一種多點噴射單管燃燒室燃燒性能數值模擬研究

朱鵬飛, 索建秦, 劉振俠

(西北工業大學 動力與能源學院, 陜西 西安 710072)

近年來，民用航空發動機污染排放問題受到了人們的高度關注。為了限制航空發動機的污染排放，國際民航組織(ICAO)制定了發動機起飛著陸循環內的污染排放限制要求，先后制定并頒發了CAEP 1、CAEP 2、CAEP 4、CAEP 6、CAEP 8和CAEP 10等一系列污染排放規定，尤其對于NOx的限制越來越嚴格[1-2]。貧油燃燒技術是降低NOx排放的有效方法，在降低NOx排放上具有極大潛力。其中貧油直接噴射低污染燃燒技術(lean direct injection,LDI)在降低污染排放的同時可以避免自燃回火問題，并且燃燒不穩定問題并不突出，成為了未來低污染燃燒室研究的重要方向。LDI燃燒技術是將燃油直接噴射到火焰區燃燒，由于其并沒有預混合和預蒸發過程，燃油必須要進行充分霧化，并且燃油和空氣需快速均勻地混合才能保證有效地降低NOx生成[3]。多點貧油直接噴射燃燒技術通過將單個噴嘴模變成多個低流量數的噴嘴模，很好地保證了燃油良好霧化以及油氣快速混合，更利于降低燃燒室NOx生成[4]。

目前國外針對多點貧油直接噴射低污染燃燒室已經開展了大量研究。其針對多點陣列貧油直接噴射燃燒室內污染排放、動態壓力、熱聲不穩定性等開展了大量數值模擬及試驗研究。其中最具代表性的是NASA研究的三代SV-LDI(swirl-venturi lean direct injection)燃燒室，研究表明多點貧油直接噴射燃燒室能夠有效地降低NOx排放，其中SV-LDI-Ⅰ燃燒室的NOx排放較CAEP 6低75%，SV-LDI-Ⅱ燃燒室NOx排放較CAEP 6降低81%～88%，SV-LDI-Ⅲ燃燒室NOx排放比CAEP 6標準低85%[5-13]。

國內多點貧油直接噴射燃燒技術的研究仍處于起步階段，且多是針對陣列式LDI燃燒室燃燒性能開展研究。曾青華[14]針對三頭部LDI燃燒室燃燒性能開展了試驗研究，獲得該燃燒室初步燃燒性能。張群等[15]開展了不同旋向對九點陣列LDI燃燒室冷態流場的影響數值模擬研究。于涵等[16-17]針對單元貧油直噴旋流器流量系數開展了試驗研究，同時進一步針對單元貧油直噴燃燒室內冷熱態流場開展了數值模擬研究。

綜上所述，目前國內外針對單元LDI噴嘴模已開展大量研究，針對多點LDI燃燒室的研究結果表明其在降低燃燒室污染排放上具有很大潛力，但是多點LDI燃燒技術仍處于試驗研究階段，由于其復雜的供油系統和較大的體積及質量，目前多點LDI燃燒室仍難以在實際發動機中應用，因此仍需進一步針對多點LDI燃燒技術開展研究，為其在實際發動機中的應用提供理論依據。

本文針對某型航空發動機燃燒室設計了五點貧油直接噴射單管燃燒室頭部方案，并通過數值模擬方法研究了副模旋流強度變化對單管燃燒室流場、溫度場及污染排放性能的影響。

1 物理模型及計算方法

1.1 物理模型

本文研究對象為五點貧油直接噴射低污染單管燃燒室，其結構如圖1所示。

圖1 五點LDI單管燃燒室

本文研究的五點LDI燃燒室由燃燒室頭部、頭部法蘭、火焰筒、機匣和出口收斂段組成。火焰筒上只有冷卻孔和摻混孔，取消了主燃孔，全部燃燒空氣從頭部進入，頭部燃燒空氣占總空氣的65%。燃燒室頭部分為主模和副模，其結構如圖2所示。

圖2 五點LDI燃燒室頭部

本文研究的單管燃燒室頭部由5個噴嘴模組成，每個噴嘴模由帶有文氏管結構的單級旋流器和單油路離心霧化噴嘴構成，副模由位于中心的單個噴嘴模構成，其余4個為主模，均布在副模周圍。主副模可以獨立控制，能夠滿足燃燒室不同工況下的工作要求。小工況下，副模單獨工作，隨著工況增大，主副模同時工作。

