某型航空发动机燃烧室等离子体助燃的数值研究

费 力，何立明，陈 一，邓 俊，雷健平，赵兵兵

某型航空发动机燃烧室等离子体助燃的数值研究

费 力，何立明，陈 一，邓 俊，雷健平，赵兵兵

(空军工程大学航空工程学院，西安 710038)

为开展等离子体助燃技术在航空发动机燃烧室中的应用研究，利用Fluent软件对某型航空发动机环形燃烧室进行了等离子体助燃的数值计算，设计了等离子体助燃的数值计算方案，对比分析了正常燃烧状态条件和等离子体助燃条件下的数值计算结果．结果表明：从主燃孔实施助燃后火焰筒内的高温区向主燃区移动，煤油在主燃区燃烧得更充分，燃烧室出口截面的平均温升增高约57.97K，燃烧效率提高约2.42%；出口处温度分布均匀性有所改善，燃烧室出口处截面温度的分布不均匀系数下降达21.82%；提高了燃料燃烧完全程度，燃烧尾气中CO的体积分数下降约13.58%，极大改善了燃烧室的性能．

航空发动机；环形燃烧室；等离子体助燃；数值研究

燃烧室是航空发动机的核心部件之一，被喻为发动机的心脏，其性能的优劣，将直接影响到发动机的性能、工作的可靠性和安全性，也直接决定了飞机的性能．发动机的尺寸不变时，涡轮前的燃气温度每次提高56℃，发动机的推力可增加8%～13%，发动机的循环效率可提高2%～4%[1]，按照推重比达到15～20，其单位推力应达到120～150daN·s/kg[2].对于燃烧室部件来说，燃烧室出口温度场的均匀性也是反映航空发动机先进性和可靠性的重要指标，而且还会对涡轮部件的耐久性和寿命产生影响[3]．

等离子体助燃作为一种新型的燃烧室强化燃烧技术，利用气体在等离子体激励器放电中的热电离、光电离、裂解等过程，形成具有化学活性的组分提高气体温度和湍流度，以提高燃烧化学反应速率[4-6]. 2006年，美国Applied Plasma Technologies公司[7]在等离子体助燃激励器的优化设计以及等离子体助燃效果等方面进行了深入的研究．2007年，国内何立明教授等[8-9]率先开展航空发动机的燃烧室等离子体点火与助燃技术探索性研究，对等离子体激励器的放电机理、等离子体动力学、燃烧化学反应动力学到两者的交叉融合等方面都有了较为清晰的认识．2008年，莫斯科物理技术学院的Starikovskii等[10]建立直流电场作用下的甲烷/空气混合气层流预混火焰一维与二维的模型，二维模拟结果表明当施加电场激励后会在燃烧器喷嘴位置产生与来流速度方向相反的体积力，降低来流速度大小，使得施加电场激励后轴线上不同位置CO2的质量分数都小于未施加电场激励时CO2的质量分数，燃烧效率提高．2011年乌克兰船舶制造国立大学的Serhiy研究团队[11]对某型低排放燃气涡轮发动机的燃烧室等离子体助燃效果进行了实验和数值仿真，仿真结果表明，施加等离子体助燃激励后燃烧室的温度分布得到改善．2013年，空军工程大学的Zhu等[12]对等离子体气动激励的放电等离子体、能量传递和流场响应的特性开展了系统建模仿真，得到随时间变化的基于放电过程的空间热源分布，进而也得到精准的温度场、压力场和速度场的响应特性．

然而，国内在等离子体助燃方面的研究还处在刚起步阶段，目前主要集中在激励器的研制和助燃机理的研究阶段，高昂的实验费用以及检测手段的影响，很大程度上限制了试验研究．因此本文开展了某型航空发动机燃烧室等离子体助燃的数值研究．本文首先建立了某型航空发动机环形燃烧室的简化模型；其次确立了通过主燃孔向燃烧室注入少量O、H以及OH的等离子体助燃方案；最后利用Fluent软件对某型航空发动机环形燃烧室进行了等离子体助燃的数值计算，进而得到了其在等离子体助燃条件下的特性，为今后等离子体助燃技术应用于航空发动机提供一定的理论参考．

