接力噴嘴不同徑向高度和方位角對加力燃燒室熱射流點火性能的影響

周開福，李 寧，張 琪

（中國航發貴陽發動機研究所，貴陽550081）

0 引言

航空發動機加力燃燒室常用的點火方式有預燃室點火、熱射流點火、催化點火和高能電嘴直接點火，其中熱射流點火具有點火可靠、點火系統質量輕、結構簡單等顯著優點，廣泛應用在現代航空發動機加力燃燒室中，尤其在沖壓發動機和脈沖爆震火箭發動機點火上備受關注。國內外做了一些研究性工作[1-7]。席文雄、王振國等[3-4]對沖壓發動機進行熱射流點火研究，實現了可靠點火；李建玲、范瑋等[6]對熱射流點火進行了探索性研究，發現熱射流點火可實現脈沖爆震火箭發動機的快速短距起爆。而有關熱射流點火在航空發動機加力燃燒室中的應用研究國內外鮮有報道。徐興平、張孝春等[8]對熱射流點火煤油自燃規律進行了試驗研究，為第4代軍用航空發動機加力燃燒室熱射流點火設計提供了初步試驗依據。

對于采用波瓣混合器的加力燃燒室，內涵流通過波瓣混合器產生的流向渦會影響熱射流火焰的傳播。而文獻[8]著重研究了煤油自燃延遲時間和距離隨氣動參數的變化規律，并沒有在加力燃燒室的流場中研究熱射流點火。在采用波瓣混合器的加力燃燒室基礎上研究熱射流點火的文獻很少，而針對波瓣混合器的機理、性能、試驗等的文獻較多[9-14]。因此，根據加力燃燒室波瓣混合器與穩定器布局形式開展熱射流點火的研究十分有意義。

本文以采用波瓣混合器的某型航空發動機加力燃燒室為研究對象，在其他條件不變的情況下，研究了熱射流點火性能隨接力噴嘴徑向高度和方位角的變化規律。

1 數值模型

1.1 幾何模型

由于加力燃燒室結構具有周向對稱性，取其1/6為計算域，如圖1所示。圖中，D為加力燃燒室入口外涵直徑；h為接力噴嘴實際徑向高度，即接力噴嘴到中心對稱軸距離；x軸為中心對稱軸，z軸為徑向，y軸與x、z軸相互垂直。定義波瓣混合器入口處x=0。對接力噴嘴徑向高度進行無量綱處理，即H=h/D。在其他條件相同的前提下，改變接力噴嘴徑向高度 H，取 H＝0.25、0.28、0.30、0.33；在其他條件相同的前提下，改變接力噴嘴方位角α，取α＝0°、5°、10°、15°。

加力燃燒室結構較為復雜，采用非結構化網格對計算域進行離散。采用5種不同網格數進行網格無關解研究，得出網格總數540萬滿足網格無關解。因此，數值模型網格總數選擇540萬，如圖2所示。

1.2 邊界條件及數值方法

圖1 計算域

邊界條件采用加力燃燒室的實際工況，內、外涵入口均采用質量入口邊界條件，離散項設為escape，給出質量流量和總溫；出口采用壓力出口邊界條件，離散項設為escape，給出靜壓和總溫。計算域兩側采用周期性邊界條件。穩定器壁面設為流固熱交換面，其余壁面均采用絕熱、無滑移固壁邊界條件，離散項設為trap。

Cooper等[15]采用數值模擬方法模擬某波瓣混合器流場，得出采用Realizable k-ε湍流模型數值模擬波瓣混合器的計算結果與試驗結果最為接近，故本文湍流模型也選用Realizable k-ε。就航空發動機加力燃燒室而言，燃油霧化模型一般采用顆粒軌跡模型（DPM模型）。由于接力噴嘴類型為離心噴嘴，噴嘴的射流源類型選擇錐形射流源，錐角設為78°。接力噴嘴的燃油燃燒屬于非預混燃燒，故燃燒模型采用非預混燃燒模型（Eddy-Dissipation渦耗散燃燒模型）。壓力項采用2階離散格式，對流項采用2階迎風格式離散，壓力與速度采用SIMPLE耦合算法，收斂殘差設為10-6。

1.3 數值方法驗證

為了驗證本文數值方法的可靠性，基于對該型加力燃燒室扇形段流場測試結果，采用Realizable k-ε湍流模型對其進行數值模擬。加力燃燒室出口和混合擴壓器出口測點無量綱總溫（測點實際總溫/加力燃燒室內涵入口總溫）的計算和試驗結果對比如圖3所示。從圖中可見，計算與試驗結果吻合較好。

圖2 整體網格及局部放大

圖3 無量綱總溫計算與試驗結果對比

建立文獻[8]中熱射流點火煤油自燃試驗研究數值模型，燃油霧化模型選擇DPM模型、燃燒模型選擇Eddy-Dissipation渦耗散燃燒模型對其進行數值模擬，煤油著火延遲距離計算與試驗結果對比見表1。