本文研究采用的五點LDI燃燒室與陣列多點LDI燃燒室相比存在如下特點：燃油只分為主油和副油2級，消除了陣列式多點LDI燃燒室供油系統復雜的問題，更方便在實際發動機中應用。

本文通過數值計算研究副模旋流角度變化對燃燒室燃燒性能的影響，選取主模旋流器葉片角度為32°，主模幾何旋流數相同均為0.5，主副模旋流器葉片旋向相同。研究副模旋流器葉片角度及幾何旋流數變化如表1所示，其中幾何旋流數的定義如(1)式所示。本文研究為低污染燃燒組織技術，國內外研究表明，中等旋流和弱旋流對于降低污染物排放具有促進作用，同時為了保證燃燒室的小工況燃燒性能，旋流強度不能太弱，因此本文選取旋流數為0.48～0.65之間的3個方案開展研究。

(1)

式中：Z表示旋流器輪轂直徑與流路外徑之比；θ表示旋流器出口葉片幾何角度。

表1 本文研究旋流器參數

1.2 數值計算方法

對本文構建的三維單管燃燒室模型進行網格劃分,由于單管燃燒室內發散小孔數量多、尺寸小,采用結構網格劃分,在提高網格質量的同時大大降低了網格數;針對燃燒室頭部,由于該部分結構復雜,采用非結構網格劃分,最終燃燒室整體網格由結構化和非結構化網格結合而成,總網格數約為950萬。

本文針對五點LDI單管燃燒室燃燒性能進行數值模擬計算,湍流模型選擇標準k-ε模型,壁面處理采用標準壁面函數,采用SIMPLEC求解方法,壓力求解采用standard格式,標準k-ε模型下的湍動能和湍流擴散微分方程均由試驗所總結得出,該模型具有計算精度較好、計算開銷少以及應用領域較寬等優勢,在計算工程傳熱以及應用流場問題方面有著不錯的表現,因此本文選用標準k-ε模型開展燃燒室內流場的數值模擬。

本文選取航空煤油(C12H23)組分,通過離散項模型(DPM)對燃油的霧化和蒸發過程進行模擬。本文研究全部噴嘴為離心壓力霧化噴嘴,因此選取Cone為噴嘴類型設置,燃油粒徑分布選取Rosin-Rammler分布,霧化錐角設置為90°,與實際噴嘴霧化錐角一致。

貧油直接噴射燃燒室為噴霧擴散燃燒,因此本文燃燒模型選用概率密度函數(PDF)模型。PDF方法是基于歐拉PDF輸運方程,同時對化學反應速率處理方面不做任何的前提假設,求解概率密度函數以得出某個位置在某個時間點上的流體動力和熱化學狀態的變量值;在組分求解方面,PDF模型通過求解混合組分分布輸運方程用以取代單個組分輸運方程,該方法十分適用于模擬湍流擴散火焰。

本文邊界條件選用質量流量進口及壓力出口,NOx生成機理選取Thermal NOx,Prompt NOx和N2O Intermediate 3種機理同時開啟,本文計算工況如表2所示。

表2 計算邊界條件

1.3 數值計算方法驗證

1.3.1 燃燒室內流場速度分布

選取辛辛那提大學所研究的單管LDI燃燒室模型進行數值計算方法驗證[18],該模型與本文研究的單元噴嘴模結構相同。選取數值計算方法與五點LDI燃燒室數值計算方法相同,圖3所示為熱態工況下數值計算模擬結果與試驗所得燃燒室內軸向速度徑向分布曲線,其中Z/D為距離旋流器出口下游的軸向距離與旋流器出口直徑D的比值,橫坐標表示燃燒室內無量綱徑向位置(燃燒室徑向位置X與旋流器出口直徑D的比值),縱坐標表示軸向速度UZ與參考速度U0的比值,參考速度U0的計算公式為

(2)

式中：Δp為燃燒室壓力降；ρ為燃燒室進口空氣密度。

圖3 不同軸向位置的軸向速度徑向分布

從圖3中可以看出,通過數值計算和試驗所得的軸向速度沿徑向分布曲線趨勢一致,數值基本吻合,說明本文選取的網格劃分方法和計算方法能夠準確獲得燃燒室內熱態流場速度分布。

