第一级旋流对中心分级燃烧室性能影响的研究.pdf

3山东工业技术 2023 年 第 5 期(总第 313 期）第一级旋流对中心分级燃烧室性能影响的研究（沈阳航空航天大学航空发动机学院，辽宁 沈阳 110136）马 钰，王成军，于建桥 摘 要 以三级旋流器的中心分级燃烧室为研究对象，利用数值模拟的方法研究值班级第 1 级叶片安装角对中心分级燃烧室性能的影响。在保证旋流器结构第 2 级和主燃级叶片不变的前提下，改变第1 级叶片角，基于此设计了三种方案：30、45和 60，并以 45为参考方案。结果表明：值班级第 1 级叶片安装角不是燃烧室回流区形成的决定性因素；相较于参考方案，第 1 级叶片角过小会导致燃烧室温度分布恶化，局部温度增大；叶片角过大会导致旋流器内部温度过高，两种情况均会导致出现局部高温区域，且局部高温区域产生的污染物 NOX将会增加。对于该中心分级燃烧室模型而言，值班级第1 级叶片安装角合理值为 45左右。关键词 数值模拟；值班级；叶片安装角；燃烧室性能 中图分类号 V231.2 文献标识码 A 文章编号 1006-7523（2023）05-0003-08DOI:10.16640/ki.37-1222/t.2023.05.001 收稿日期 2023-03-02 基金项目 国家自然科学基金资助项目(51476106)作者简介 马钰（1997），男，沈阳航空航天大学航空发动机学院，硕士研究生；王成军（1967）,男，博士，沈阳航空航天大学航空发动机学院，副教授；于建桥(1992),男,沈阳航空航天大学航空发动机学院,硕士研究生。燃烧室作为航空发动机核心机的重要组成部分，其性能会直接影响到航空发动机的性能。随着航空发动机朝着高温升、低污染排放方向发展1，近年来发展出的中心分级燃烧室的分级燃烧技术能同时满足高温升、低污染排放的要求2。中心分级燃烧室的头部装有由值班级(又叫预燃级)和主燃级组成的旋流器3，通过同心圆的方式联接在一起，它们分别产生旋流，并通过中心分级燃烧室内部流场及温度场的作用，实现高温升及高容热燃烧的目标。关于旋流器对中心分级燃烧室性能的影响，国内外学者进行了大量研究。在国内，陈欣等4的研究表明改变旋流器安装角会对燃烧室内的流动及燃烧特性会产生一定的影响,进而会影响到整个燃烧室燃烧性能；关于旋流器的流量分配对燃烧性能的影响，丁国玉等5的研究表明，随着内旋流器流量减少，总压损失系数增大，贫油熄火油气比有所减小，燃烧效率有所降低；苗淼等人6的研究表面当第一、二级叶片安装角增大时，燃烧效率和压力损失上升，当第三级旋流器叶片安装角增大时，燃烧效率也逐渐上升；程明等人7的研究结果表明随着旋流数增加，NOX排放量也增加，出口温度场的分布逐渐变好，当旋流数大于 1.0 后，出口温度场的分布开始逐渐变差，随着相对进气量的不断增加，出口温度场的分布越来越差，而 NOX排放量则逐渐降低；在国外，Dinesh 8的计算表明旋流数对旋流器下游流场及燃烧性能有很大影响；Lazik W.等人94的研究表明旋流器的旋流强度对点火起动性能和贫油熄火特性具有很大影响，旋流强度越大，燃烧室点火越稳定，但贫油熄火油气比也会随之变大；Raj 与 Ganesan10通过将燃烧室 PIV 试验与 CFD 仿真结果进行对比，发现当旋流强度较弱，数值模拟选择标准湍流模型时，与 PIV 试验得出的结果较为接近，而当旋流强度较强时，数值模拟选择雷诺应力模型较为合适。综上所述，国内外进行了许多三级旋流器结构参数和对燃烧室燃烧性能的研究，但是对于研究值班级旋流器对燃烧室燃烧性能影响的研究较少，针对一级旋流对燃烧室燃烧性能的影响进行研究，有助于进一步研究三级旋流器结构对燃烧性能的影响。本文以三级旋流器中心分级燃烧室为研究对象，对其第一级旋流器结构参数对燃烧室燃烧性能影响进行数值模拟，以期研究新的燃烧室旋流器组合方案来推动低污染排放技术发展。一、模型及计算1.模型本文所研究的中心分级燃烧室模型结构可以简化为单头部矩形结构，主要由三级旋流器、单油路压力雾化喷嘴、火焰筒等组成。燃烧室各尺寸设计如下：长 915 mm，宽 120 mm，高度 190 mm。燃烧室几何模型如图 1 所示图 1 中心分级燃烧室模型本文所研究的三级旋流器借鉴文献6中的旋流器结构，如图 2。旋流器由值班级和主燃级构成，其中值班级是双级径向旋流结构，采用文氏管、套筒相互配合方式，其中心处安装有单油路压力雾化喷嘴，喷嘴角为 80。主燃级为环形端壁和套筒外端面构成的预混通道式结构。