受限空間內三級旋流流場和燃燒性能研究

王志凱,江立軍,陳盛,劉逸博

中國航發湖南動力機械研究所,株洲 412002

航空發動機燃燒室的發展趨勢是高溫升、低污染、長壽命,因此對頭部旋流燃燒組織的設計和研發提出了新的挑戰。目前燃燒室頭部普遍采用的雙級旋流器[1-2]很難滿足上述發展要求。為進一步拓寬燃燒穩定工作范圍,提升燃燒室性能指標,國內外對三級旋流燃燒組織技術開展了相關研究工作,結果表明三級旋流器能較好地解決上述關鍵技術難點[3],具備顯著提升燃燒室性能的潛力,對改善現役或在研發動機的燃燒及排放性能具有重要意義。

針對三級旋流器,國內外學者研究了流量分配[3]、內外級旋流數[4-5]、葉片數和葉片安裝角[6-7]等設計參數對三級旋流流場特性的影響,獲得了油氣比及進口參數[8-10]、旋流角匹配[11]、噴嘴形式[12]等對三級旋流器燃燒室燃燒性能的影響,并對三級旋流器燃燒室的熄火性能[13-14]和出口溫度分布[15-16]等性能指標開展了試驗研究。上述研究結果驗證了三級旋流器作為先進燃燒室頭部方案的可行性和前景優勢。

在相關研究中,針對旋流器下游貼壁流場(本文中“貼壁”均指旋流場緊貼旋流器出口處的頭部導流板壁面)和錐形流場觀點不一。一種觀點主要基于熱結構熱防護方面考慮,認為旋流器出口流場應避免貼壁,要有適當的擴展角。如文獻[17-19]認為角回流區不可取消,否則會使得火焰穩定的主要區域向頭部壁面移動,火焰回流到頭部導流板,表面過熱容易造成結構損傷。文獻[20]認為設計中要保證旋流器出口具有典型的旋流流場結構,不建議使用氣流貼壁流場結構。另一種觀點主要基于不完全燃燒、積碳和燃燒不穩定性等方面考慮,認為旋流器出口流場要盡量防止角回流區的產生。如文獻[21]指出角渦的存在使得卷吸到頭部角回流區的燃油燃燒不完全,一方面造成燃燒效率降低,另一方面導致頭部壁溫偏高或積碳。文獻[22-23]表明角回流區會引發振蕩燃燒現象,并驗證了消除角回流區對抑制燃燒不穩定性的有效性。文獻[24]表明當渦流器出口為錐形段時對消除頭部回流區以及控制頭部壁面溫度效果明顯。相應地,目前常用的消除角回流區的途徑有頭部采用錐形過渡段以避免突擴[22-24],改變套筒與頭部導流板的距離[25],采用平滑套筒出口[17],在角渦區吹入冷氣[26]等。

上述研究成果為豐富和發展三級旋流器提供了參考,但是缺乏針對三級旋流器出口下游貼壁流場和錐形流場的差異分析,而且目前對這2種典型流場的觀點各異。因此,本文以三級旋流器為研究對象,通過改變三級孔結構特征實現流場形態轉變,并結合火焰圖像和霧化及燃燒試驗數據,探討三級旋流器貼壁流場和錐形流場特性及其對火焰形態、燃燒室性能指標的影響,為多級旋流燃燒組織設計、研發和應用提供技術支撐。

1 研究方案和試驗系統

1.1 方案參數

三級旋流器結構如圖1所示,其中第一、二級為反旋葉片式旋流器,第三級為徑向孔式旋流器。本文各方案旋流器差異在于第三級孔特征不同,其余結構參數均保持一致,具體方案見圖2。

圖1 三級旋流器示意圖Fig.1 Schematic of triple swirler

圖2 第三級旋流器示意和參數Fig.2 Schemes and parameters of tertiary swirler

1.2 試驗系統

1.2.1 空氣流場和油霧場試驗

空氣流場測試采用圖3(a)所示的德國LaVision公司的PIV(Particle Image Velocimetry)測量儀,主要包括激光器、相機、同步控制系統、計算機等,其中YAG激光器的功率為200 mJ,頻率為15 Hz,相機分辨率為2 048 pixel×2 048 pixel,曝光時間間隔為3 μs,速度測量精度為3%。采用液態植物油作為示蹤粒子,粒徑范圍為1～5 μm,試驗時進口總溫為常溫,旋流器進出口空氣壓差為3 000 Pa,進口壓力波動<±50 Pa。

