徑向穩(wěn)定器開角對(duì)加力燃燒室局部燃燒狀態(tài)影響的數(shù)值模擬研究

高明 徐諸霖 盧子元 時(shí)廣浩 軒富強(qiáng)

摘要：通過數(shù)值仿真方式對(duì)改變來流條件、不同徑向穩(wěn)定器V型開角的航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室加力狀態(tài)時(shí)局部燃燒過程進(jìn)行研究，分析某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣量增大后引起的加力接不通故障機(jī)理。結(jié)果表明：進(jìn)氣流量增大，加力燃燒室局部（火焰離子傳感器感應(yīng)區(qū)）溫度會(huì)降低，造成傳感器感應(yīng)電流值偏小，導(dǎo)致加力接不通；改變徑向穩(wěn)定器開角使其減小，可以使局部溫度升高至正常水平。

關(guān)鍵詞：來流條件；加力燃燒室；V型開角；局部燃燒；數(shù)值仿真

Keywords： incoming flow condition；afterburner；V-shaped opening angle；local combustion；numerical simulation

0 引言

某型軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室工作時(shí)，由小加力狀態(tài)過渡到全加力狀態(tài)時(shí)，需要火焰離子傳感器對(duì)小加力工作狀態(tài)是否成功開啟進(jìn)行識(shí)別，進(jìn)而控制系統(tǒng)判斷是否繼續(xù)進(jìn)入全加力狀態(tài)。當(dāng)傳感器感應(yīng)到火焰溫度大于某溫度時(shí)，控制系統(tǒng)解除限制，開始全加力狀態(tài)噴油，加力燃燒室由小加力狀態(tài)過渡到全加力狀態(tài)。在實(shí)際工作過程中，出現(xiàn)了由于發(fā)動(dòng)機(jī)氣流工況改變而引起的傳感器誤判，造成全加力接不通故障，對(duì)徑向穩(wěn)定器V型開角進(jìn)行調(diào)整可以使傳感器感應(yīng)到正確溫度。

本文針對(duì)來流條件的改變和徑向穩(wěn)定器V型開角的改變對(duì)加力燃燒室局部（傳感器感應(yīng)區(qū)）燃燒狀態(tài)的影響進(jìn)行研究。來流條件與穩(wěn)定器結(jié)構(gòu)對(duì)加力燃燒室的影響十分重要，國內(nèi)外很多學(xué)者進(jìn)行了相關(guān)研究。Kumar等[1]通過數(shù)值仿真的方法對(duì)帶有“V”穩(wěn)定器結(jié)構(gòu)的加力燃燒室進(jìn)行了研究；John等[2]對(duì)加力燃燒室內(nèi)兩種燃料的燃燒特性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證研究；Kirubhakaran等[3]對(duì)V型穩(wěn)定器受來流條件和變角度結(jié)構(gòu)的影響進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究；章誠等[4，5]用數(shù)值模擬方法對(duì)加力燃燒室的流場(chǎng)和燃燒特性進(jìn)行了研究；杜一慶等[6]通過PIV實(shí)驗(yàn)對(duì)加力燃燒室內(nèi)不同V型穩(wěn)定器穩(wěn)定火焰的機(jī)理進(jìn)行了研究；趙堅(jiān)行等[7]使用大渦模擬方法對(duì)帶有V型穩(wěn)定器的簡(jiǎn)易加力燃燒室的熱態(tài)流場(chǎng)進(jìn)行了研究。

目前，大多數(shù)對(duì)于加力燃燒室的實(shí)驗(yàn)和仿真工作都建立在實(shí)驗(yàn)室內(nèi)實(shí)驗(yàn)段的基礎(chǔ)上，對(duì)于實(shí)際工況條件下的加力燃燒室工作所進(jìn)行的研究較少[15]。本文以實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)為基礎(chǔ)建立計(jì)算模型，通過數(shù)值仿真方法對(duì)實(shí)際加力燃燒室的工況進(jìn)行仿真模擬研究。