1 计算模型及边界条件

1.1 几何模型建立及网格划分

本文研究的对象为某型航空发动机短环形、直流燃烧室，如图1所示．它共有28个头部，其中每一个都包含有一个旋流器和喷嘴．空气流经扩压器后，一部分经由旋流器进入火焰筒内；剩余的大部分进入二股通道，通过主燃孔、气膜冷却孔和掺混孔等通道进入火焰筒内．而主燃孔、气膜冷却孔和掺混孔均匀地分布在火焰筒壁面上，其中主燃孔在外壁面加工有56个，内壁面加工有42个；掺混孔在内外壁面各加工56个；气膜冷却孔在内外壁面加工较多，而且孔的半径也不尽相同，但其数量都是28的倍数．本文选取某型航空发动机环形燃烧室的1/14扇形段，即2个头部部分作为数值计算的几何模型．

图1 某型航空发动机燃烧室的基本结构

该型航空发动机的燃烧室结构十分复杂，并且在燃烧室内外机匣以及火焰筒壁上设计有许多小的细节结构，比如气膜冷却孔、小尺寸的凹槽和凸台、安装连接部位以及各种尺寸的倒角等．然而在数值计算中为了减少计算量，往往需要忽略掉这些对空气动力特性影响不大的小结构．图2为某型航空发动机燃烧室火焰筒简化后的几何模型，本文在保证几何模型尽可能与真实发动机燃烧室一致的同时，简化了许多影响不大的细节和结构．尤其需要特别处理火焰筒壁面上气膜冷却孔的简化．

为了解决气膜冷却孔的简化问题，有学者提出用填充多孔介质的狭缝代替冷却排孔的简化方案方案[13]．该方案虽然大大简化了模型的几何结构，但也造成简化后的模型与真实发动机火焰筒的周期性结构存在较大差距．所以本文提出用少量较大直径的周期性分布的小孔代替原有气膜冷却排孔计算模型方案，其简化的标准是使小孔与原有气膜冷却孔具有相同的流量特性，保证不会因为简化气膜孔导致从二股通道进入火焰筒内的流量减小，进而使火焰筒内总的余气系数发生较大变化．按照本文的方案简化后气膜孔总数小于300个，而单个气膜孔的直径又不至于太小，这样既可以大大减少网格数量、保证网格质量又不至于跟真实情况有较大的差别．

图2 燃烧室火焰筒简化后的几何模型

考虑到计算精度和已有计算能力之间的关系，若是将整个计算区域用相同的网格密度划分，网格数将过大从而无法满足计算所承受的范围．因此，本文采用分块划分网格的方法，根据不同区域的空间尺度和几何特征对特殊部位进行局部加密，不仅满足了计算精度的要求，同时也大大地减少了网格数量．另外，对于形状较规则区域采用结构化的六面体网格进行划分，而对于其他结构复杂且对计算精度影响不大的区域采用非结构网格来划分．

本文列举了2000万和2500万网格的划分方案，最终确定2000万网格的划分方案．燃烧室火焰筒壁面网格生成情况及局部网格生成情况如图3所示，燃烧室内整体计算域网格生成情况如图4所示，在基本满足计算精度的条件下符合已有计算平台能力的要求．

图3 燃烧室火焰筒壁面网格及局部网格

图4 燃烧室内的整体计算域网格

1.2  数学模型及数值求解方法

本文采用的湍流模型为标准模型[14-16]，湍流动能方程和湍流耗散率方程可以通过式(1)和式(2)得到.

在真实情况下某型航空发动机燃烧室所使用的是双油路压力雾化喷嘴，本文根据其工作原理，选择了使用压力雾化喷嘴(pressure-swirl atomizer)模型．Fluent软件中的压力雾化喷嘴模型是线性化不稳定液膜雾化模型(LISA)，由Schmidt等学者提出．该模型分为液膜形成阶段和液膜破碎雾化阶段．一般认为，液膜的破碎是空气动力学不稳定性造成的，使液膜破碎成线状碎片，然后线状碎片由于不稳定的扭曲破碎成液滴．液滴被打碎后，喷雾雾锥的进一步形成则由碰撞、聚合、阻力及二次破碎等因素决定．

航空发动机燃烧室内的燃烧属于湍流燃烧模型，它包含有大量复杂的化学反应[17]．在湍流燃烧中，湍流流动和化学反应的过程既相互关联又相互影响，所以选择合理并且经济的湍流燃烧模型是航空发动机燃烧室数值计算的关键步骤．本文采用了涡耗散概念模型(EDC)来模拟燃烧室的湍流燃烧过程．

航空发动机燃烧室采用的燃料为煤油，计算时的模拟燃料为C12H23，氧化剂为空气．由于燃料燃烧反应十分复杂，本文简化为12组分10步反应的燃烧反应机理[18-19]，具体如表1所示．

表1 煤油(C12H23)燃烧反应机理

Tab.1  Combustion reaction mechanism of kerosene(C12H23)