1.3.2 燃燒室熱態基本性能

采用與本文方案3研究對象完全一致的單頭部單管燃燒室試驗結果對本文選取的燃燒模型及噴霧模型進行驗證。本文選取表2慢車工況試驗結果與數值模擬結果進行驗證。

表3所示結果為慢車工況下單管燃燒室總壓損失、出口NOx排放指數(EINOx)試驗與數值計算對比結果。出口EINOx結果由燃氣分析系統獲得[19],相對誤差由(3)式計算所得

(3)

通過對比可以看出,慢車工況熱態總壓損失數值計算結果與試驗結果基本相符,而計算所得出口NOx排放指數與試驗結果相對誤差為12.8%,這主要因為計算過程中并未考慮詳細化學反應,導致結果存在一定誤差,但該結果仍在工程預測可接受范圍內,滿足工程預測需求。經驗證,本文所選取的燃燒模型和噴霧模型合理,滿足工程研究需求。

表3 計算工況

2 計算結果及分析

2.1 慢車工況下燃燒性能

圖4所示為3個方案在慢車工況下計算所得中心截面燃燒室冷熱態流場及溫度場。

從圖4可以看出,在慢車工況下,3個方案燃燒室內冷態流場結構相似,存在位于副模噴嘴下游的中心回流區,而主模旋流空氣從噴嘴模出口流出后并未形成明顯回流,這是由于氣流流出副模噴嘴模后產生了具有徑向和切向速度的高速旋轉氣流,為了平衡掉旋轉氣流的離心力, 燃燒室內形成了外徑壓力大于內徑壓力的壓力梯度,形成了位于副模下游的中心回流區;而空氣流經主模噴嘴模后,盡管也有高速旋流產生,但是由于受到火焰筒壁面以及副模高速旋流的限制,主模旋流空氣部分離心力被平衡掉,難以形成穩定回流區。熱態工況下燃燒室內部流場和冷態工況下存在較大差異,熱態條件下,此時僅有副油工作,受到燃燒釋熱的影響,副模噴嘴模下游的回流區起始位置更靠近副模噴嘴模出口,并且回流區徑向尺寸更大。3個方案下冷熱態流場的區別相同,但是3個方案下燃燒室內流場結構存在較大差異。為了詳細分析不同副模旋流角度變化對燃燒室冷熱態流場的影響,本文選取中心截面距離旋流器出口Z/D為0.05,0.1,0.2和0.4的4個不同軸向位置軸向速度沿徑向的分布進行了對比,結果如圖5所示。

圖4 慢車工況下不同副模旋流角度燃燒室冷熱態流動特性

圖5所示橫坐標為燃燒室徑向位置,縱坐標所示為燃燒室內空氣速度軸向分量。從圖中可以看出,冷態條件下,在軸向位置Z/D為0.05時,方案1和方案2燃燒室內軸向速度沿徑向呈“六峰”分布,這6個峰值對稱分布于燃燒室中心軸線兩側,中心2個峰值位于副模噴嘴模出口下游,是由副模高速旋流產生;外圍4個峰值位于主模噴嘴模出口下游,位于主模下游的4個峰值則是由主模出口的高速旋流產生,由于受到火焰筒壁面限制,最外圍峰值要低于其余峰值。方案3燃燒室內軸向速度沿徑向為“雙峰”分布,與其余2個方案存在很大區別,這是由于方案3副模旋流強度較強,副模下游回流區擴張角增大,進而導致主模旋流空氣受到回流區和火焰筒壁面的雙重限制,主模下游高速旋流匯成一股向下游流動,因此在該截面軸向速度沿徑向呈“雙峰”結構。隨著流動過程向下游發展,由于主副模流動之間的相互影響,方案1和方案2位于最外側2個峰值逐漸消失,在軸向位置Z/D為0.2時,方案3回流區截止,此時方案1和方案2仍有軸向負速度存在。結合圖4和圖5可以看出,隨著副模旋流數的增大,位于副模下游的2個峰值距離不斷增大,即冷態工況下中心回流區徑向尺寸隨之增大。