值班级第 1 级采用顺时针进气的方式，叶片角分别设计为 30、45、60三种；值班级第 2 级采用逆时针进气的方式，叶片角设计为 45；主燃级采用逆时针进气的方式，叶片角设计为 45。值班级第 1 级出口直径 d 设计为 28 mm，旋流器出口直径 D 设计为 90 mm。旋流器结构如图 2 所示。火焰筒长设计为 338 mm，径向高度设计为 120 mm，宽度设计为 120 mm。火焰筒与旋流器的相对位置如图 3。图 2 旋流器图 3 火焰筒与旋流器相对位置2.计算方法与边界条件本文利用 ANSYS Fluent 软件对中心分级燃烧室进行数值模拟计算。将进入燃烧室参与燃烧的空气视作理想流体，又因为此模型中流体采用了强旋流流体设计，因此湍流模型采用更加适合该模型流动特性的 Realizable k-湍流模型；辐射模型采用 P-1 辐射模型；燃料选用航空煤油C12H23；燃烧模型选用非预混 PDF 燃烧模型；第一级旋流对中心分级燃烧室性能影响的研究5山东工业技术 2023 年 第 5 期(总第 313 期）排放模型选取热力型 NOX模型；微分方程计算精度采用二阶迎风离散格式；采用 SIMPLE 算法来进行压力和速度的耦合计算；数值模拟中，当各个物理量的残差值小于 0.001，进出口质量流量的相对误差小于 5%时，将此时结果作为收敛结果。数值模拟计算采用 3 MPa 的操作压力。进口边界为质量进口，温度设置为 850 K，质量流量设置为 5 kg/s，湍流强度为 5%，水力直径为 0.109 m，辐射吸收率设 置为 0.8。喷嘴边界条件设置：温度设置为 300 K，质量流量设置为0.02738 kg/s，水力直径为 0.002 m。出口边界条件设置：将出口类型设置为压力出口，湍流强度为 5%，水力直径为 0.09 m，辐射吸收率设置为 0.8；燃烧室的各壁面边界条件均设置为无滑移绝热壁面，近壁面区采用标准壁面函数处理，满足 Fluent 壁面函数处理近壁面流动的要求12,13。3.网格划分采用 ANSYS Meshing 对模型分区域进行网格划分，包括气流通道、三级旋流器、火焰筒等多个部分。考虑到旋流器结构比较复杂，因此旋流器所在区域采用非结构化网格，并对旋流器部分和回流区进行网格加密处理。中心分级燃烧室模型分区域网格划分如图 4 所示。图 4 中心分级燃烧室分区域网格本文设计了 3 种方案来验证网格无关性：方案A网格数量为270万，方案B网格数量为325万，方案 C 网格数量为 465 万。图 5 为当均采用非结构化网格，3 种不同网格数量方案下，轴向速度在旋流器出口位置的分布情况。从图中可以看出，当计算域网格数大于270 万以后，三种方案下旋流器出口处的轴向速度几乎一致，计算结果与计算域网格数无关，所以选取网格数量为 270 万。图 5 不同网格数下轴向速度分布二、研究方案为研究 1 级旋流对燃烧室性能的影响，保持值班级第 2 级、主燃级叶片旋向和叶片数量不变，仅改变值班级第 1 级叶片的叶片角。考虑燃烧室的实际燃烧空间和实际配风量的大小，值班级第2 级和主燃级叶片角均保持逆时针 45，值班级第 1 级的方案选择为 30、45、60（均为顺时针）。具体方案见表 1。表 1 旋流器叶片角方案方案第一级叶片角/()第二级叶片角/()主燃级叶片角/()130-45-45245-45-45360-45-45三、分析1.流动特性分析图 6 为 3 种方案下燃烧室中心截面的速度矢量图。由图 6 可以看出，在不同叶片角条件下，燃烧室内都可以形成明显的回流区，回流区大致位于燃烧室的中间，并且以中轴线呈对称分布。由此可以看出，此三种方案下的第 1 级叶片角对回流区形成的影响不明显。图 7 为 3 种方案下燃烧室中心截面中轴线上轴向速度分布,其中 D 为旋流器出口直径，沿气流流动的轴向方向为 Y 轴正向，Y 的坐标原点位于旋流器出口中心位置（即 Y/D=0）。由图 7 可以看出，中轴线上轴向速度出现两个较大的负速6度区域，这是在值班级和主燃级作用下形成的回流区；这 3 种方案的回流区长度几乎一致。图 7 中轴线上轴向速度分布图 8 为 3种方案下燃烧室中心截面上旋流器出口下游不同位置的轴向速度分布图。由图 8可以看出，在旋流器出口处，即 Y=0D 时，方案 1 的回流速度最小，但是当流场向下游发展到回流区中心（即 Y=0.25D 时），方案 1 的回流速度逐渐比方案 2 的回流速度大，同时速度差越来越大；在旋流器出口处，即 Y/D=0 时，方案 3 的回流速度最大，并且在 Y=0.25D 处，方案 3 的回流速度仍然比方案 2 的回流速度大且速度差越来越大。