1 加力燃燒室局部工況數(shù)值計(jì)算

1.1 局部加力燃燒室的幾何模型

根據(jù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室內(nèi)部幾何結(jié)構(gòu)，構(gòu)建局部加力燃燒室的UG模型。局部加力燃燒室模型由4個(gè)漏斗型混合器、1個(gè)周向穩(wěn)定器和1組徑向穩(wěn)定器組成，流體計(jì)算域?yàn)樯刃螀^(qū)域，保留內(nèi)流離心錐和外部擴(kuò)壓結(jié)構(gòu)，不考慮在小加力狀態(tài)下不工作的輸油管路。將加力燃燒室內(nèi)部存在的隔熱屏、波紋管、冷卻氣孔等結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化為無滑移隔熱壁面。局部加力燃燒室UG模型如圖1所示。

1.2 局部加力燃燒室模型的網(wǎng)格劃分及無關(guān)性驗(yàn)證

使用前處理軟件ANSYS ICEM CFD對(duì)局部加力燃燒室模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，如圖2所示，考慮到局部加力燃燒室模型的復(fù)雜結(jié)構(gòu)，網(wǎng)格劃分選用四面體為主的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，體網(wǎng)格劃分選用八叉樹方法，網(wǎng)格最大尺寸控制在8～12mm，對(duì)混合器和穩(wěn)定器部件進(jìn)行加密處理，分別得到134萬、244萬、459萬和590萬數(shù)量的網(wǎng)格方案。根據(jù)馮靜安等[8]研究的網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證方法，選擇沿局部加力燃燒室的主流速度作為無關(guān)性驗(yàn)證的標(biāo)準(zhǔn)。對(duì)4種網(wǎng)格方案進(jìn)行流場(chǎng)計(jì)算，得到湍流流場(chǎng)的計(jì)算結(jié)果。

如圖3所示，根據(jù)網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證得到的結(jié)果，134萬和244萬的網(wǎng)格方案中得到的計(jì)算結(jié)果有較大波動(dòng)，而459萬和590萬的網(wǎng)格方案計(jì)算結(jié)果差距較小。因此，在對(duì)局部加力燃燒室進(jìn)行計(jì)算時(shí)選用459萬的網(wǎng)格方案。

1.3 數(shù)值計(jì)算方法與邊界條件設(shè)置

考慮到實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)和工作的復(fù)雜性，本文的湍流計(jì)算選用雷諾平均（RANS）方法[9]，采用三維不可壓縮的Navier-Stokes方程有限體積法進(jìn)行求解[10]。湍流模型選用Realizeable k-ε模型，燃燒模型選用渦耗散模型（EDM）[11]，各物理量的空間離散均為二階迎風(fēng)格式，壓力-速度耦合問題選擇SIMPLE算法處理。

根據(jù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室實(shí)際工作情況中的工況條件，分別對(duì)3種類型的工況進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算。正常型工況為航空發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作的工況，故障型工況為航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣條件改變后的加力燃燒室工作的工況，改進(jìn)型工況為徑向穩(wěn)定器校調(diào)后的加力燃燒室工作的工況。進(jìn)口邊界均采用質(zhì)量流量進(jìn)口條件，并采用組分輸運(yùn)模型對(duì)邊界氣體成分進(jìn)行設(shè)置，航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的燃燒效率在99%以上，可以認(rèn)為煤油在燃燒室內(nèi)完全燃燒，耗氧量在1/3左右[12]。出口邊界設(shè)置為壓力出口。燃油的射入、霧化與蒸發(fā)，本文選擇離散相模型，根據(jù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室穩(wěn)定器內(nèi)燃油噴嘴分布，共設(shè)置43個(gè)燃油噴嘴，噴嘴類型選用cone型噴嘴，噴嘴直徑為0.6mm，燃油溫度為400K，工況條件如表1所示。