圖5 起飛工況下不同燃燒室不同軸向位置軸向速度沿徑向分布曲線

在熱態工況下,相較于冷態工況下,方案1和方案2中心回流區徑向尺寸均有明顯增大,這是由于慢車工況下僅副模工作,受到燃燒反應釋熱影響,燃燒室內氣體膨脹,導致副模下游軸向速度峰值會向壁面方向移動,中心回流區徑向尺寸增大;對于方案3而言,其副模旋流強度較強,盡管受到燃燒釋熱的影響,但由于其在冷態條件下回流區主要受火焰筒限制,因而熱態條件下方案3回流區徑向尺寸較冷態條件下并未發生太大改變。對比3個方案的熱態流場,可以發現方案2和方案3中心回流區形態相似,但與方案1存在極大差異。由于方案2與方案3旋流強度強于方案1,在受到釋熱影響后,副模出口空氣向徑向方向擴張,嚴重限制了主模下游氣流的發展,使得主模旋流空氣流速增大,主模出口的高速旋流進而會對中心回流產生干擾,從而影響到下游的中心回流區發展,這就導致了方案2和方案3形成了圖4所示迅速擴張又急速收縮的“傘狀”中心回流區形態。

燃燒室內流場形態的差異也導致了3個方案燃燒室內溫度場存在一定差異,從圖4可以看出,方案1燃燒室內高溫區完全位于中心回流區內,方案2與方案3除了位于中心回流區內的高溫區,在主模旋流器與火焰筒之間也有局部熱點形成。為了進一步對比3個方案燃燒室內溫度分布,選取Z/D分別為0.1和0.2的軸向截面溫度分布進行研究。圖6所示為3個方案下不同軸向位置溫度分布。

圖6 慢車工況下不同燃燒室不同軸向位置溫度分布云圖

從圖6可以看出,方案2與方案3在這2個截面上高溫區覆蓋整個火焰筒內,只存在位于主模旋流器下游的4個低溫區,而方案1高溫區集中在中心回流區內。這是由于方案2和方案3副模旋流強度相對較強,副模旋流快速向壁面方向擴張,副模旋流空氣對主模旋流產生了一定阻礙作用,主模旋流受到中心回流區和火焰筒壁面的限制,主模旋流出口流速增大,導致原本充滿整個火焰筒的高溫區受到四股主模高速低溫旋流的影響,形成了圖中所示“風扇”狀高溫區結構;對于方案1而言,由于其副模旋流強度較弱,主副模氣流之間的相互干擾相較于方案2與方案3更弱,其高溫區完全分布在中心回流區內,主模旋流空氣對其干擾較小。

由于3個方案流場和溫度場存在差異,這就會造成燃燒室內NOx分布存在差異。圖7所示為3個方案下燃燒室中心截面NOx分布云圖。結合圖6和圖7,NO濃度分布同燃燒室內溫度分布相同,這說明燃燒室內NO的熱力學生成機理占主要地位。

圖7 慢車工況下不同燃燒室慢車工況中心截面NO分布云圖

3個方案中，方案1出口EINOx最低,其值為0.054 g/kg,方案3出口NOx最高,其EINOx值為0.681 g/kg。計算結果表明,慢車工況下,隨著副模旋流強度增大,燃燒室出口NOx排放也隨之提高。這是由于副模旋流強度的增大導致燃燒室內回流區尺寸增大,進一步燃燒室內高溫區范圍變大,同時旋流強度增強,燃燒室回流量也會增大,從而導致燃燒反應在火焰筒內停留時間增強,進一步導致燃燒室出口NOx排放增多。

2.2 起飛工況下燃燒性能

圖8所示為3個方案在起飛工況下計算所得中心截面燃燒室冷熱態流場及溫度場。從圖8可以看出,起飛工況冷態流場與慢車工況冷態流場相似,副模旋流強度增大,中心回流區徑向尺寸也隨之增大。起飛工況下,主副模同時工作,燃燒室熱態流場相較慢車工況存在較大差異,除了存在位于副模噴嘴模下游的中心回流區,在主模噴嘴模下游也形成了穩定的回流區結構。圖9所示為中心截面不同軸向位置軸向速度沿徑向分布結果。