由此可知，相较于方案 2，方案 1 的回流区速度增大，方案 3 的回流区速度增大。图 6 不同叶片角下燃烧室燃烧室中心截面流场速度矢量图第一级旋流对中心分级燃烧室性能影响的研究7山东工业技术 2023 年 第 5 期(总第 313 期）图 8 不同位置轴向速度分布2.温度特性分析图 9 所示为 3 种方案下燃烧室中心截面的温度分布云图。由图 9 可以看出，3 种方案的燃烧室温度分布规律基本一致，除旋流器头部以外，大部分区域的温度分布均匀，整体在 1200 K 至1700 K 之间。压力雾化喷嘴处由于喷射燃料，因此喷嘴处温度相对较低。方案 1 的高温区域集中于旋流器出口位置，方案 2 的高温区域集中在值班级旋流器出口处，方案 3 的高温区域集中在值班级旋流器和外旋流器出口处。图 10 为 3 种方案下燃烧室中心截面中轴线上温度分布图，其中沿流程方向为 y 轴正向，y 的原点为值班级旋流器出口中心位置。由图 10 可以看出，相较于方案 2，方案 1 的中轴线上最高温度和方案 2 最高温度基本相等，方案 1 最高温度的位置更靠下游；相较于方案 2，方案 3 的中轴线上最高温度更大，且最高温度的位置更靠下游一点。分析原因为，方案 1 叶片角小，气流旋转较弱，气流切向动量较小，气流轴向射流速度较强，致使燃料被气流带至相对更下游的位置充分混合和燃烧；方案 3 叶片角大，气流旋转较强，气流切向动量较大，燃油雾化更充分，同时由流动特性分析可知，方案 3 的回流速度更大，从而使得燃料和气流在旋流器头部能够更快、更充分地混合燃烧，故最高温度较大，且最高温位置靠下游一点。图 10 中轴线上温度分布图 11 为 3 种方案下燃烧室中心截面的温度场从值班级旋流器出口向下游发展分布图，y 与d 的定义同前所述。可以看出，从值班级第 1 级方案 1 方案 2方案 3 图 9 温度分布云图8旋流器出口至旋流器出口(即 y=0d 至 y=1d)位置，方案 1 的温度低于方案 2，主要因为气流和燃料未充分混合，燃烧不充分；方案 3 的温度高于方案 2，主要是因为叶片角增大，气流与燃料得到了充分的混合并发生充分的燃烧。在旋流器器出口位置处(y=d)，3 种方案下温度都达到了 1600 K 以上，3 种方案均已发生了充分燃烧。从旋流器出口至回流区中心位置（y=12d），回流区的温度稍低于外侧温度，高温区域的范围随着向下游发展越来越宽，在回流区中心位置(y=2d)，方案 1 的温度最高且高温范围最宽，方案 2 的温度最低。在旋流器内部里，方案 3 由于燃料与气流充分混合，且在较大回流速度的作用下，已经发生了充分的燃烧反应，其最高温度值在 3 种方案中最大，达到了 2400 K 左右，如此高的温度对于旋流器的冷却要求较高，若冷却不理想，会对旋流器造成损伤。3.污染物排放分析通过 CFD 模拟计算可以得到 3 种方案的燃烧室出口 NO 的平均质量分数，本文用 NO 质量分数表征燃烧室的污染物排放特性。如表 2所示。图 11 温度场向下游发展分布图第一级旋流对中心分级燃烧室性能影响的研究9山东工业技术 2023 年 第 5 期(总第 313 期）图 12 NO 质量分数分布与温度分布对比表 2 不同叶片安装角下出口 NO 平均质量分数方案123NO 平均质量分数（e-6）6.8590.3135.478由 NOx 的生成机理可以知道，温度过高易导致 NOx 的产生。如图 13 所示，NO 的生成区域与温度分布区域大致相同。相较于方案2，方案 1 的叶片角减小，燃料未充分雾化，燃料分布不均，致使燃烧室局部温度过高，NO 排放增大；相较于方案 2，方案 3 的叶片角增大，燃料充分雾化并与气流混合，在值班级所产生的回流区作用下，燃料在旋流器头部充分燃烧，致使旋流器头部的局部温度过高，NO 排放增大。四、结论采用数值模拟（CFD）的方法对值班级第 1级叶片角分别为 30、45、60的中心分级燃烧室的速度场、温度场、污染物排放进行模拟计算研究，得出以下结论：1.此三种方案下的第 1 级叶片角对回流区形成的影响不明显。2.第1级叶片角对燃烧室温度特性影响显著。叶片角较小时温度场分布不均；叶片角较大时高温区域更靠近旋流器内部，易对旋流器造成损伤。3.第 1 级叶片角对污染物排放影响较大。相较于 45，30和 60时都存在温度很高的高温区，易导致污染物排放增加。4.