油霧場和霧化性能測試采用如圖3(b)所示的噴霧測試試驗系統,主要由供油系統、供氣系統、激光器、光信號接收系統、照相機以及控制計算機等組成。試驗用油為3號噴氣燃料(RP-3),試驗參數見表1,通過照相機對噴嘴匹配旋流器下游的油霧場形態進行拍攝。供氣和供油壓差誤差為±0.5%,液滴平均粒徑SMD和液滴尺寸分布指數N值測試誤差為±5%。

圖3 流場和油霧場試驗系統示意圖Fig.3 Schematic of flow field and spray experimental system

表1 霧化試驗參數Table 1 Experimental parameters of spray

1.2.2 燃燒試驗

燃燒試驗系統主要包括空壓機、測試系統、供油系統、控制系統、數據采集系統和排氣系統等,如圖4所示。燃燒室單頭部試驗件主要由旋流器、火焰筒、燃油噴嘴、機匣、電嘴等組成。點火裝置儲能為6 J,點火頻率為1.4 Hz,在火焰筒和機匣側壁開有有機玻璃觀察窗用來觀測燃燒火焰,外配相機進行火焰圖片采集。試驗用油為3號噴氣燃料(RP-3)。

燃燒室進口空氣流量(ma3)采用孔板流量計測量；燃油流量(mf)采用質量流量計測量；進口總壓(Pt3)采用1支2點總壓管測量,進口總溫(Tt3)采用K型熱電偶測量；出口總壓(Pt4)采用1支3點梳狀總壓管測量；出口總溫(Tt4)采用1支5點梳狀B型熱電偶測量。進出口參數測量精度如表2所示。

點火試驗時,通過流量控制閥調節燃燒室單頭部試驗件進口空氣至試驗狀態要求參數,在保證來流狀態參數穩定的條件下,起動點火電嘴,同時供入燃油并開始錄取燃燒室進出口參數。若在10 s內能夠成功點燃(燃燒室出口溫度探針顯示最大溫升大于300 ℃)并且關閉點火器30 s后保持穩定燃燒,則認為點火成功。燃燒室點火后,保持進口空氣參數不變,逐漸降低燃油流量,當燃燒室溫升低于80 ℃時,認為此時的油氣比為燃燒室點火極限。熄火試驗時,從穩定燃燒的狀態逐漸降低燃油流量,當燃燒室溫升低于80 ℃時,認為此時的油氣比為燃燒室熄火極限。在點熄火邊界上,重復試驗,確保數據準確可靠。點熄火試驗工況見表3。

圖4 燃燒試驗系統示意圖Fig.4 Schematic of combustion experimental system

表2 燃燒測量參數和測試精度

為錄取壁溫數據,在燃燒室火焰筒外環過噴嘴中心截面沿軸向共焊接了12支K型熱電偶,測點位置分別距離頭部導流板x/D=0.5,1.5,1.9,2.5,2.8,3.2,3.6,4.3,4.6,5.1,5.4,5.9,D為旋流器套筒直徑,在表4試驗工況下錄取壁溫分布。其中K型熱電偶測量范圍為100～1 030 ℃,精度為±3 ℃。

表3 點熄火試驗工況

表4 壁溫試驗工況Table 4 Experimental parameters of wall temperature

1.3 仿真方法和驗證

經過試驗校核的數值仿真模型可有效捕捉旋流器流場細節特征,同時為了對旋流器內部和下游流場進行直觀觀察,彌補因激光無法進入旋流器內部、部分示蹤粒子無法進入近壁區而無法開展PIV測試的不足,本文空氣流場采用商業軟件ANSYS進行仿真和分析。

網格劃分策略為混合網格劃分方式,對葉片通道、文氏管內以及旋流器出口下游x/D=1.0范圍內計算域進行細分。采用分離隱式求解器進行穩態三維流動計算,采用Realizablek-ε湍流模型,選用增強型壁面函數,壓力-速度耦合項采用SIMPLE算法,對流項差分格式選用二階迎風格式。旋流器性能計算邊界條件與PIV流場試驗參數保持一致,進口為壓力進口條件,相對壓力為3 000 Pa；出口為壓力出口條件,相對壓力為0 Pa；參考壓力為常壓；出口域壁面為固壁邊界,模擬試驗限制域條件。

