高温升燃烧室贫油熄火特性数值研究

王成军，佟　飞，陈科华，陈保东，刘爱虢（沈阳航空航天大学航空航天工程学部，沈阳110136）



高温升燃烧室贫油熄火特性数值研究

王成军，佟飞，陈科华，陈保东，刘爱虢
（沈阳航空航天大学航空航天工程学部，沈阳110136）

摘要：利用Fluent软件，采用经过PIV试验验证过的Realized k -ε湍流模型，对中心分级燃烧室的燃烧流场进行数值模拟，计算确定出回流区大小、温度分布及特征截面。使用特征截面特征参数法及其判定准则，对该中心分级燃烧室贫油熄火极限进行预测，并对熄火过程火焰形状的成因进行分析。结果表明：随着油气比的降低，回流区温度降低且长宽尺度增大，贫油熄火时的油气比为0.005 83且火焰呈M型，与相关试验测试结果一致。

关键词：航空发动机；中心分级燃烧室；贫油熄火极限；油气比；特征截面；回流区

1　引言

增加发动机压比以提高循环效率和增加涡轮进口温度以提高单位推力，是提高航空发动机推重比最直接、最有效的方法，因此燃烧室部件设计将向高温升燃烧方向发展［1-2］。高温升燃烧室作为先进军用航空燃气轮机燃烧室的典型代表，能满足未来军用航空发动机的气动热力性能，达到高的推重比要求。随着推重比的提高，燃烧室总油气比将显著增加，慢车状态下贫油熄火时的油气比也会增大。目前的燃烧室设计中，主燃区在大工况下通常处于偏富油状态，小工况下处于偏贫油状态，故需确保燃烧室在大工况下无可见冒烟、小工况下稳定燃烧和可靠起动。随着燃烧室温升的增加，其工作油气比随之增加，但在发动机小工况下，仍要求在目前的燃烧室相应状态油气比下可靠工作。由此可见，高温升燃烧室要在更宽的油气比变化范围内可靠工作，需要兼顾大、小工况要求的主燃区设计技术［3-4］。常规燃烧室的结构设计已无法满足上述要求，中心分级燃烧室结构设计引起研究人员的重视。

中心分级燃烧模式由预燃级（也称值班级，由扩散火焰形成）和主燃级（由预混或扩散火焰形成）构成。小工况下预燃级起主要作用，能够改善点火和熄火性能。大工况下主燃级和预燃级共同发挥作用，两者燃烧相互耦合作用。为满足高温升需求，燃烧室总油气比需相应增大，故需增加主燃区进气量，但可能导致慢车状态下发生贫油熄火——这是导致燃烧室工作不稳定的一个重要因素。因此，拓宽中心分级燃烧室燃烧稳定工作范围十分必要，而贫油熄火时油气比的准确预测，对该燃烧室稳定工作范围的下限确定有着重要意义。

目前，国内外针对燃烧室贫油熄火特性的研究很多。Lebedev、Kutsenko等［5-6］发展了一套预测工业燃气轮机贫油熄火极限的火焰前锋法，利用非定常雷诺平均的方法求解流场，模拟了燃烧室内火焰前锋随时间的变化过程，并成功预测了贫油熄火极限。Sturgess［7］提出了贫油熄火的混合建模方法，并结合CFD计算了燃烧室内主燃区的流场，分析了流场结构，构建了等效反应器网络，解决了复杂流场中以化学动力学为主要特征的燃烧过程。张智博等［8］以贫油熄火过程中某些特征参数为依据，采用数值方法研究此参数的变化规律，从而预测得到燃烧室贫油熄火极限。张宝诚等［9］提出了燃烧流场特征法，并使用该方法预测了航空发动机主燃烧室的稳定工作范围。谢法等［10-11］用火焰体积的概念对Lefe⁃bvre模型中的结构参数项进行了改进，提出了火焰体积模型。本文利用文献［8］提出的特征截面特征参数法，针对一种中心分级燃烧室贫油熄火极限进行数值预测和熄火过程分析。

2　中心分级燃烧室结构及数值模拟方法

本文研究的中心分级燃烧室为单环腔结构，主要由值班级和主燃级组成（图1）。值班级主要用于提高燃烧稳定性，保证慢车工况下的燃烧性能；主燃级用于降低大工况下的NOX排放。其头部中心分级旋流器由2级燃油喷嘴和3级旋流器组成。第1级燃油喷嘴采用3点直射喷嘴，该喷嘴由2级旋向相反的径向旋流器包裹，其中第1级径向旋流器选用中等旋流数，用于辅助直射喷嘴雾化质量；第2级径向旋流器旋流数较第1级大，形成值班级中心回流区。第2级燃油喷嘴由8个直射喷嘴组成，并与第3级径向旋流器组成预混装置，以强化燃油雾化和油气混合。