对本文所研究的中心分级燃烧室而言，第1 级叶片角选择 45有助于提高燃烧室的燃烧性能。参考文献1 彭云晖，林宇震，刘高恩.三旋流燃烧室出口温度分布的初步试验研究 J.航空动力学报，2007，22(4)：554-558.2 林宏军，尚守堂，程明，等高油气比燃烧技术工程应用与发展分析 J航空发动机，2021，47(4)：72-813 肖茹洁.双环预混旋流燃烧室燃烧室特性研究 D.大连海事大学,2020 4 陈欣,李明,刘爱虢.旋流器叶片安装角对 TAPS 燃烧室性能影响 J.冶金能源,2016,35(4):12-16105 丁国玉,何小民,赵自强,等.三级轴向旋流器影响燃烧室性能的试验 J.航空动力学报,2015,30(3):686-693.6 苗淼,陆景贺,杨家龙.旋流器结构参数对 TAPS 燃烧室性能的影响 J.燃气轮机技术,2019,32(4):10-147 程明,林宏军,李锋.旋流杯设计参数对燃烧性能的影响 J.航空动力学报,2014,29(10):2355-23618 Dinesh K K,Jenkins K W,Savill A M,et al.Swirl effects on external intermittency in turbulent jetsJ.International Journal of Heat&Fluid Flow，2012，33(1)：193-206.9 Lazik W，Doerr T，Bake 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on the performance of the central staged combustor was studied by using the numerical simulation method.On the premise that the blades of the second stage and the main combustion stage of the hydrocyclone structure remain unchanged,the blade angle of the first stage is changed.Based on this,three schemes are designed:30,45 and 60,and 45 is taken as the reference scheme.The results show that the installation angle of the first stage blade on duty is not the decisive factor for the flow field structure and the formation of the recirculation zone in the combustor;Compared with the reference scheme,too small blade angle of the first stage will lead to deterioration of temperature distribution in the combustion chamber and increase of local temperature.Too large blade angle will lead to too high internal temperature of the cyclone.Both conditions will lead to local high temperature areas,and the pollutant NOX generated in local high temperature areas will increase.For the central staged combustion chamber model,the reasonable installation angle of the first stage blade in the shift is about 45.Key Words:numerical simulation,pilot stage,blade installation angle,combustion performance第一级旋流对中心分级燃烧室性能影响的研究