圖5顯示了旋流器出口下游x/D=0.33和x/D=1.0位置處軸向速度(vx)對比,由圖可知,計算結果與試驗結果吻合較好。因此,本文采用的網格策略和計算方法可以滿足精度要求。

圖5 旋流器出口下游不同軸向位置處軸向速度Fig.5 Axial velocity profiles at different axial locations downstream of swirler outlet

2 結果與分析

2.1 空氣旋流場

圖6為進出口空氣壓差3 000 Pa下各方案旋流器對應的中心截面軸向速度分布圖。由圖可見：

1) 流場形態：S1和S3方案旋流器下游流場均符合典型旋流場結構特征,包括：內回流區(Inner Recirculation Zone, IRZ),由旋流產生的逆壓梯度引起；角回流區(Corner Recirculation Zone,CRZ),由氣流徑向擴張和壁面約束引起；高速旋轉射流(Swirling Jet,簡稱Jet)；內剪切層(Inner Shear Layer,ISL)位于Jet和IRZ之間,外剪切層(Outer Shear Layer,OSL)位于Jet和CRZ之間。

S2方案旋流器出口流場表現為貼壁流場,下游形成的大尺寸回流渦緊貼頭部導流板壁面。這是因為該方案二級和三級同旋,三級氣流對二級氣流起到促進作用,強化了二級氣流的旋轉能力,導致旋流強度增大,旋流器出口氣流在康達效應和強旋徑向擴張共同作用下沿頭部壁面徑向向外流動,形成更寬的頭部回流區。

圖6 軸向速度云圖Fig.6 Contours of axial velocity

旋流本身具有離心力,進入下游空間后會發生徑向擴張,壁面約束使旋流射流的徑向擴張受到限制,而使軸向速度分量變大,形成沿火焰筒壁面的高速流動,隨后由于近壁面的切向動量損失,沿下游方向可觀察到旋流強度的衰減。通過對比分析表明,在不改變三級旋流器其他結構的情況下,通過控制三級孔特征可實現貼壁流場和錐形流場兩型流場之間的轉變,如圖7所示。

2) 渦心位置：S1方案回流渦渦心位置為軸向x/D=1.8～2.0,徑向y/D=±1.0；S2方案渦心位置為軸向x/D=1.3,徑向y/D=±1.0；S3方案渦心位置為軸向x/D=1.3～1.5,徑向y/D=±1.1,表明三級斜孔方案的渦心均比直孔方案的渦心向燃燒室上游偏移。這是因為三級斜孔方案有旋,旋流強度增大,逆壓梯度產生的力作用于回流方向,IRZ開始向上游移動。

3) 角回流區尺寸：由于出口徑向擴張作用和渦心位置移動的影響,Jet在燃燒室側壁面的附著點向上游移動,進而對角回流區產生擠壓效應,導致CRZ縮小,表現為S1方案角回流區最大,S3方案其次,S2方案不存在角回流區。產生該現象的原因是：三級旋流增強,對內側氣流的限制作用減弱,使得回流區擴張,角回流區縮小。S1方案三級無旋,對內側氣流的包裹和限制作用最強,使得回流區收縮,因此對應的角回流區最大。

4) 軸向回流速度：S1方案回流速度區域最大,S2方案其次,S3方案最小。即隨著三級孔由斜切孔變為直孔,回流負速度區域顯著增大,同時射流軸向高速區域也增大,表明直孔方案既促進了正向速度也增強了回流強度。其原因可結合湍動能分布(見圖8)分析：S1方案旋流器湍動能最低,下游流動耗散最小,所以對應速度值分布高。

圖7 錐形流場和貼壁流場示意圖Fig.7 Schematic of conical structure and dome-attached swirling flow fields

圖9顯示了各方案旋流器出口下游中軸線上的軸向速度分布,由圖可見,不同軸向位置的軸向速度變化規律不同：

1) 在x/D=0～0.8范圍內,各方案旋流器軸向回流速度均沿軸向衰減較快,這是因為旋流器出口氣流在該區域內徑向擴張,氣流速度在軸向壓力梯度作用下持續衰減。在擴張區S2方案旋流貼壁,回流區整體向上游移動,所以該方案回流速度最大。