考虑到滑动弧放电产生非平衡等离子体对燃烧室进行助燃时，其化学效应相比于温升效应和气动效应对助燃过程影响最为显著[20-21]，并且在放电所产生的活性粒子中，对助燃起主要作用的是O、H原子和活性基OH[22]，因此本文采用向燃烧室加入O、H和OH的方式来模拟等离子体助燃，两种助燃方案下三种粒子的注入量如表2所示．

表2 不同助燃方案下各活性粒子的数量

Tab.2 Quantity of active particles under different as-sisted combustion schemes      kg/(m3·s)

1.3 边界条件设置

进口边界设为流量进口，流量为0.1079kg/s，进口温度为常温305K，进口湍流强度为5%，水力直径为0.0224m．出口边界设定为压力出口，出口湍流强度为5%，水力直径为0.035m．环境压力为0.19MPa．

壁面均设为光滑壁面无滑移条件，离散相边界条件类型除火焰筒两侧的观察舷窗外均设为trap型，即燃油颗粒碰到壁面后终止轨迹追踪，对于蒸发型颗粒，其全部质量瞬时转化为气相并进入与壁面相接的网格中．为了与实际试验中的条件对应，将两侧舷窗边界条件设为壁面且为reflect型．

某型航空发动机的喷嘴为双油路离心喷嘴，喷雾类型选择压力雾化喷嘴，每个喷嘴的代表粒子数设为400，副油路喷嘴设置在主油路喷口前0.0005m的位置上，喷雾方向沿喷嘴的轴线方向；燃油温度设为360K，离散相为C12H23；燃油流量根据试验时的供油量确定，当余气系数＝1时，每个喷嘴流量为0.003743kg/s；副油路的喷雾半锥角为40°；为了与实验数据相匹配，喷嘴来流压力设定为0.4MPa．

2 计算结果验证

数值计算中可以通过壁面+值来检查近壁面的网格，用以衡量网格质量是否达到计算要求．图5为选用标准-模型标准壁面函数条件下的燃烧室火焰筒壁面+值的分布情况，从图中可以看出，火焰筒壁面大部分区域的+值都在30～200的范围内，只有火焰筒头部及供油管路附近的+值在300左右，这主要是因为火焰筒外头部及油路靠近燃烧室扩压器，而扩压器位置的速度还比较大．但此处+值较大对火焰筒内部的流动影响不大，可以忽略不计．总体来说，对几何模型的网格划分是满足所选用的湍流模型的适用条件的．

图5 标准壁面函数条件下火焰筒壁面y+值的分布

对于稳态数值模拟，需要确定计算所用的网格数量与计算获得的结果之间无关联．图6为燃烧室出口平均温度径向分布的实验与不同网格条件下计算结果对比示意图．从图中可以看出，仿真计算的结果与实验的结果还存在一定的差异，这是因为航空发动机燃烧室的燃烧过程十分复杂，存在流场的非定常性、喷雾质量的不稳定性、辐射换热的热损失等等诸多不确定的因素，尤其是针对目前先进发动机宽压力、强湍流的燃烧模拟，想要准确找到一种建模和数值方法是十分困难的．与此同时，燃烧仿真相比于流体、传热结构强度等方面仿真的精度还比较低，想要完全与实验结果相符难度也非常大[23-24]．另一方面，在试验中由于受到测量设备局限性的影响，所采集到的温度数据相比于理论值偏小．考虑到总体上仿真与实验结果变化的趋势是基本上吻合的，可以认为该仿真结果在微观模拟的方面具有一定的参考价值．此外，从图中还可以看出，在网格数约为2000万和2500万的条件下，燃烧室出口平均温度径向分布的计算结果基本吻合．考虑到已有计算机的计算能力和计算效率，本文最终在计算区域生成的总网格数约为2000万，满足相关计算的要求，且与计算所得结果并无关联性．

图6 燃烧室出口平均温度径向分布的实验与计算结果对比

为便于观察和描述航空发动机燃烧室数值计算的结果，选取过右侧头部中心截面作为观察面，如图7所示．需要说明的是，由于该型航空发动机的内外环主燃孔、掺混孔的数目和位置不一致，选取的观测截面不能同时通过所有主燃孔、掺混孔，所以得到的计算结果，尤其是流场情况并不能像理论上的内外环主燃孔射流对射．为了更好地验证仿真计算的结果，本文选取某型航空发动机环形燃烧室的2个头部，即1/14扇形段加工成试验段，试验段主要包括入口整流段、燃烧室核心试验段、出口温度场测量段以及出口整流段，在正常燃烧状态下，余气系数＝1时燃烧试验拍摄的照片如图8所示．而图9为在相同状态下的数值计算结果(选取过右侧头部中心截面作为观察面)．对比图8和图9，通过观察主燃孔射流位置和高温区分布等发现，数值计算结果跟试验拍摄的结果比较接近，宏观上模拟计算的效果也比较好．

