中心突扩燃烧室压强振荡试验研究

李 昊,于胜春,杨延强,张 勇,殷 哲

(1.海军航空工程学院飞行器工程系,山东 烟台 264001;2.沈阳农业大学工程学院,沈阳 110161;3.山东理工大学轻工与农业工程学院,山东淄博 255091)

0 引 言

中心突扩燃烧室是吸气式发动机(包括绝大多数的飞机发动机和部分冲压发动机)广为采用的一种燃烧室结构。振荡燃烧造成发动机工作不稳定,严重时可能造成发动机的熄火或飞行器的结构破坏。振荡燃烧是燃烧室中声、涡、化学反应等复杂物理化学过程非线性耦合作用的结果,并与发动机的结构形式、结构参数及工作参数有着密切关系。因此研究中心突扩燃烧室在冷流情况下压强振荡与燃烧室结构以及工作参数的关系有着重要的意义。

到目前为止,世界各国对该型燃烧室的流动过程进行了较多的研究,如Yu Kenneth[1-2]对中心突扩燃烧室进行了气体冷流和丙烷燃烧试验,测量了不同尺寸和流速时的振荡频率,并利用纹影技术对燃烧过程进行了拍摄,对振荡燃烧的本质作出了自己的解释。Kailasanath[3]等对中心突扩燃烧室涡声相互作用进行了数值模拟。Akbari P[4]也对该型燃烧室声场和流动的耦合关系进行了试验研究和数值模拟,分析了影响压强振荡频率的因素。Strakey[5]用二维PIV研究了冷流条件下旋流稳定中心突扩燃烧室的流动特性,并以此为据比较了不同方法数值模拟所得结果的可靠性。Sengissen[6]对分别中心突扩燃烧室冷态和反应条件下的流场特性进行了实验和数值模拟,分析了燃油调节结构所起的作用。

但由于燃烧室本身流动的复杂性,及人们对冲压发动机越来越高的要求,对其内部流动过程的研究远远没有结束。该文对不同突扩比模型,在不同的入口速度条件下,燃烧室各点的压强振荡进行了试验研究。以期找到压强脉动频率幅值与突扩比、入口速度以及测量位置的关系。

1 试验装置及模型结构

试验装置由断路器、变频器、高压离心风机、软连接、压力传感器、实验段和数据采集设备等组成(如图1所示)。风机为9-19-5.6A型11kW高压离心式风机,最大流量为3619m3/h,最大全压为7182Pa,可为该模型提供最大100m/s的入口速度;数据采集设备为NI公司USB-6251型16通道数据采集仪,可同时采集模型中多个测量点的压强脉动;压力传感器为RST1通用型压力传感器,其量程为±20kPa,零点误差为 ±0.1%FS,响应时间为 10-4s;变频器为CHF100-7R5G/011P-4型通用变频器,通过变频器改变风机输入电压的频率,从而改变风机的转速,达到调节入口速度的目的。软连接段内部安装了稳流叶栅,一方面是为了隔离风机的振动,另一方面是为了减弱风机叶片旋转扰动对实验段流场的影响。

图1 试验装置示意图Fig.1 Schematic of test rig

考虑到中心突扩燃烧室的对称性和研究的方便,取其一半进行研究;同时为了研究不同外形尺寸对流动过程的影响,分别设计了两种不同突扩比的模型：突扩比为2的模型A和突扩比为3的模型B。传感器分别安装于进气道a处、燃烧室b处、回流区c处和喷管入口d处(见图2、图3)。

图2 模型A尺寸(单位mm)Fig.2 Dimension of model A(mm)

图3 模型B尺寸(单位mm)Fig.3 Dimension of model B(mm)

2 试验结果及分析

2.1 来流稳定性分析

图4 不同速度时来流的压强频谱曲线Fig.4 Inflowpressure spectrum curve on different velocity

要使实验结果有意义,必须确保来流是稳定的,为此延长了软连接段的长度,并在其中安装了稳流网与导流叶栅。图4为未连接试验模型时,在稳流段测得的压强频谱曲线。由图可见,在入口速度为40m/s时未见突出的脉动频率,脉动仅由噪声组成;在入口速度为70m/s时,最大脉动幅值不超过10Pa,远低于图6中相应入口速度的脉动幅值,其脉动也主要由噪声组成。故来流的稳定性满足试验的要求。

2.2 入口速度对压强振荡的影响

图5是模型B中b传感器在入口速度连续变化时测得的压强脉动曲线(实测值为负压,为了方便理解,图中纵坐标取绝对值),从图中可以看出,随着入口速度的提高,压强整体脉动幅值越来越大,且有加速上升的趋势。

图5 不同速度时的压强脉动曲线Fig.5 Pressure oscillation curve on different velocity

图6给出了模型B中b传感器在不同入口速度时的压强频谱曲线,从图中可以看出：

(1)在入口速度为 20、30、……、90m/s时,脉动主频分别为 23Hz、34Hz、46Hz、57Hz、43Hz、50Hz、58Hz、65Hz。可见随着入口速度的增大,主频也有增大的趋势,但不是严格随入口速度的增大而增大。

