动机燃烧室推进剂以空气/航空煤油为主，而本文采用空气/酒精；

（2）来流空气条件不同，常规航空发动机燃烧室来流为压气机出口高温气流（最高可至600 ℃左右），而燃气发生器来流为高压储罐通过减压阀减压的低温空气（最低可至-20 ℃以下），来流条件相当恶劣；

（3）结构接口不同，常规的航空发动机燃烧室进出口为环形截面，而燃气发生器为圆形［12］。

因此，基于上述区别结合压力恢复系统实际需求，燃气发生器设计需在航空发动机燃烧室设计的基础上着重开展低温点火技术、燃烧组织方式、空气流量配比及结构尺寸布局等多项关键点设计。

燃气发生器整体水平横式布置（如图1 所示），主要结构组成包含扩压器、进气锥、燃烧室机匣、火焰筒、旋流器、离心式喷嘴、点火装置，主要设计参数如表1 所示［12］。

表1 燃气发生器主要设计参数Table 1 Main design parameters of gas generator

图1 燃气发生器结构示意图Fig.1 Structure diagram of gas generator

燃气发生器基本工作原理如图2 所示：来流高速空气进入扩压器后，在扩压器渐扩通道的作用下，气流速度逐渐降低至所需数值，经进气锥、帽罩分成2 路，一路经旋流器及火焰筒头部冷却孔进入主燃区，其中轴向气流通过一、二级旋流器通道后形成高速旋转气流，在燃烧区域形成有利于火焰稳定的回流区，并与喷嘴一次雾化后的液雾共同作用形成二次雾化，在回流区形成一个易于被高能点火电嘴点燃的燃料与空气混合微团，该微团点着后在主燃区内快速混合燃烧生成高温燃气；另一路空气则进入火焰筒与燃烧室机匣形成的内外环二股通道，分别通过火焰筒壁面上的主燃孔、掺混孔及冷却孔进入火焰筒。其中，通过主燃孔进入火焰筒的空气射流一部分被卷入主燃区参与燃烧，另一部分流向火焰筒下游参与混合；经掺混孔射流进入火焰筒中心的空气与高温燃气进行掺混，以调节燃烧室出口温度分布。此外，经冷却孔进入火焰筒的气流则在火焰筒壁面形成气膜保护层，用于冷却火焰筒壁面，以防出现高温烧蚀［12-13］。

图2 燃气发生器工作原理图Fig.2 Working principle diagram of gas generator

喷嘴性能的优劣直接影响到燃气发生器的点火性能与燃烧效率，为实现燃气发生器可靠、高效、稳定燃烧，本方案中采用双路离心式喷嘴（如图3 所示），结合两级轴向旋流器共同工作，设计工况下对应的喷雾锥角（双层）分别为100°、70°，索太尔平均直径（Sauter mean diameter，SMD）为45 µm；后期通过喷雾试验验证结果为喷雾锥角（双层）分别为103°、72.5°，索太尔平均直径（SMD）为40 µm［12］。

旋流器是火焰筒的重要组成部分，主要作用在于使得火焰筒头部进入主燃区的轴向气流通过剪切旋转形成点火回流区，本文采用的是两级直叶片轴向旋流器，且两级旋流器气流旋转方向相反。此外，一级旋流器出口带文氏管，二级旋流器出口带套筒；旋流器通过曲面环形件帽罩包裹，其作用在于增加头部进气压差以及减少压力损失［13］。

火焰筒壁面采用多斜孔气膜冷却技术，进入火焰筒与燃烧室机匣形成的内外环二股通道的空气通过火焰筒壁面均匀分布的大量倾斜小孔进入火焰筒，在火焰筒内壁面形成一层均匀的保护气膜，将火焰筒内高温燃气与金属壁面隔开，有效降低高温燃气与金属壁面的对流传热，可使火焰筒壁面温度控制在金属长期许用工作温度下。

为保证燃气发生器在低温进气条件下可靠点火，拟采用2 支高储能及高频率的高能电火花塞作为点火装置。火花塞拟安装于旋流器下游，并布置在燃气发生器壳体轴向同一截面，轴向夹角呈60°，火花塞具体轴向位置需通过数值仿真结合理论计算综合选取。

2 数值计算

为验证燃气发生器设计的合理性，包括空气流量的配比、主燃孔与掺混孔的射流深度、点火区域的设置等，通过仿真软件计算研究了燃气发生器内部的速度场、压力场及温度场等。

2.1 数值方法

在计算燃气发生器内燃烧反应物的燃烧时，采用基于组分输运的酒精空气总包有限速率化学反应模型，即假定燃料完全燃烧转换为H2O 和CO2，对应的化学反应方程为

化学反应过程的定义取决于化学计量数、形成焓及反应率等相应参数，而反应率则通过假定湍流混合为有限比率的交互过程以及用涡耗散模型模拟湍流化学作用来确定。

本文采用Fluent 12.1 流体仿真计算软件，求解器选用基于密度（density-based）的稳态三维求解器，湍流则采用realizablek-ε模型，计算过程中燃烧反应物的物性参数随温度变化而变化［14］。

2.2 网格及边界条件

考虑到计算资源的限制，计算模型作一定的简化，包括计算区域选取整模型的1/8 扇形区域，并在网格制作过程中，将对称面做周期性网格边界处理，此外，未对火焰筒壁面多斜孔进行实际建模，相应地修正了该部分空气流量配比；采用专业网格生成软件ICEM 12.1 对计算区域进行网格划分，由于计算区域结构复杂，在此采用了非结构网格，在旋流器、喷嘴、主燃孔、掺混孔及冷却孔等附近进行了加密，通过网格无关性验证以后，最终采用的网格量约600 万，计算区域及网格如图4 所示。