图1 中心分级燃烧室Fig.1 Concentric staged combustor

数值模拟时，采用Realized k -ε湍流模型模拟湍流流动，采用PDF燃烧模型考虑燃烧反应速率，采用六通量热辐射模型考虑辐射换热。采用颗粒源项法处理气液两相之间的耦合，采用颗粒轨道模型模化液态燃料的喷射、雾化、蒸发和掺混等现象。采用SIMPLE算法对流场进行数值求解，近壁面区域内的流动采用壁面函数法处理，火焰筒出口截面采用流量修正以加速流场求解收敛［12-13］。坐标原点位于喷嘴中心位置，X方向为轴向，Y方向为切向，Z方向为周向。

3　特征截面特征参数法原理

3.1核心原理

航空发动机燃烧室在实际熄火过程中，主燃区先于回流区熄火，因此有必要监测燃烧室主燃区后更大截面上的温度变化范围。但该截面应与回流区距离较近，以敏感捕捉温度突变。为此，先建立与中心回流区相切的特征截面（图2），监测该平面上特征参数（温油变化比和油气比变化率）的变化规律，并依据发生贫油熄火的通用准则进行判定。

图2 中心回流区、特征截面与中心分级燃烧室相对位置示意图Fig.2 Central recirculation zone，feature section and concentric staged combustor relative position

3.2特征参数定义

特征参数准则是以特征截面上温度的突变作为判断依据［13］，因此特征参数——即温油变化比的定义为：

式中：φ为油气比，T为特征截面温度，n代表当前值，n - 1代表前一步的值。油气比变化率定义为：

3.3熄火判定过程

首先数值计算远离熄火极限时（油气比φ1）的流场形式，做出如前所述的特征截面，并得到该截面上的平均温度T1；然后在其他条件不变的情况下，使燃烧室进口油气比降低为φ2，并求得相应的特征截面平均温度T2和温油变化比Γ2；重复上述过程，直到φn + 1时温油变化比和油气比变化率超过临界值（即Γ＞5且Δφ＜0.03），认为发生了贫油熄火。

4　湍流模型准确性验证

中心分级燃烧室冷态流场计算准确性关系到燃烧室燃烧计算准确性，为此首先对该中心分级旋流器流场进行了二维PIV试验，以验证湍流模型选择的准确性。图3给出了PIV试验所得该旋流器中心截面的燃烧室流线图，与利用Realized k -ε湍流模型数值计算结果的对比，其中PIV试验结果选取上下涡比较接近对称的瞬时图像。可见，本文采用Realized k -ε湍流模型模拟所得流场流线图与PIV技术试验测量所得流场流线图，都存在两个基本对称的上、下环流区；上环流区数值计算旋涡的涡心比试验旋涡的涡心在位置上要滞后，而下环流区正好相反。虽然数值计算得到的上、下环流区旋涡大小与试验结果有些差别（由数值计算和PIV试验共同作用产生），但总的趋势一致，说明本文所选湍流模型具有一定的合理性。由于本研究中PIV试验误差影响因素要比数值模拟多且复杂，因此本研究中数值计算相比于PIV试验产生的误差更小，能更好地模拟真实流场；但PIV试验能更真实地反应流场总的发展趋势，起到趋势验证作用。下文研究主要采用数值模拟方法。

5　计算结果与分析

5.1回流区的确定

根据贫油熄火极限特征截面特征参数法原理，为得到燃烧室特征截面平均温度和其他相关特征量，首先需确定回流区大小。回流区的物理意义是由轴向速度u =0组成的单连通曲面，其内部均有u＜0。依据该原理在Fluent中可首先做出u＜0的面组，并确定其边界范围；然后通过Iso-Clip方法，可以在X、Y、Z三个方向通过调整坐标范围做出最终回流区。图4为计算的慢车状态下φ=0.008 31时的燃烧室流场，通过上述方法，可确定出回流区大小。图5为φ=0.008 31时速度沿Y、Z方向的分布。可见，回流速度VZ达15 m/s，燃气不断回流对火焰稳定和组织燃烧十分有利；切向速度VY在燃烧室中部以前变化较小，在到达掺混孔处有较大突变，而后变化较小。

5.2特征截面特征参数的确定

数值计算预测过程首先从慢车状态开始计算，调节主燃级燃油流量，待主燃级熄火后再调节值班级油量，待接近熄火时再调节主燃级燃油流量。这样经过多组数值计算，利用特征截面特征参数法预测原理［14］计算得到贫油熄火极限时的油气比。通过燃烧流场计算得到特征截面平均温度，利用特征截面特征参数法计算公式（式（1）和式（2），得到特征截面平均温度变化率、油气比变化率和特征参数值。图6给出了特征截面平均温度随油气比倒数的变化规律，图7给出了φ=0.008 31时回流区内的温度分布。从图6中可看出，随着油气比的减小（油气比倒数增大），特征截面平均温度降低。这符合随着燃油流量减少而空气量保持不变，燃烧室头部区域燃烧释放率降低，低温回流加大，致使温度降低的规律。可见，特征截面法作为一种贫油熄火判断方法合理。