图6 模型B不同入口速度时的压强频谱曲线Fig.6 Pressure spectrum curve on different velocity of model B

(2)在速度比较低的情况下,单一主频的振荡起主要作用,振荡幅值随速度的增大而增大,当振幅增加到一定值(图中120Pa左右)时,该主频的振荡趋于饱和,而次频振荡的作用逐渐增大。根据不同模型不同位置的测量结果,该饱和值各不相同,可见振荡饱和振幅与模型结构以及测量位置密切相关。

(3)在20-30Hz区域虽然没有形成突出的优势频率,但整体上都有不小的振幅,在整个频域上占有重要的位置。这一点在入口速度较大时尤为明显。

2.3 突扩比对压强振荡的影响

模型的突扩比不同,则回流区长度和湍流强度不同。为了研究突扩比对压强振荡的影响,比较两个模型中 c点(图2、图3)的测量结果,见表 1。

表1 两种模型振荡频率和幅值的比较Table 1 Comparison of oscillation frequency and amplitude of two model

由表可见两模型的主频几乎一致,说明突扩比对压强振荡频率的影响很小。在低速情况下,模型A的主频幅值高于模型B的主频幅值;在高速情况下,模型A的主频幅值低于模型B的主频幅值,但次频幅值则相反。说明在高速的条件下,小突扩比模型流场更易于受多个振荡频率的控制。另外,虽然整体脉动幅值随入口速度的增大而增大,但对于主频的脉动幅值则未必,如对于模型A,入口速度为70m/s时的主频脉动幅值小于入口速度为40m/s时的主频脉动幅值,而前者的次频幅值远大于后者,故此表中的结果与2.2节的结论并不矛盾。

2.4 燃烧室不同位置对压强振荡的影响

图7给出了模型A不同位置所测得的压强脉动曲线,其入口速度为80m/s。a、b、c、d点的脉动幅值分别为 1610Pa、1320Pa、1290Pa、1410Pa(剔除 1%的最大值)。可见,位于进气道的a点压强脉动幅值最大,位于回流区的c点压强脉动幅值最小,而位于燃烧室中部的b点以及位于喷管入口的d点的压强脉动幅值处于前二者之间。进气道(a处)压强脉动幅值较燃烧室(b、c、d处)高14%-25%。

图8为模型B不同位置所测得的压强脉动曲线,其入口速度同样为80m/s。a、b、c、d点的脉动幅值分别为 1630Pa、1380Pa、1070Pa、1450Pa。同样可以得到：位于进气道的a点压强脉动幅值最大,位于回流区的c点压强脉动幅值最小,而位于燃烧室中部的b点以及位于喷管入口的d点的压强脉动幅值处于前二者之间。进气道(a处)压强脉动幅值较燃烧室(b、c、d 处)高 12%-52%。

图7 模型A不同位置压强脉动曲线Fig.7 Pressure amplitude curve on different location of model A

可见,对于不同突扩比的模型均有进气道中的压强振荡幅值大于燃烧室中的压强振荡幅值,回流区的压强振荡幅值较其它位置要小,而随着突扩比的增大,这一点更为明显。

3 结 论

根据对中心突扩燃烧室压强振荡的试验研究,可以得出如下结论：

(1)压强整体脉动幅值随入口速度的增大而增大,但主频脉动幅值则未必;

图8 模型B不同位置压强脉动曲线Fig.8 Pressure amplitude curve on different location of model B

(2)随着入口速度的增大,脉动主频也有增大的趋势,但不是严格随入口速度的增大而增大;

(3)在速度比较低的情况下,单一主频的振荡起主要作用,振荡幅值随速度的增大而增大,当振幅增加到一定值时,该主频的振荡趋于饱和,而次频振荡的作用逐渐增大;

(4)对于同一入口速度,燃烧室不同位置,压强脉动的幅值不同,进气道流场的压强脉动幅值最大,回流区流场的压强脉动幅值最小,而随着突扩比的增大,这一点更为明显。

[1]YU K H.Low-frequency pressure oscillations in a model ramjet dump combustor[D].Berkeley：University of California,1989.

[2]YU K,T ROUVE A,KEANINI R,et al.Low frequency pressure pscillations in a model ramjet combustor-The Nature of Frequency Selection[J].AIAA-89-0623,1989.

[3]KAILASANATH K,GARDNER J H,BORIS J P,et al.Numerical simulations of acoustic-vortex interactions in a central-dump ramjet combustor[J].J.Propulsion,1987,3(6)：525-533.

[4]AKBARI P,GHAFOURIAN A,MAZAHERI K.Experimental investigation of combustion instability in an axisymmetric laboratory ramjet[R].AIAA-99-2103,1999.

[5]STRAKEY P A,YIP M J.Experimental and numerical investigation of a swirl stabilized premixed combustor under cold-flow conditions[J].Journal of Fluids Engineering,2007,129：942-953.

[6]SENGISSEN A X,Van KAM PEN J F,HULS R A,et al.LES and experimental studies of cold and reacting flow in a swirled partially premixed burner with and without fuel modulation[J].Combustion and Flame,2007,150：40-53.