進氣管結構及尺寸對旋流冷壁燃燒室性能的影響*

李 凱,曾卓雄,徐義華

(1 南昌航空大學飛行器工程學院,南昌 330063;2 上海電力學院能源與機械工程學院,上海 200090)

進氣管結構及尺寸對旋流冷壁燃燒室性能的影響*

李 凱1,曾卓雄2,徐義華1

(1 南昌航空大學飛行器工程學院,南昌 330063;2 上海電力學院能源與機械工程學院,上海 200090)

為了考察進氣管結構尺寸對旋流冷壁燃燒室性能的影響,采用雷諾應力模型(RSM)對矩形進氣管、圓形進氣管和三角形進氣管的旋流冷壁燃燒室進行了數值模擬。結果表明:綜合考慮燃燒效率、總壓損失、冷壁效果以及出口溫度分布,矩形進氣管較圓形與三角形進氣管性能更優。矩形進氣管入口長寬比對總壓損失系數的影響不大,對出口溫度分布、燃燒效率影響較大。矩形進氣管入口長寬比為0.64時,旋流冷壁室綜合性能達到最佳。

旋流冷卻;進氣管結構尺寸;燃燒室性能;數值模擬

0 引言

燃燒室工作溫度極高,如果壁面得不到合適的冷卻,就容易變形或燒壞;同時,火焰筒壁產生很大的溫度梯度,引起很大的熱應力,會使火焰筒產生裂紋。渦流冷卻作為一種新型燃燒室冷卻方法,能很好的實現冷卻壁面的目標。同時,應用渦流冷卻技術的發動機具有成本低、維護性好以及壽命長的特點[1]。

近年來,國內外對渦流冷卻技術在燃燒室方面的應用開展了一些研究。唐飛等[2]開展了氧化劑噴嘴入射角優化的仿真研究,發現氧化劑傾斜一定角度可以增加渦流速度與渦量,有助于提高燃燒效率。李家文等[3]研究表明,在三種不同噴嘴分布直徑的氫噴注面板下,燃燒室最高效率為97.6%,同時發現,高溫火焰在燃燒室圓筒段59.5%半徑以內的區域。Anderson等[4]利用示蹤粒子進行了推力室冷流實驗,得到了渦流結構。孫得川等[5]進行了氣氧/甲烷渦流冷壁燃燒室流場與壁面耦合傳熱分析,獲得了燃燒室和噴管的壁面溫度隨時間的變化規律。李恭楠等[6]開展了渦流冷卻推力室的三維仿真研究,驗證了雙向渦旋結構,內外渦流分界面約占燃燒室半徑的86%,燃燒區域約占推力室半徑的70%。

目前,渦流冷卻技術主要用于火箭發動機推力室,尾部多采用縮放噴管,而為了防止切向噴入的氧化劑直接向下游流向噴管,需要設計合適的噴管收斂段[7],并且大多研究只停留在內外雙渦流結構以及壁面冷卻效果的驗證,并未深入開展進氣管結構尺寸對燃燒室性能影響的研究。為此,文中結合旋流分離器[8-9]提出旋流冷壁燃燒室,并針對旋流冷壁燃燒室的進氣管結構尺寸開展了仿真研究,探究進氣管對旋流冷壁燃燒室性能的影響規律。

1 幾何模型和計算方法

1.1 幾何模型

旋流冷壁燃燒室結構如圖1所示,頭部噴注方式如圖2所示。燃燒室兩側為切向進氣管,燃料從頭部環形孔噴入。以頭部圓面圓心為坐標原點,沿Z軸正方向建立幾何模型。具體結構尺寸參數如下:燃燒室筒體直徑D=45 mm;矩形進氣管空氣入口邊長為a,寬為b;環形孔外徑dout=32 mm,內徑din=30 mm;燃燒室筒體段高度H=164 mm;噴管高度T=50 mm,噴管伸入長度S=30 mm,噴管直徑D1=24 mm。其他進氣管結構為圓形(當前常用)、三角形(等邊),均與燃燒室筒體相切(如圖3),其中保持3種情況下入口面積A=100 mm2不變。矩形進氣管長寬參數值如表1所示。

圖1 旋流冷壁燃燒室結構示意圖

圖2 頭部噴注方式示意圖

圖3 進氣管結構示意圖

a/mmb/mma/bCase15200.25Case25.717.50.33Caes36.7150.45Caes4812.50.64Caes510101Caes612.581.6Caes7156.72.2Caes817.55.73.1Caes92054

2.2 控制方程與邊界條件

由于旋流冷壁燃燒室內部流動類似旋流分離器,屬于強旋流流動,較多的研究認為雷諾應力模型(RSM)可以較準確的描述旋流器內的流體行為[10-11],故此,湍流模型采用雷諾應力模型(RSM),近壁面采用標準壁面函數法,擴散項采用二階中心差分,對流項采用QUICK格式。速度-壓力耦合采用SIMPLEC方法,燃燒模型為通用有限化學反應速率模型,湍流-化學反應模型為渦耗散模型。來流條件采用速度入口邊界條件,空氣入口速度為20m/s;燃燒室總當量比為0.47;出口采用壓力出口邊界條件,出口壓力設為大氣壓,壁面采用絕熱壁面,速度取無滑移條件?？諝馀c甲烷的進口溫度均為300K。