2) 在x/D=0.8～4范圍內,S1方案旋流器回流速度最大,這是由于斜切孔三級旋流強度大,軸向速度沿軸向衰減快,故直孔方案較斜孔方案回流速度大。對于斜切孔方案,S2方案回流速度大于S3方案,圖6也顯示S3方案比S2方案高速回流區域縮短變寬,這是因為三級反旋,與內側氣流相互削弱,動量耗散,速度降低。

圖8 湍動能分布云圖Fig.8 Contours of turbulent kinetic energy

圖9 中軸線上的軸向速度分布Fig.9 Axial velocity distribution on centerline

2.2 火焰形態

對于圖7(a)所示的錐形流場,燃燒過程中角回流區內是否有火焰取決于當量比φ。圖10為不同當量比下典型旋流場和燃燒火焰耦合圖[27],圖中藍色部分代表燃燒火焰位置,白色線條代表流場流線。由圖可見,隨著當量比增大,火焰穩定位置從中心回流區轉移到內部剪切層,再向角回流區移動,表明中心回流區和角回流區均可穩定火焰,在一定當量比范圍內會出現角回流區火焰。

對于圖7(b)所示的貼壁流場,本文以S2方案旋流器為例配裝單頭部燃燒室開展了不同當量比下的燃燒火焰觀測,拍攝到的火焰形態如圖11所示。由圖可見,火焰形態并非與貼壁流場完全吻合,雖然火焰張角較大,但火焰面與頭部導流板存在一定間隙l,未出現明顯的貼壁燃燒。該方案的大尺寸回流區使得部分油滴進入間隙,在導流板壁面和燃燒火焰之間存在油膜和未燃區域,如圖12[28]示意,較容易產生積碳。

圖10 不同當量比下典型旋流場和燃燒火焰的耦合[27]Fig.10 Flow fields and flame images as function of equivalence ratio[27]

圖11 S2方案旋流器火焰圖片Fig.11 Flame images of S2 swirler

圖12 火焰和壁面油膜作用示意圖[28]Fig.12 Configuration for flame-wall film interaction[28]

為了進一步針對上述2種典型流場對火焰形態的影響進行分析,以S1和S2方案旋流器為例,在Δpf=0.7 MPa,Δpa=3 000 Pa下開展了噴嘴匹配旋流器的油霧場測試,結果如圖13所示。由圖可見,S1方案組合霧化的噴霧形態具有明顯的霧錐,而S2方案組合霧化的噴霧緊貼著旋流器出口導流板壁面,油霧分布縮短變寬。該現象與圖6中空氣流場一致,表明噴霧形態一定程度上受到旋流空氣流場形態的影響。

但是,圖13中S1方案旋流器對應的油霧錐角小于圖6中的空氣場旋流張角,即噴霧形態和空氣流場形態存在區別,表明液霧的存在改變了旋流空氣場。其原因是,只有當單個液滴直徑與PIV試驗示蹤粒子粒徑(本文1～5 μm)相當時油滴才可以充當示蹤粒子,液滴的跟隨性才能保證油霧場與空氣場一致,而本文油霧場測試工況下燃油霧化SMD均遠超5 μm,在旋流作用下,小尺寸液滴受到離心力作用外移,較大尺寸液滴散布受限,一部分油滴跟隨性差,導致油霧場和旋流空氣場形態存在差異。

錐形流場結構中存在角回流區,角回流區流體卷吸剪切層火焰鋒面,導致火焰脫離剪切層進入角回流區[29],因此火焰可存在于外剪切層和角回流區,即角回流區內燃燒需要具備化學反應的剪切層和穩定火焰的回流區。而貼壁流場對應的燃燒室頭部未出現明顯的貼壁燃燒,分析認為,一方面,圖13結論表明油霧的存在會改變流場形態,流場與油錐存在油氣分離,且引入燃燒后蒸發、熱效應等因素會影響流場和油霧場形態；另一方面,對于旋流燃燒室,燃料的燃燒發生在主射流與回流區之間的速度梯度很大的剪切層內[27,29-31],圖7(b)所示的貼壁流場中ISL向頭部導流板偏移,會引起火焰位置向頭部靠近,但由于不存在角回流區,故不存在OSL,所以不會像圖7(a) 所示的錐形流場那樣在OSL內發生化學反應,進一步地在角回流區內穩定火焰。

