李 昊,于勝春,楊延強(qiáng),張 勇,殷 哲

(1.海軍航空工程學(xué)院飛行器工程系,山東 煙臺(tái) 264001;2.沈陽(yáng)農(nóng)業(yè)大學(xué)工程學(xué)院,沈陽(yáng) 110161;3.山東理工大學(xué)輕工與農(nóng)業(yè)工程學(xué)院,山東淄博 255091)

0 引 言

中心突擴(kuò)燃燒室是吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)(包括絕大多數(shù)的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)和部分沖壓發(fā)動(dòng)機(jī))廣為采用的一種燃燒室結(jié)構(gòu)。振蕩燃燒造成發(fā)動(dòng)機(jī)工作不穩(wěn)定,嚴(yán)重時(shí)可能造成發(fā)動(dòng)機(jī)的熄火或飛行器的結(jié)構(gòu)破壞。振蕩燃燒是燃燒室中聲、渦、化學(xué)反應(yīng)等復(fù)雜物理化學(xué)過(guò)程非線性耦合作用的結(jié)果,并與發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)形式、結(jié)構(gòu)參數(shù)及工作參數(shù)有著密切關(guān)系。因此研究中心突擴(kuò)燃燒室在冷流情況下壓強(qiáng)振蕩與燃燒室結(jié)構(gòu)以及工作參數(shù)的關(guān)系有著重要的意義。

到目前為止,世界各國(guó)對(duì)該型燃燒室的流動(dòng)過(guò)程進(jìn)行了較多的研究,如Yu Kenneth[1-2]對(duì)中心突擴(kuò)燃燒室進(jìn)行了氣體冷流和丙烷燃燒試驗(yàn),測(cè)量了不同尺寸和流速時(shí)的振蕩頻率,并利用紋影技術(shù)對(duì)燃燒過(guò)程進(jìn)行了拍攝,對(duì)振蕩燃燒的本質(zhì)作出了自己的解釋。Kailasanath[3]等對(duì)中心突擴(kuò)燃燒室渦聲相互作用進(jìn)行了數(shù)值模擬。Akbari P[4]也對(duì)該型燃燒室聲場(chǎng)和流動(dòng)的耦合關(guān)系進(jìn)行了試驗(yàn)研究和數(shù)值模擬,分析了影響壓強(qiáng)振蕩頻率的因素。Strakey[5]用二維PIV研究了冷流條件下旋流穩(wěn)定中心突擴(kuò)燃燒室的流動(dòng)特性,并以此為據(jù)比較了不同方法數(shù)值模擬所得結(jié)果的可靠性。Sengissen[6]對(duì)分別中心突擴(kuò)燃燒室冷態(tài)和反應(yīng)條件下的流場(chǎng)特性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬,分析了燃油調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)所起的作用。

但由于燃燒室本身流動(dòng)的復(fù)雜性,及人們對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)越來(lái)越高的要求,對(duì)其內(nèi)部流動(dòng)過(guò)程的研究遠(yuǎn)遠(yuǎn)沒(méi)有結(jié)束。該文對(duì)不同突擴(kuò)比模型,在不同的入口速度條件下,燃燒室各點(diǎn)的壓強(qiáng)振蕩進(jìn)行了試驗(yàn)研究。以期找到壓強(qiáng)脈動(dòng)頻率幅值與突擴(kuò)比、入口速度以及測(cè)量位置的關(guān)系。

1 試驗(yàn)裝置及模型結(jié)構(gòu)

試驗(yàn)裝置由斷路器、變頻器、高壓離心風(fēng)機(jī)、軟連接、壓力傳感器、實(shí)驗(yàn)段和數(shù)據(jù)采集設(shè)備等組成(如圖1所示)。風(fēng)機(jī)為9-19-5.6A型11kW高壓離心式風(fēng)機(jī),最大流量為3619m3/h,最大全壓為7182Pa,可為該模型提供最大100m/s的入口速度;數(shù)據(jù)采集設(shè)備為NI公司USB-6251型16通道數(shù)據(jù)采集儀,可同時(shí)采集模型中多個(gè)測(cè)量點(diǎn)的壓強(qiáng)脈動(dòng);壓力傳感器為RST1通用型壓力傳感器,其量程為±20kPa,零點(diǎn)誤差為 ±0.1%FS,響應(yīng)時(shí)間為 10-4s;變頻器為CHF100-7R5G/011P-4型通用變頻器,通過(guò)變頻器改變風(fēng)機(jī)輸入電壓的頻率,從而改變風(fēng)機(jī)的轉(zhuǎn)速,達(dá)到調(diào)節(jié)入口速度的目的。軟連接段內(nèi)部安裝了穩(wěn)流葉柵,一方面是為了隔離風(fēng)機(jī)的振動(dòng),另一方面是為了減弱風(fēng)機(jī)葉片旋轉(zhuǎn)擾動(dòng)對(duì)實(shí)驗(yàn)段流場(chǎng)的影響。