图5 油气比0.008 31时速度沿燃烧室中心轴的分布曲线Fig.5 Speed distribution curve along the central axis of combustor（φ=0.008 31）

图6 特征截面平均温度随油气比的变化规律Fig.6 The change discipline of average temperature with fuel-air ratio

图7 油气比0.008 31时回流区内的温度分布Fig.7 Temperature distribution of recirculation zone （φ=0.008 31）

5.3贫油熄火预测过程

保持空气量不变，通过调节燃油流量逐渐降低油气比并监测64种工况，得到每种工况下的特征截面平均温度，再利用特征截面平均温度变化率计算公式得到其数值和油气比变化率。表1列出了临近熄火的前8个工况的计算结果。根据特征截面特征参数法的判断标准可以看到，φ=0.005 83时特征参数为437.085 6大于临界值5，油气比变化率为0小于0.03，故认为此时发生了贫油熄火。贫油熄火极限为其上一工况油气比，即φ=0.005 83。这与文献［15］中φ=0.004 20～0.006 10的试验结果符合较好，说明采用特征截面特征参数法准确、可靠。

5.4贫油熄火过程分析

图8、图9分别给出了油气比接近贫油熄火极限时，4个工况下的温度云图和CO2组分云图。从图8中可看出，保持空气流量不变，随着油气比逐渐降低接近贫油熄火极限时，头部燃烧区域逐渐降低，同时燃烧温度也随之降低。根据CO2浓度判定火焰长度的方法，从图9可看出，随着油气比的降低火焰长度逐渐缩短，在接近贫油熄火极限时火焰形状由饱满型逐渐接近M型，这与邹博文等［16］的熄火过程火焰图相吻合。这主要由于随着油气比接近熄火极限，回流区轴向负速度较大，回流的低温空气将火焰压短以及燃烧不充分所致。

图8 不同油气比时的温度场Fig.8 The temperature field with different fuel-air ratioContours of mass fraction of CO2

图9 不同油气比时的火焰长度Fig.9 The flame length with different fuel-air ratio

图10给出了不同油气比时的回流区大小。可见，φ=0.035 94时，回流区长度接近坐标0.15 m；φ=0.019 47时，回流区长度基本没有变化；油气比接近贫油熄火极限时，回流区长度接近坐标0.16 m，且宽度也随之增加。这主要是因为在高油气比时回流区内温度较高，燃烧释放率高，但随着油气比接近贫油熄火极限时，回流的低温空气较多，导致回流区内温度较低。

图10 不同油气比时的回流区大小Fig.10 Size of recirculation zone with different fuel-air ratio

6　结论

（1）随着油气比的降低火焰长度逐渐缩短，待接近贫油熄火时火焰由饱满型变成M型；

（2）随着油气比的降低，回流区内平均温度逐渐降低，回流区大小略有增加；

（3）通过特征截面特征参数法得到的贫油熄火极限油气比为0.005 83，略高于军用发动机慢车状态贫油熄火油气比0.005［1］，但与文献［15］中的试验结果吻合较好，表明本文数值计算结果具有实际参考价值。

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Numerical study on lean blow-out characteristics of high temperature rise combustor

WANG Cheng-jun，TONG Fei，CHEN Ke-hua，CHEN Bao-dong，LIU Ai-guo
（Faculty of Aerospace Engineering，Shenyang Aerospace University，Shenyang 110136，China）

Abstract：By using Fluent software，realized k -ε turbulence model verified by PIV test was selected for numerical simulation of combustion flow field，and the size of the recirculation zone，temperature distribu⁃tion and the feature section were calculated. Using the characteristic parameter of feature section method，the lean blow-out limit of concentric staged combustor was predicted and the causes of the flame shape were analyzed. The results show that with the decrease of fuel-air ratio，the temperature of recirculation zone reduces but length and width increase gradually，fuel-air ratio reaches 0.00583 and flame appears M pattern. The numerical results are good agreement with the experimental results.

Key words：aero-engine；concentric staged combustor；lean blow-out limit；fuel-air ratio；feature section；recirculation zone

中图分类号：V231.2

文献标识码：A

文章编号：1672-2620（2016）02-0001-06

收稿日期：2015-10-11；修回日期：2015-12-29

基金项目：国家自然科学基金（51476106）；辽宁省自然科学基金（2015020639）

作者简介：王成军（1967-），男，辽宁沈阳人，副教授，博士，主要从事航空发动机燃烧技术研究。