2 計算結果與分析

2.1 算例驗證

由于旋流冷壁燃燒室內部流動類似旋流分離器,所以按照上述的湍流模型及邊界條件對高效Stairmand型旋風分離器的內部流場進行了數值模擬,模擬結果與文獻[12]中的實驗數據比較吻合(如圖4),表明文中選用的模擬方法是可信的。

圖4 Stairmand旋風分離器在Z=0.2 m處軸向速度分布與模擬結果對比

2.2 進氣管結構的影響

2.2.1 內部特征

頭部區域是燃燒和壁面冷卻的重點區域,所以文中選取Z/H=25%位置處的渦旋速度沿徑向分布進行分析。由圖5知,渦旋速度從壁面向內快速上升,隨后進入速度相對平穩的階段,最后快速下降。內旋流核心區域渦旋速度與距離中心的長度成正比,屬于強迫渦;而外旋流內渦旋速度與距離中心的長度成反比,屬于自由渦,這與文獻[13-15]中所述的內外雙層旋流可簡化為外層自由渦、內層強迫渦的結論基本一致。另外,中間渦旋速度相對穩定的區域是內外旋流的過渡區,稱為雙層旋流的環形空間。圖5表明,矩形進氣管條件下內旋流核心區渦旋速度最大,圓形進氣管與之接近,而三角形進氣管則渦旋速度最小。在環形空間內,三角形進氣管渦旋速度最大,矩形進氣管最小;但是圓形和三角形進氣管條件下,環形空間內在內外旋流分界的位置存在渦旋速度的快速上升,而矩形進氣管則過渡平穩。

圖5 不同進氣管結構下Z/H=25%位置處渦旋速度沿徑向分布

圖6 不同進氣管結構下燃燒室溫度分布圖

文中通過未過進氣口的中心對稱面上的溫度分布來觀察旋流冷壁燃燒室的壁面冷卻效果。由圖6可知,3種進氣管結構下燃燒室均能起到冷壁的作用,壁面附近溫度均在常用火焰筒材料最大工作溫度要求的1 200 K[16]以下。其中三角形進氣管下壁面附近溫度最高,達到1 100 K,而其他情況下只有800 K左右。這主要受兩方面因素的影響:一方面,三角形進氣管下的內旋流核心區域渦旋速度低,燃料摻混差,燃燒不充分,使得環形空間內燃料濃度較高;另一方面,該情況下環形空間渦旋速度大,利于燃料摻混,使得該區域燃燒劇烈,這些高溫產物很快將熱量傳遞至緊挨環形空間的外旋流內,導致壁面附近溫度快速上升,破壞了冷壁效果。

2.2.2 總壓損失系數

總壓損失是燃燒室性能參數之一,代表了燃燒室設計的好壞。為考察旋流冷壁燃燒室總壓的損失情況,引入總壓損失系數,其計算公式為:

(1)

由式(1)計算得矩形、圓形、三角形進氣管條件下總壓損失系數分別為0.6%、0.64%、0.58%,3種情況下總壓損失系數都很小,且相差不大,說明進氣管結構對總壓損失系數的影響不大。

2.2.3 燃燒效率

燃燒效率亦為燃燒室性能參數之一,文中燃燒效率計算采用燃氣分析法,計算公式為:

(2)

式中:EI為污染排放物指數(g/kg),LHV為低位熱值,下標x表示各污染排放物,f表示燃料。

由式(2)計算得矩形、圓形、三角形進氣管下的燃燒效率分別為97.3%、97%、96.2%。由于離心力的作用,密度較小的甲烷聚集在燃燒室中心,而渦旋速度的提高有利于燃料的摻混,使燃燒更充分,因此內旋流核心區域的渦旋速度是影響燃燒效率的關鍵因素。矩形進氣管下的內旋流核心區域渦旋速度最大,所以燃燒效率最高;三角形進氣管下的內旋流核心區域渦旋速度最低,所以燃燒效率最低。圓形進氣管下由于具有較高的環形空間渦旋速度,從而改善了內旋流核心區域渦旋速度低引起的燃燒效率低的問題,使其具有與矩形進氣管接近的燃燒效率。

2.2.3 出口溫度分布系數

燃燒室出口溫度的品質將影響渦輪葉片的壽命,文中采用出口溫度分布系數(OTDF)來衡量出口溫度分布的質量,其計算公式為:

(3)

式中:T4max表示燃燒室出口最高溫度;T4ave表示燃燒室出口平均溫度;T3ave表示燃燒室入口平均溫度。

由式(1)計算得矩形、圓形、三角形進氣管條件下OTDF值分別為0.32、0.48、0.36。3種情況下OTDF有一定差距,其中只有矩形進氣管才滿足航空發動機燃燒室OTDF值在0.25～0.35之間的要求[11];而圓形進氣管的OTDF達到0.48,出口溫度分布較不均勻,將會影響燃燒室后續部件的壽命。綜上所述,矩形進氣管條件下,旋流冷壁燃燒室具有相對最高的燃燒效率,較低的總壓損失以及相對最佳的出口溫度分布。