圖1 試驗(yàn)裝置示意圖Fig.1 Schematic of test rig

考慮到中心突擴(kuò)燃燒室的對(duì)稱(chēng)性和研究的方便,取其一半進(jìn)行研究;同時(shí)為了研究不同外形尺寸對(duì)流動(dòng)過(guò)程的影響,分別設(shè)計(jì)了兩種不同突擴(kuò)比的模型：突擴(kuò)比為2的模型A和突擴(kuò)比為3的模型B。傳感器分別安裝于進(jìn)氣道a處、燃燒室b處、回流區(qū)c處和噴管入口d處(見(jiàn)圖2、圖3)。

圖2 模型A尺寸(單位mm)Fig.2 Dimension of model A(mm)

圖3 模型B尺寸(單位mm)Fig.3 Dimension of model B(mm)

2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

2.1 來(lái)流穩(wěn)定性分析

圖4 不同速度時(shí)來(lái)流的壓強(qiáng)頻譜曲線Fig.4 Inflowpressure spectrum curve on different velocity

要使實(shí)驗(yàn)結(jié)果有意義,必須確保來(lái)流是穩(wěn)定的,為此延長(zhǎng)了軟連接段的長(zhǎng)度,并在其中安裝了穩(wěn)流網(wǎng)與導(dǎo)流葉柵。圖4為未連接試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜁r(shí),在穩(wěn)流段測(cè)得的壓強(qiáng)頻譜曲線。由圖可見(jiàn),在入口速度為40m/s時(shí)未見(jiàn)突出的脈動(dòng)頻率,脈動(dòng)僅由噪聲組成;在入口速度為70m/s時(shí),最大脈動(dòng)幅值不超過(guò)10Pa,遠(yuǎn)低于圖6中相應(yīng)入口速度的脈動(dòng)幅值,其脈動(dòng)也主要由噪聲組成。故來(lái)流的穩(wěn)定性滿足試驗(yàn)的要求。

2.2 入口速度對(duì)壓強(qiáng)振蕩的影響

圖5是模型B中b傳感器在入口速度連續(xù)變化時(shí)測(cè)得的壓強(qiáng)脈動(dòng)曲線(實(shí)測(cè)值為負(fù)壓,為了方便理解,圖中縱坐標(biāo)取絕對(duì)值),從圖中可以看出,隨著入口速度的提高,壓強(qiáng)整體脈動(dòng)幅值越來(lái)越大,且有加速上升的趨勢(shì)。

圖5 不同速度時(shí)的壓強(qiáng)脈動(dòng)曲線Fig.5 Pressure oscillation curve on different velocity

圖6給出了模型B中b傳感器在不同入口速度時(shí)的壓強(qiáng)頻譜曲線,從圖中可以看出：

(1)在入口速度為 20、30、……、90m/s時(shí),脈動(dòng)主頻分別為 23Hz、34Hz、46Hz、57Hz、43Hz、50Hz、58Hz、65Hz?？梢?jiàn)隨著入口速度的增大,主頻也有增大的趨勢(shì),但不是嚴(yán)格隨入口速度的增大而增大。

圖6 模型B不同入口速度時(shí)的壓強(qiáng)頻譜曲線Fig.6 Pressure spectrum curve on different velocity of model B

(2)在速度比較低的情況下,單一主頻的振蕩起主要作用,振蕩幅值隨速度的增大而增大,當(dāng)振幅增加到一定值(圖中120Pa左右)時(shí),該主頻的振蕩趨于飽和,而次頻振蕩的作用逐漸增大。根據(jù)不同模型不同位置的測(cè)量結(jié)果,該飽和值各不相同,可見(jiàn)振蕩飽和振幅與模型結(jié)構(gòu)以及測(cè)量位置密切相關(guān)。

(3)在20-30Hz區(qū)域雖然沒(méi)有形成突出的優(yōu)勢(shì)頻率,但整體上都有不小的振幅,在整個(gè)頻域上占有重要的位置。這一點(diǎn)在入口速度較大時(shí)尤為明顯。

2.3 突擴(kuò)比對(duì)壓強(qiáng)振蕩的影響

模型的突擴(kuò)比不同,則回流區(qū)長(zhǎng)度和湍流強(qiáng)度不同。為了研究突擴(kuò)比對(duì)壓強(qiáng)振蕩的影響,比較兩個(gè)模型中 c點(diǎn)(圖2、圖3)的測(cè)量結(jié)果,見(jiàn)表 1。

表1 兩種模型振蕩頻率和幅值的比較Table 1 Comparison of oscillation frequency and amplitude of two model