综上所述，本文数值计算得到的结果具有一定的可信度和参考价值．

图7  过右侧头部中心截面的观察面

图8 a＝1条件下燃烧试验拍摄照片

图9 a＝1条件下燃烧的数值计算结果

3 助燃方案设计及效果分析

3.1 助燃方案设计

对于目前典型的航空发动机环形燃烧室来说，头部进气量约占总进气流量的20%、主燃孔引气量约占20%、气膜冷却引气量约40%[25]．图10为数值计算得到的观测截面的速度矢量图，根据该型航空发动机燃烧室的流动过程和组织燃烧特点采用了从主燃孔实施助燃的方案．

本文通过从燃烧室火焰筒外环上的4个主燃孔和内环的3个主燃孔添加少量具有化学活性的粒子(O、H、OH以及O2)，以此模拟试验中从主燃孔喷入等离子体实施助燃的过程．设想这些粒子从主燃孔进入燃烧室主燃区的流动过程如图10所示，一部分通过回流的作用进入主燃区助燃，另一部分流向下游，在补燃区和掺混区实施助燃．

图10 活性粒子进入燃烧室的示意

3.2 计算结果分析

航空发动机燃烧室观测截面在正常燃烧状态和实施等离子体助燃条件下(＝1时)数值计算的温度场分布如图11所示．对比图11(a)、(b)和(c)发现，实施等离子体助燃后，高温区的范围增大，而且高温区开始向主燃区方向移动，表明在活性粒子的参与下，燃料在主燃区燃烧得较为充分，这与图10中的粒子运动轨迹相吻合．化学能转化释放出更多热能以增加气体的焓值，火焰筒内部的组织燃烧过程朝着有利的方向发展．由于燃料在主燃区的充分燃烧，燃烧室出口剩余的未完全燃烧的燃料减少，一方面降低了出口截面的温度峰值，另一方面也改善了出口温度场的均匀度，这会使得燃烧室出口高温燃气对涡轮叶片的烧蚀得到明显的改善．

图11 等离子体助燃条件下和正常燃烧状态下(a＝1时)观测截面数值计算的温度场分布

进一步观察该截面在实施等离子体助燃条件下(＝1时)和正常燃烧状态下观测截面的CO体积分数分布云图，如图12所示，也印证了上述的观点．对比图12(a)、(b)和(c)发现，实施等离子体助燃后，CO较高体积分数范围向燃烧室的主燃区集中，在下游掺混区CO体积分数明显减弱；尤其是在出口位置，实施等离子体助燃后CO体积分数水平显著小于没有助燃的正常燃烧状态．说明从主燃孔释放的活性粒子在主燃区参与到燃烧的化学反应中，加速了燃烧反应的进行，促进了燃料的充分燃烧，使得出口剩余的未完全燃烧的燃料明显地减少．而对比两种助燃方案来看，当3种活性粒子的加入量为0.1kg/(m3·s)时，主燃区燃烧得更加彻底，出口处的温度峰值有所降低且均匀性更好，明显优于当3种活性粒子的加入量为0.05kg/(m3·s)时的情况，这说明等离子体助燃效果会随着离子浓度增大而愈加明显.

图12 等离子体助燃条件下和正常燃烧状态下(a＝1时)观测截面数值计算的CO体积分数分布

进一步观察燃烧室在实施等离子体助燃条件下和正常燃烧状态下(＝1时)出口截面温度和CO的分布情况，如图13和图14所示，不难看出，实施等离子体助燃后由于煤油在上游的主燃区燃烧得比较充分，因此出口剩余燃料的再次燃烧会明显减弱，高温区域减少，CO的体积分数峰值减小，分布范围也会减小，使得燃烧室的尾部更多地作为燃气的掺混区，而非剩余燃料的再燃区．计算得到正常燃烧状态下出口截面平均温度约为2139.71K，在两种实施等离子体助燃条件下的平均温度分别为2168.03K和2176.43K，提高约1.36%和1.72%，燃烧效率也分别提高了1.38%和1.81%．同时可算得正常燃烧状态下出口截面温度不均匀系数为0.6995，在两种实施等离子体助燃条件下的温度不均匀系数分别为0.5864和0.5469，减小达16.17%和21.82%，燃烧室出口温度的不均匀性得到改善．计算得到正常燃烧状态下燃烧室出口截面的CO平均体积分数为14374×10-6，而在两种实施等离子体助燃条件下燃烧室出口截面的CO平均体积分数分别为12856×10-6和12422×10-6，减小达到10.56%和13.58%．对比之下，助燃方案2比助燃方案1的助燃效果更加显著，说明等离子体浓度越高，助燃效果越好．