表1 著火延遲距離試驗與計算結果對比

從表中可見，計算與試驗結果較為吻合，相對誤差均在5%以內，說明選擇的燃油霧化模型和燃燒模型的計算精度較高。通過對波瓣混合器和熱射流點火自燃的試驗結果進行數值模擬發現，計算與試驗結果均能較好地吻合，說明本文的數值方法是可靠的。

2 計算結果與分析

2.1 熱射流點火未工作時的流場分析

在熱射流點火未工作時分析加力燃燒室流場，得出熱射流火焰的最佳傳播區域。加力燃燒室的工作流程為熱射流火焰首先點燃值班火焰，然后利用值班火焰點燃部分加力狀態和全加力狀態，同時考慮值班火焰快速沿周向傳焰，故熱射流火焰需傳到周向穩定器附近區域迅速點燃該區燃油并形成穩定的小火焰，小火焰利用周向穩定器周向傳焰功能迅速點燃整個值班火焰。穩定器尾緣截面上靜溫和氧氣質量分數分布如圖4所示。從圖中可見，熱射流火焰傳到周向穩定器附近的區域有3種（外涵2種，內涵1種），外涵有2種是因為內涵高溫燃氣受波瓣混合器波峰處產生流向渦卷吸作用入侵外涵冷空氣后導致該區氣體溫度升高，最終導致周向穩定器附近的外涵區域形成高溫和低溫2種不同區域；周向穩定器附近內涵區域氣流溫度和壓力高，氧氣相對充足，非常有利于點火，故為熱射流火焰傳播的最佳區域；周向穩定器附近外涵高溫區域氣流溫度高，氧氣充足，壓力相對較低，故為射流火焰傳焰的第2區域；周向穩定器附近外涵低溫區域氣流氧氣充足，壓力相對較高，溫度較低，故為射流火焰傳焰的最差區域。基于上述分析，熱射流火焰傳播區域最好選擇周向穩定器附近外涵高溫區域和內涵高溫區域，具體選擇時還要綜合分析航空發動機加力燃燒室的混合器與穩定器布局方式。

圖4 穩定器尾緣截面靜溫和氧氣質量分數分布

穩定器壁面溫度分布如圖5所示。穩定器高溫區主要分布在內徑向穩定器和環向穩定器2個局部區域，最高溫度約1000 K，這是因為內涵高溫燃氣通過波瓣混合器波峰處卷吸到外涵與低溫空氣進行熱交換提高了外涵區域的溫度，導致波瓣混合器波峰下游處外涵溫度升高，故環向穩定器出現2個局部的高溫區。

圖5 穩定器壁面溫度分布

2.2 熱射流點火工作時的流場分析

為簡便起見，主要分析不同射流噴嘴徑向高度下的流場。熱射流火焰子午面靜溫分布如圖6所示。從圖中可見，隨著徑向高度增加，熱射流火焰傳播距離逐漸縮短，同時傳播到穩定器下游區域從內涵區域逐漸向外涵區域移動；徑向高度越大，熱射流火焰的高溫區域越小；徑向高度越小，熱射流火焰越靠近內涵，內涵為高溫燃氣，氧氣質量分數相對較低，熱射流燃油不能在短距離內完全燃燒，從而拉長熱射流火焰的傳播距離；隨著徑向高度增大，熱射流火焰越靠近外涵，外涵空氣溫度低，氧氣質量分數較高，熱射流燃油在短距離內完全燃燒，同時熱射流火焰向外涵低溫空氣傳入大量的熱量，加快了熱射流火焰的耗散，從而熱射流火焰的傳播距離較短、高溫區域越小。在x/D=0.63截面上靜溫分布如圖7所示。從圖中可見，隨著徑向高度增加，熱射流火焰傳播到穩定器尾緣截面上的高溫區域（1400 K以上）后逐漸減小。當徑向高度H=0.25時，熱射流火焰受流向渦卷吸作用沿徑向拉長，受穩定器阻擋分成一大一小2簇火焰繼續往下游傳播，大的1簇射流火焰在內涵區域往下游傳播，小的1簇在外涵區域往下游傳播；當徑向高度H=0.28時，熱射流火焰受流向渦卷吸作用沿徑向拉長，受穩定器阻擋分成一大一小2簇火焰繼續往下游傳播，大的1簇射流火焰在外涵區域往下游傳播，小的1簇在內涵區域往下游傳播；當徑向高度H=0.30時，熱射流火焰受流向渦卷吸作用沿徑向拉長，傳播到穩定器尾緣截面上高溫區域與外伸徑向穩定器回流區完美貼合；當徑向高度H=0.33時，熱射流火焰更加靠近外涵區域，向外涵低溫氣流傳入大量的熱量，傳播到穩定器尾緣截面上高溫區域逐漸消失。