图4 计算模型及网格Fig.4 Computing model and grid

边界条件设置如表2 所示，酒精以液态形式垂直喷射进入燃烧室，采用的喷雾模型简化处理，省略了基本的雾化过程，酒精液滴的尺寸大小与分布直接根据喷嘴雾化实验给定，计算输入流量为表中流量的1/8［12，15-16］。

表2 计算边界条件Table 2 Calculation boundary conditions

3 结果及讨论

3.1 燃气发生器冷态流场

图5 给出了冷态条件下燃气发生器内的压力分布，可知，燃气发生器入口平均总压为3.5 MPa，出口平均总压约为3.38 MPa，总压恢复系数为96.7%，优于设计技术指标。

图5 燃气发生器冷态压力场Fig.5 Cold pressure field of gas generator

图6，7 分别给出了冷态条件下燃气发生器内的速度场及速度矢量场。可以看出，空气进入燃气发生器通过突扩扩压器后减速，扩压器与燃气发生器内外环二股通道交界面无明显气流分离现象，此外，尽管帽罩内部气流存在一定的回流，但进入帽罩内的气流基本不存在溢出。进入帽罩内的气流经过两级旋流器后在火焰筒头部主燃区内形成了2 个对称的回流区（图中红色圆圈标识处），回流区内空气与酒精混合气的气流速度较低，适宜在此处布置高能点火装置；通过回流区的气流低速稳定，结合高能点火装置产生的高温，可瞬间点燃回流区内空气与酒精形成的混合微团，因此，火焰筒头部主燃区内的回流区对于燃气发生器的点火可靠性、点火速度及增强燃气发生器的燃烧稳定性均具有非常重要的作用。

图6 燃气发生器冷态速度场Fig.6 Cold velocity field of gas generator

再者，通过燃气发生器冷态速度场及速度矢量场可知，通过主燃孔与掺混孔的空气射流均已进入火焰筒核心区域，可实现参与燃烧、掺混及调节燃气发生器出口温度分布等作用，表明主燃孔与掺混孔的穿透深度满足设计需求，同时验证了空气流量分配方案的合理可行。

3.2 燃气发生器热态流场

图8，9 给出了燃气发生器燃烧速度场及速度矢量场，可以看出，相比冷态条件下，热态条件下下游的背压增大，造成火焰筒主燃区内的回流区有所向上游迁移，但偏移量很小；回流区尺寸略微减小，但回流区仍比较明显，利于燃气发生器的点火与燃烧组织。

图8 燃气发生器燃烧速度场Fig.8 Combustion velocity field of gas generator

图9 燃气发生器燃烧速度矢量场Fig.9 Combustion velocity vector field of gas generator

图10 给出了燃气发生器燃烧的温度场分布。可知，燃烧主要集中在火焰筒主燃区，未燃烧完成的燃料则在主燃孔与第1 排掺混孔之间的过渡段内参与燃烧，直至第1 排掺混孔后燃烧基本完成；火焰筒主燃区温度较高，最高达到2 300 K，在主燃孔与掺混孔的空气射流掺混作用下，燃气发生器出口截面的平均温度大约为1 092 K，与设计值基本保持一致。

图10 燃气发生器燃烧温度场Fig.10 Combustion temperature field of gas generator

为了验证计算结果的可靠性，首先采用了理论计算方法对燃气发生器出口截面的平均温度进行了估算，并将理论估算结果与数值计算结果进行对比，理论计算过程如下［17-18］：

（1）与燃气发生器设计参数保持一致，理论计算对应的酒精/空气余气系数为3.0，根据反应系统的热力学第一定律对燃料燃烧产物的平均温度进行粗略估计。1 mol 酒精燃烧释放的热量可表示为

式中：Δhf，CO2，Δhf，H2O，hf，C2H5OH分别表示二氧化碳、水及酒精组分的标准生成焓。

（2）假定燃烧产物的温度为TR，燃烧产物的焓值变化可表示为

式中：Cp，i为各组分比热（Cp，CO2，Cp，H2O，Cp，N2及Cp，air分别表示二氧化碳、水、氮气及空气组分的比热）；ni为各组分的摩尔数；α为余气系数；T0为初始温度。计算所用物性参数如表3 所示。

表3 物性参数Table3 Physical parameters

式（3）中右边前3 项表示反应产物的焓值变化，第4 项表示多余空气的焓值变化。联合式（2），（3），可得燃烧产物温度为：TR=1 105 K。

通过将理论估算结果与数值仿真结果对比可以看出，理论估算得到的燃烧产物温度值与数值计算结果基本一致。由此表明，在不考虑酒精雾化蒸发的情况下，可以通过采用较为简单的燃烧模型，结合数值计算方法，对燃气发生器内流场结构以及燃烧产物温度进行估算，从而为燃气发生器的性能评估、工程化设计与优化提供重要参考。

为进一步验证数值仿真方法的合理可行性，将数值仿真计算得到的燃气发生器出口温度、监控点（监控点位置与实际测压点位置对应，如图11 所示红色圆点）压力值，与设计工况下的试验测量值进行了对比，其中燃气发生器设计工况下的试验测量温度曲线如图12 所示。由图可知，设计工况下试验所测的燃气发生器出口平均温度约1 123 K，与数值仿真值1 092 K（850 ℃）相比，误差约3%。图13 给出了数值计算与试验测量得到的压力对比，可知，两者的压力偏差不到2%，且与设计值的最大偏差不超过4%（含数值计算误差及压力传感器测量误差）。由此可见，上述对比基本验证了数值仿真计算结果有效可信。