2 數(shù)值計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 加力燃燒室局部的流場(chǎng)特性分析

加力燃燒室內(nèi)的火焰離子傳感器位于一組徑向穩(wěn)定器的中央位置[13]，因此，對(duì)于局部加力燃燒室計(jì)算模型而言，中心截面上的物理量參數(shù)十分重要，本文以x=0m截面處的物理量變化為主要研究對(duì)象。

圖4表明了3種類型的加力燃燒室沿軸向的氣體流動(dòng)速度的分布情況。3種類型的加力燃燒室內(nèi)流場(chǎng)流動(dòng)規(guī)律基本保持一致。故障型加力燃燒室由于進(jìn)氣流量增大，使加力燃燒室內(nèi)的氣體流動(dòng)速度增大，對(duì)徑向穩(wěn)定器開角的校調(diào)只對(duì)穩(wěn)定器后（局部）的流場(chǎng)產(chǎn)生一定影響，對(duì)整個(gè)加力燃燒室影響很小。

在穩(wěn)定器內(nèi)，3種類型加力燃燒室內(nèi)冷態(tài)流場(chǎng)徑向穩(wěn)定器內(nèi)的主流速度分布情況如圖5所示。改變進(jìn)氣條件對(duì)加力燃燒室穩(wěn)定器內(nèi)氣體的主流速度沒有產(chǎn)生較大的影響，速度增量比較小，而校調(diào)穩(wěn)定器后，在Z軸0.7～0.9m位置范圍內(nèi)主流速度減小，該位置為徑向穩(wěn)定器位置。這表明，校調(diào)穩(wěn)定器結(jié)構(gòu)對(duì)加力燃燒室內(nèi)徑向穩(wěn)定器所在位置處產(chǎn)生比較大的影響。

2.2 加力燃燒室局部的燃燒特性分析

圖6表示3種類型加力燃燒室小加力狀態(tài)時(shí)x=0m截面的溫度分布云圖。由云圖結(jié)果可知，故障型方案的加力燃燒室由于增大了氣體流量，在燃油流量一定的情況下，加力燃燒室內(nèi)的燃燒溫度增大，正常型加力燃燒室方案計(jì)算結(jié)果中的最高溫度為A，計(jì)算所得加力燃燒室溫度比實(shí)際加力燃燒室溫度偏高。其主要原因在于，實(shí)際工況中加力燃燒室內(nèi)的冷卻結(jié)構(gòu)和部件在計(jì)算模型中沒有考慮，但是這種偏差對(duì)計(jì)算的影響較小[11，14]；而故障型加力燃燒室方案燃燒計(jì)算結(jié)果中的最高溫度會(huì)達(dá)到（A+177）K。但是，受進(jìn)氣條件改變的影響，故障型加力燃燒室方案中燃燒的高溫區(qū)后移明顯，穩(wěn)定器內(nèi)的不完全燃燒區(qū)域擴(kuò)大，從而高溫區(qū)錯(cuò)過了傳感器受感區(qū)域。對(duì)于改進(jìn)型加力燃燒室方案，計(jì)算得到燃燒最大溫度為（A+160）K，由于對(duì)徑向穩(wěn)定器V型開口的校調(diào)，燃燒后的高溫區(qū)向穩(wěn)定器后的受感區(qū)域內(nèi)移動(dòng)。