圖6 熱射流火焰子午面靜溫分布

圖7 x/D=0.63截面靜溫分布

2.3 穩定器壁溫分析

圖8 不同徑向高度下穩定器壁溫分布

不同徑向高度下穩定器壁溫分布如圖8所示。從圖中可見，隨著徑向高度增加，穩定器壁面高溫分布區域逐漸減小。隨著徑向高度逐漸增大，熱射流火焰逐漸靠近外涵區域，傳播到穩定器尾緣截面上區域由內涵逐漸向外涵移動，同時向外涵低溫區域傳遞的熱量越來越大，高溫區域逐漸減小，傳播到穩定器壁面時火焰區域逐漸減小到零，從而穩定器壁面高溫區域逐漸減小。徑向高度H=0.25時穩定器壁溫最高，高達1400 K左右，會導致穩定器局部燒蝕，嚴重影響穩定器的工作可靠性。

不同方位角下穩定器壁溫分布如圖9所示。從圖中可見，隨著方位角的增大，穩定器壁面高溫區域逐漸減小；方位角α=0°和α=5°時的穩定器壁溫最高，為1450 K左右，會導致穩定器局部燒蝕；方位角α=15°時穩定器壁面溫度最低，為1100 K左右。在方位角從0°增大到15°的過程中，熱射流火焰受穩定器壁面阻擋區域越來越小，穩定器壁面高溫區域越來越小。

2.4 流阻特性

加力燃燒室沿流向截面的無量綱總壓定義為

由式（1）得出不同徑向高度下加力燃燒室無量綱總壓沿流向的變化規律，如圖10所示。從圖中可見，無量綱總壓沿流向逐漸降低，無量綱總壓曲線先較為陡峭后逐漸變緩；流過穩定器無量綱總壓驟然下降，降低0.02；在穩定器尾緣下游，隨著徑向高度增加，無量綱總壓曲線由下往上排列。這是因為內外涵流體流過波瓣混合器后生成的流向渦強度大，隨著流向渦往下游發展，流向渦強度逐漸增強，在流向渦強力摻混的作用下能量損失較大，無量綱總壓劇烈減小，故無量綱總壓曲線前段比較陡峭；當流向渦強度擴展到最大時，受流體黏性和湍流耗散作用進入渦耗散階段，強度逐漸減小，摻混強度逐漸減弱，能量損失逐漸減小，故無量綱總壓曲線趨勢逐漸變緩；流體流過穩定器受逆壓梯度影響，在節流作用下流體能量損失急劇增大，無量綱總壓急劇降低；隨著徑向高度增大，熱射流火焰逐漸靠近外涵，逐漸靠近波瓣混合器生成流向渦核心區，受流向渦影響熱射流火焰發生振蕩，能量損失越大，無量綱總壓越小。熱射流工作時，流體熱阻損失增大，無量綱總壓減小，故熱射流未工作的無量綱總壓曲線在熱射流工作的無量綱總壓曲線之上。在加力燃燒室出口截面處，熱射流導致的額外最大無量綱總壓損失約為0.007。

不同方位角下無量綱總壓沿流向的變化規律如圖11所示。從圖中可見，無量綱總壓沿流向逐漸降低，在穩定器前無量綱總壓曲線較為陡峭并逐漸變緩；流經穩定器無量綱總壓急劇降低，降低0.02；在穩定器后無量綱總壓曲線趨勢逐漸變緩并趨于平穩。在加力燃燒室出口處，隨著方位角的增大，無量綱總壓依次為 0.9498、0.9476、0.9472 和 0.9472；熱射流工作導致的額外最大無量綱總壓損失約為0.0056。

圖10 不同徑向高度下無量綱總壓沿流向分布

圖11 不同方位角下無量綱總壓沿流向變化

3 結論

在其他條件不變的前提下，本文研究了接力噴嘴不同徑向高度和方位角對熱射流點火性能的影響規律，得出如下結論：

（1）通過流場分析可知，熱射流火焰傳播到周向穩定器附近區域時最好選擇外涵高溫區域和內涵高溫區域。

（2）隨著徑向高度增加，熱射流火焰傳播到穩定器尾緣截面時高溫區域逐漸減小，其中在H=0.30時熱射流火焰傳播到穩定器尾緣截面上高溫區域與外伸徑向穩定器回流區完美貼合。

（3）隨著徑向高度增加，穩定器壁面高溫分布區域逐漸減小，其中在H=0.25時穩定器壁面靜溫最高，為1400 K左右，會導致穩定器局部燒蝕。

（4）隨著方位角的增大，穩定器壁面高溫區域逐漸減小，其中在方位角α=0°和α=5°時穩定器壁面溫度最高，為1450 K左右。