圖8 起飛工況下不同副模旋流角度燃燒室冷熱態流動特性

圖9 起飛工況下不同燃燒室不同軸向位置軸向速度沿徑向分布曲線

對比3個方案冷熱態流場形態,可以看出方案1與方案2熱態流場結構相似,方案3熱態流場結構與兩者存在較大差異。從圖9可以看出,方案1和方案2均存在位于副模下游的中心回流區和位于主模下游的主模回流區,只是中心回流區徑向尺寸和軸向截止位置存在一定差異,這是2個方案副模旋流強度存在差異導致的。而對于方案3而言,可以看出在各個軸向位置,其中心回流區的徑向尺寸以及軸向截止尺寸均大于另外2個方案,從Z/D為0.4的軸向位置可以清楚地發現,方案1和方案2燃燒室中心回流區已經截止,而方案3仍存在軸向負速度。同時也可看出,方案3主模回流區在徑向方向的位置較另外2個角度更加靠近火焰筒壁面位置。這是由于方案3燃燒室副模旋流強度更強,盡管主模在釋熱的影響下于下游位置形成穩定回流區,但是由于主模旋流強度小,其對副模旋流的干擾能力較弱,因此無法對中心回流區產生很強的約束,主模回流區也因為受到中心回流區的影響其在徑向上的位置更加靠近火焰筒壁面;而對于方案1和方案2而言,其副模與主模旋流強度接近,都為中等旋流,在相同的局部當量比下燃燒,受到燃燒釋熱影響,燃燒室主模下游也形成了穩定的回流區,主模回流區會對中心回流區產生較強的約束能力,這就導致了2個方案熱態條件下中心回流區尺寸較冷態條件下沒有明顯變化,燃燒反應釋熱的影響更多表現為軸向速度的明顯增強。因此,副模旋流強度不同導致的主副模之間的相互干擾強弱差別是造成3個方案燃燒室內冷熱態流動不同的主要原因。

對比3個方案燃燒室內溫度場分布,可以看出,方案1和方案2高溫區主要集中在中心回流區和主模回流區內,但方案3燃燒室高溫區則集中在主模噴嘴模下游。這是由于方案3旋流強度更強,燃油隨著強旋流不斷向燃燒室內擴散,由于受到主模回流區和火焰筒壁面的阻礙,大量的燃油在主模后積聚,因此高溫區出現在主模下游位置。而由于方案1和方案2副模與主模旋流數接近,都是中等旋流,在相同局部當量比下,中心回流區和主模回流區相互干擾程度較弱,燃油在中心回流區和主模回流區內穩定燃燒,因此高溫區集中在回流區內。

3個方案燃燒室內NOx分布存在一定差異,圖10所示為3個方案起飛工況下中心截面NOx分布云圖。

圖10 起飛工況下不同燃燒室慢車工況中心截面NOx分布云圖

從圖中可以看出,NOx濃度分布與溫度分布相同。這是由于NOx主要受熱力學生成機理的影響。

3個方案起飛工況下燃燒室出口EINOx分別為2.63,3.93以及7.89 g/kg。從結果可以看出,起飛工況下,隨著副模旋流強度增大,燃燒室出口NOx排放也隨之提高。這是由于隨著副模旋流強度的增大,在主副模同時工作的情況下,主副模之間的相互作用發生較大變化,導致燃燒室室內油氣匹配存在差異,這也就導致了燃燒室內溫度分布存在差異,進而致使NOx排放存在上述規律。

3 結 論

通過數值模擬對不同五點貧油直接噴射燃燒室燃燒性能進行了研究，得到如下結論：

1) 慢車工況下，燃燒室內冷熱態流場存在較大差異，受熱態條件釋熱的影響，中心回流區徑向尺寸較冷態條件有一定增大；起飛工況下，主模下游形成穩定回流區，中心回流區尺寸與冷態條件下接近。

2) 在相同的主模旋流強度下，增大副模旋流強度，無論冷態或是熱態情況下，燃燒室中心回流區徑向尺寸也隨之增大。

3) 在相同的主模旋流強度下，由于主副模流動的相互影響，副模旋流強度的變化導致燃燒室內溫度分布存在較大差異。

4) 燃燒室中心截面NOx分布與溫度場分布相同，燃燒室內NOx熱力學生成機理占主要地位，2個工況下，在主模不變時，隨著副模旋流角度的增強，燃燒室出口NOx排放也增大。