圖7表示穩(wěn)定器內(nèi)未燃區(qū)域至穩(wěn)定器后穩(wěn)定燃燒區(qū)域內(nèi)沿主流方向的燃燒溫度分布，0.75m之前為周向穩(wěn)定器位置，0.75～0.85m處為徑向穩(wěn)定器位置。根據(jù)計(jì)算結(jié)果，可以得到3種類型加力燃燒室方案的燃燒具有相同的分布規(guī)律，在徑向穩(wěn)定器位置首先出現(xiàn)低溫區(qū)，而后由于燃燒反應(yīng)的進(jìn)行而出現(xiàn)高溫區(qū)。正常型加力燃燒室方案和故障型加力燃燒室方案的低溫區(qū)分布范圍在0.75～0.82m，正常型方案的低溫區(qū)溫度為B左右，而故障型方案的低溫區(qū)溫度為（B-150）K左右。改進(jìn)型方案的低溫區(qū)位于0.75～0.78m處，溫度為（B-250）K左右。在低溫區(qū)后的溫度變化區(qū)，改進(jìn)型方案的溫度變化最劇烈，最終的燃燒溫度與前兩種方案幾乎相等，這證明校調(diào)徑向穩(wěn)定器使徑向穩(wěn)定器內(nèi)的溫度變化在更短的距離內(nèi)發(fā)生，溫度變化更為劇烈。

本文主要探究在不同方案下加力燃燒室小加力狀態(tài)時(shí)火焰離子傳感器的感應(yīng)溫度情況。在實(shí)際航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室內(nèi)，火焰離子傳感器位于0.82m位置處，感應(yīng)范圍為0.82～0.84m。火焰離子傳感器感應(yīng)范圍內(nèi)的燃燒溫度分布如圖8所示。由圖可得，正常型加力燃燒室方案中的火焰離子傳感器感應(yīng)區(qū)局部溫度為C1，在穩(wěn)定器后升溫至C2；故障型加力燃燒室方案的感應(yīng)區(qū)局部溫度為（C1-100）K，在穩(wěn)定器后升溫至（C2-50）K；改進(jìn)型加力燃燒室方案的感應(yīng)區(qū)局部溫度為（C1+100）K，在穩(wěn)定器后升溫至（C2+100）K。改進(jìn)型加力燃燒室方案可以較明顯地提升火焰離子傳感器感應(yīng)區(qū)的溫度。

3 結(jié)論

1）3種不同類型的加力燃燒室方案的流場(chǎng)流動(dòng)規(guī)律基本保持一致，改變進(jìn)氣條件和校調(diào)徑向穩(wěn)定器V型開口大小不會(huì)對(duì)加力燃燒室整體的流動(dòng)規(guī)律產(chǎn)生較大影響。

2）改進(jìn)型加力燃燒室的徑向穩(wěn)定器V型開角減小，使徑向穩(wěn)定器內(nèi)氣體的主流速度減小，向穩(wěn)定器內(nèi)流動(dòng)的逆向主流速度增大。

3）受進(jìn)氣條件改變的影響，故障型加力燃燒室燃燒的高溫區(qū)明顯后移，穩(wěn)定器內(nèi)的不完全燃燒區(qū)域擴(kuò)大，從而使高溫區(qū)錯(cuò)過了傳感器受感區(qū)域。對(duì)于改進(jìn)型加力燃燒室，由于對(duì)徑向穩(wěn)定器V型開口的校調(diào)，燃燒后的高溫區(qū)向穩(wěn)定器后受感區(qū)域內(nèi)移動(dòng)。

4）在火焰離子傳感器受感區(qū)局部?jī)?nèi)，故障型加力燃燒室由于邊界條件中氣體流量的增大，導(dǎo)致該局部區(qū)域溫度降低，而改進(jìn)型加力燃燒室通過對(duì)徑向穩(wěn)定器V型夾角的校調(diào)，可以使受感區(qū)局部溫度升高。

綜上所述，該型航空發(fā)動(dòng)機(jī)因進(jìn)氣流量增大，導(dǎo)致徑向穩(wěn)定器后的火焰高溫區(qū)域后移，造成火焰離子傳感器受感部的局部燃燒溫度偏低，傳感器無法感受到高溫區(qū)域，從而誤判為小加力未接通，進(jìn)而控制系統(tǒng)無法解除限制進(jìn)入全加力狀態(tài)。通過校調(diào)傳感器正對(duì)著的徑向穩(wěn)定器V型開口大小，可以將燃燒高溫區(qū)域前移，提高受感部的局部溫度，從而排除故障。

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