2.3 矩形進氣管長寬比的影響

2.3.1 內部特征

圖7為不同入口長寬比下Z/H=25%位置處的切向速度沿徑向分布,為使圖形清晰選取了部分具有代表性的情況。由7圖可知,內旋流核心區、環形空間的渦旋速度隨著長寬比的增加均呈下降趨勢,其中長寬比小于1時的內旋流核心區渦旋速度相差不大,長寬比大于1時的內旋流渦旋速度下降明顯。

不同長寬比條件下的燃燒室均具有很好的冷壁效果。因為冷壁效果受多個因素的綜合影響:長寬比小于1時,內旋流核心區域渦旋速度高,摻混效果好,燃燒充分,使得環形空間內燃料濃度低,即使擁有較高的環形空間渦流速度也沒有破壞冷壁效果;而長寬比大于1時,內旋流核心區域渦旋速度低,摻混效果差,燃燒不充分,使得環形空間內燃料濃度高,但是環形空間渦流速度低,燃燒不劇烈,所以仍保持了好的冷壁效果。

圖7 不同入口長寬比下Z/H=25%位置處的渦旋速度沿徑向分布

2.3.2 總壓損失系數

由圖8可知,總壓損失系數隨著長寬比的增加而略有下降,但總體數值較小,說明旋流冷壁燃燒室具有低阻特性。長寬比增大表明進氣管在高度方向上所占的比例越大,空氣進入燃燒室沿壁面向下旋轉的圈數就越少,經歷的路程就越短,從而減小了氣流與壁面產生的摩阻損失,所以長寬比較大時總壓損失系數有所下降。

圖8 不同入口長寬比下總壓損失系數

2.3.3 燃燒效率

從圖9可以發現,在長寬比小于1時,燃燒效率接近,在97%上下;而當長寬比大于1時燃燒效率下降明顯,最低為95.4%。結合渦旋速度的分析可知,長寬比小于1時,影響燃燒效率的旋流核心區的渦旋速度相差不大,所以燃燒效率比較接近。然而,長寬比大于1時,內旋流核心區渦旋速度較快下降,導致了燃燒效率的較快下降。

圖9 不同入口長寬比下燃燒效率

圖10 不同入口長寬比下的OTDF值

2.3.4 出口溫度分布系數

在圖10中,OTDF呈現“W”形狀,其最小值出現在長寬比為1的兩側,為0.32,而且只有該兩種情況下滿足了OTDF小于0.35的要求。其他情況下出口溫度分布較不均勻,增加了燃燒室后續部件工作環境的惡劣程度。綜上分析,矩形進氣管在長寬比為0.64的情況下,具有最高的燃燒效率,較低的總壓損失,良好的壁面冷卻效果以及最佳的出口溫度分布,是較為合理的進氣管結構與尺寸。

3 結論

文中開展了不同進氣管結構及矩形進口尺寸對旋流冷壁燃燒室影響的熱流數值研究,得到了以下結論:

1)矩形進氣管較圓形與三角形進氣管有最高的燃燒效率,低的總壓損失,良好的冷壁效果以及最佳的出口溫度分布。

2)入口長寬比對總壓損失系數的影響不大,但對出口溫度分布影響較大;矩形進氣管入口長寬比小于1時,其對燃燒效率影響不大;矩形進氣管長寬比大于1時,其對燃燒效率的影響較為明顯。

3)矩形進氣管入口長寬比為0.64時,旋流冷壁室綜合性能達到最佳,燃燒效率為97.3%,總壓損失系數為0.6%,OTDF為0.32。

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Effect of Inlet Duct on Performance of Swirl-cooled Combustor Chamber

LI Kai1,ZENG Zhuoxiong2,XU Yihua1

(1 School of Aircraft Engineering, Nanchang Hangkong University, Nanchang 330063, China;2 College of Energy and Mechanical Engineering, Shanghai University of Electris Power，Shanghai 200090, China)

In order to study effect of inlet duct on performance of swirl-cooled combustor chamber, Reynolds stress model (RSM) was used to carry out simulations of swirl-cooled combustor chamber with different inlet duct structures (rectangular inlet, circular inlet and triangular inlet). The results show that considering combustion efficiency, total pressure loss, cooling effect of wall outlet temperature distribution, the performance of rectangular inlet duct is better than circular or triangular inlet duct. Entrance aspect ratio has little effect on total pressure loss coefficient, but has greater impact on outlet temperature distribution and combustion efficiency. Under conditions of this paper, when the aspect ratio of the rectangular inlet duct gets to 0.64, the comprehensive performance of swirl-cooled combustor reaches optimal.

swirl-cooled; structures and size of inlet duct; performance of combustor chamber; numerical simulation

2014-07-02

國家自然科學基金(51066006;51266013);航空科學基金(2013ZB56002;2013ZB56004)資助

李凱(1991-),男,浙江嘉興人,研究生,研究方向:航空工程。

V434

A