圖13 旋流器匹配燃油噴嘴的噴霧形態Fig.13 Spray shape of swirler with injector

貼壁流場方案旋流器出口氣流沿導流板流動形成一層氣膜,同時避免了角渦,但會面臨熱輻射風險以及出現積碳現象。為避免頭部導流板高溫炙烤風險,可采用小孔沖擊冷卻或在導流板燃氣側表面噴涂熱障涂層以降低其壁溫并減小溫度梯度,從而提高其使用壽命和可靠性。

2.3 點熄火和壁溫試驗

為了研究圖7中2種典型流場對燃燒性能的影響,選取S1和S2方案旋流器開展了單頭部燃燒室試驗件點熄火和壁溫試驗。

圖14為不同來流空氣流量下燃燒室點熄火邊界對比,圖15為旋流器匹配燃油噴嘴后的組合霧化性能對比。由圖14(a)可見,S2方案對應的點火性能顯著優于S1方案,原因分析如下：圖15顯示S2方案的SMD小于S1方案,即S2方案的油霧平均粒徑更小,其原因是S2方案湍動能較S1方案大,湍動能越大,液滴表面氣動張力大,有利于液滴的破碎霧化[21]。圖15還顯示S2方案的N值大于S1方案,其中N為液滴尺寸分布指數,表征液滴尺寸分布的均勻性。N值越大,液霧的尺寸分布越均勻,故S2方案的油霧尺寸分布較S1方案均勻。綜上,S2方案的SMD小且N值大,表明S2方案形成貼壁的大尺寸回流區和油霧場,液滴尺寸分布均勻,使油氣混合更均勻,且由于平均粒徑小,空間分布更分散,對點火有利。

由圖14(b)可見,低速狀態下兩方案熄火性能無顯著差異。隨著來流流量增大,S2方案的熄火性能略優于S1方案,但兩方案對應的貧油熄火油氣比均在0.005～0.007之間,符合軍民用航空發動機燃燒室熄火極限要求。

圖14 燃燒室點熄火性能Fig.14 Ignition and LBO characteristics of combustor

圖15 霧化性能Fig.15 Spray characteristics

圖16顯示了S2方案對應的燃燒室火焰筒外環壁溫(Tw)分布,由圖可見,對于各工況,壁溫峰值均出現在x/D=1.5處,該軸向位置在圖6回流渦渦心軸向位置附近,即最高壁溫位于回流區徑向最大直徑處,表明貼壁回流區太寬會造成火焰筒壁面附近的油霧粒子集中從而導致壁溫升高,使得主燃區火焰筒壁溫達860 ℃。

圖16 火焰筒外環壁溫分布Fig.16 Wall temperature distribution of combustor outer liner

此外,旋流器中心回流區通過將一部分高溫燃燒產物向上游火焰根部傳遞,形成穩定連續的點火源,但這種穩焰機制也增加了燃料在高溫區的平均停留時間,S2方案旋流器貼壁流場尺寸最大,燃油停留時間長,可能會導致NOx排放量增加,后續將針對2種典型流場結構的燃燒室排放特性開展研究。

文獻[22-24]表明,切除頭部和火焰筒間的直角結構可有效防止振蕩燃燒現象,切除后氣流規避了角回流區,將直接沿著形成的錐面流動,類似于圖7(b)的貼壁流場。所以,后續將針對本文貼壁流場和錐形流場對流動和燃燒不穩定性的影響開展研究。

3 結 論

1) 通過控制三級孔特征可實現旋流器貼壁流場和錐形流場之間的轉變。

2) 貼壁流場時燃燒室內未出現明顯的貼壁燃燒,輔之以導流板沖擊氣膜的作用,燒蝕風險可控,但是會出現積碳。

3) 三級孔為30°時,旋流器的高湍動能有利于強化燃油霧化,同時形成貼壁的大尺寸回流區有利于燃油在主燃區的空間擴散和均勻分布,能夠改善燃燒室點熄火性能,但會導致主燃區火焰筒壁溫較高。