为了更加直观地对比实施等离子体助燃前和后燃烧室的性能改变，进一步对燃烧室出口温度场及燃烧效率进行计算．得到发动机燃烧室在不同余气系数下(＝0.8～4)出口平均温度及其增量，如图15所示．通过观察，在不同的余气系数下，等离子体的加入都不同程度上提高了燃烧室出口的平均温度，尤其是在燃烧室富油的情况下(＝0.8)温度提高效果显著，而在贫油的情况下，温度提高得不明显．这是因为在富油的情况下，一部分燃料没有得到充分燃烧，在实施等离子体助燃之后，O、H和OH等活性粒子促进了这些燃料更加充分地燃烧，放出更多热量，所以温度提高较为明显．而燃烧室在不同余气系数下(＝0.8～4)燃烧效率及其增量的变化情况如图16所示，从图中同样可以看出实施等离子体助燃之后活性粒子对于燃烧效率的提高也发挥了重要作用，特别是在燃烧室富油的情况下(＝0.8)效率提高效果显著，燃烧效率最多可以提高2.42%，极大地改善了燃烧室的性能．同时，这也验证了以上的仿真结果并非偶然．

图13 等离子体助燃条件下和正常燃烧状态下(a＝1时)出口截面数值计算的温度场分布

图14 等离子体助燃条件下和正常燃烧状态下(a＝1时)出口截面数值计算的CO体积分数分布

图15 出口平均温度及其增量

图16 出口燃烧效率及其增量

4 结 论

(1) 实施等离子体助燃后，高温区的范围增大，表明在活性粒子的参与下，燃料在主燃区燃烧得较为充分，化学能转化释放出更多热能以增加气体的焓值，同时CO较高体积分数范围向燃烧室的主燃区集中，在下游掺混区CO体积分数明显减弱，说明从主燃孔释放的活性粒子在主燃区参与到燃烧的化学反应中，加速了燃烧反应的进行，促进了燃料的充分燃烧，火焰筒内部的组织燃烧过程朝着有利的方向发展.

(2) 等离子体助燃效果随着粒子浓度增大愈加明显，特别是在燃烧室富油的情况下(＝0.8)，相比正常燃烧状态，燃烧室出口平均温度增高57.97K，提高了2.76%，燃烧效率提高约2.42%；燃烧室出口截面的CO平均体积分数减小达到13.58%；相比正常燃烧状态，实施等离子体助燃条件下出口截面的温度不均匀系数为0.5469，减小达21.82%，燃烧室出口温度分布的不均匀性得到改善．

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Numerical Study on Plasma-assisted Combustion in One Type of Aero-Engine Combustion Chamber

Fei Li，He Liming，Chen Yi，Deng Jun，Lei Jianping，Zhao Bingbing

(Aeronautics Engineering College，Air Force Engineering University，Xi’an 710038，China)

To carry out research on the applications of plasma-assisted combustion(PAC)in aero-engine combustion chambers，the numerical computation of PAC is conducted using software Fluent for one type of aero-engine annular combustion chamber．A numerical computation scheme of PAC is designed，and the computation results under normal and PAC combustion schemes are compared and analyzed．Results show that when PAC is performed in the primary holes，the high-temperature area in the flame tube moves towards the primary combustion zone，where kerosene is more fully burned．The average temperature rise increases by about 57.97K in the cross-section at the exit of the combustion chamber，and the combustion efficiency increases by about 2.42%．The non-uniformity coefficient of temperature distribution in the cross-section at the exit decreases by about 21.82%，therefore，the uniformity of temperature distribution at the exit is improved．The fuel combustion completeness is improved，and the concentration of CO in exhaust gas is reduced by about 13.58%．From the above results，it is shown that the performance of the combustion chamber is greatly improved．

aero-engine；annular combustion chamber；plasma-assisted combustion；numerical study

V231.2

A

1006-8740(2019)05-0451-09

10.11715/rskxjs.R201901001

2019-01-01．

国家自然科学基金资助项目(51436008；51806245)．

费 力（1994—  ），男，硕士，15991949595@163.com.

何立明，男，博士，教授，heliming369@163.com.