由表可見(jiàn)兩模型的主頻幾乎一致,說(shuō)明突擴(kuò)比對(duì)壓強(qiáng)振蕩頻率的影響很小。在低速情況下,模型A的主頻幅值高于模型B的主頻幅值;在高速情況下,模型A的主頻幅值低于模型B的主頻幅值,但次頻幅值則相反。說(shuō)明在高速的條件下,小突擴(kuò)比模型流場(chǎng)更易于受多個(gè)振蕩頻率的控制。另外,雖然整體脈動(dòng)幅值隨入口速度的增大而增大,但對(duì)于主頻的脈動(dòng)幅值則未必,如對(duì)于模型A,入口速度為70m/s時(shí)的主頻脈動(dòng)幅值小于入口速度為40m/s時(shí)的主頻脈動(dòng)幅值,而前者的次頻幅值遠(yuǎn)大于后者,故此表中的結(jié)果與2.2節(jié)的結(jié)論并不矛盾。

2.4 燃燒室不同位置對(duì)壓強(qiáng)振蕩的影響

圖7給出了模型A不同位置所測(cè)得的壓強(qiáng)脈動(dòng)曲線,其入口速度為80m/s。a、b、c、d點(diǎn)的脈動(dòng)幅值分別為 1610Pa、1320Pa、1290Pa、1410Pa(剔除 1%的最大值)?？梢?jiàn),位于進(jìn)氣道的a點(diǎn)壓強(qiáng)脈動(dòng)幅值最大,位于回流區(qū)的c點(diǎn)壓強(qiáng)脈動(dòng)幅值最小,而位于燃燒室中部的b點(diǎn)以及位于噴管入口的d點(diǎn)的壓強(qiáng)脈動(dòng)幅值處于前二者之間。進(jìn)氣道(a處)壓強(qiáng)脈動(dòng)幅值較燃燒室(b、c、d處)高14%-25%。

圖8為模型B不同位置所測(cè)得的壓強(qiáng)脈動(dòng)曲線,其入口速度同樣為80m/s。a、b、c、d點(diǎn)的脈動(dòng)幅值分別為 1630Pa、1380Pa、1070Pa、1450Pa。同樣可以得到：位于進(jìn)氣道的a點(diǎn)壓強(qiáng)脈動(dòng)幅值最大,位于回流區(qū)的c點(diǎn)壓強(qiáng)脈動(dòng)幅值最小,而位于燃燒室中部的b點(diǎn)以及位于噴管入口的d點(diǎn)的壓強(qiáng)脈動(dòng)幅值處于前二者之間。進(jìn)氣道(a處)壓強(qiáng)脈動(dòng)幅值較燃燒室(b、c、d 處)高 12%-52%。

圖7 模型A不同位置壓強(qiáng)脈動(dòng)曲線Fig.7 Pressure amplitude curve on different location of model A

可見(jiàn),對(duì)于不同突擴(kuò)比的模型均有進(jìn)氣道中的壓強(qiáng)振蕩幅值大于燃燒室中的壓強(qiáng)振蕩幅值,回流區(qū)的壓強(qiáng)振蕩幅值較其它位置要小,而隨著突擴(kuò)比的增大,這一點(diǎn)更為明顯。

3 結(jié) 論

根據(jù)對(duì)中心突擴(kuò)燃燒室壓強(qiáng)振蕩的試驗(yàn)研究,可以得出如下結(jié)論：

(1)壓強(qiáng)整體脈動(dòng)幅值隨入口速度的增大而增大,但主頻脈動(dòng)幅值則未必;

圖8 模型B不同位置壓強(qiáng)脈動(dòng)曲線Fig.8 Pressure amplitude curve on different location of model B

(2)隨著入口速度的增大,脈動(dòng)主頻也有增大的趨勢(shì),但不是嚴(yán)格隨入口速度的增大而增大;

(3)在速度比較低的情況下,單一主頻的振蕩起主要作用,振蕩幅值隨速度的增大而增大,當(dāng)振幅增加到一定值時(shí),該主頻的振蕩趨于飽和,而次頻振蕩的作用逐漸增大;

(4)對(duì)于同一入口速度,燃燒室不同位置,壓強(qiáng)脈動(dòng)的幅值不同,進(jìn)氣道流場(chǎng)的壓強(qiáng)脈動(dòng)幅值最大,回流區(qū)流場(chǎng)的壓強(qiáng)脈動(dòng)幅值最小,而隨著突擴(kuò)比的增大,這一點(diǎn)更為明顯。

[1]YU K H.Low-frequency pressure oscillations in a model ramjet dump combustor[D].Berkeley：University of California,1989.

[2]YU K,T ROUVE A,KEANINI R,et al.Low frequency pressure pscillations in a model ramjet combustor-The Nature of Frequency Selection[J].AIAA-89-0623,1989.

[3]KAILASANATH K,GARDNER J H,BORIS J P,et al.Numerical simulations of acoustic-vortex interactions in a central-dump ramjet combustor[J].J.Propulsion,1987,3(6)：525-533.

[4]AKBARI P,GHAFOURIAN A,MAZAHERI K.Experimental investigation of combustion instability in an axisymmetric laboratory ramjet[R].AIAA-99-2103,1999.

[5]STRAKEY P A,YIP M J.Experimental and numerical investigation of a swirl stabilized premixed combustor under cold-flow conditions[J].Journal of Fluids Engineering,2007,129：942-953.

[6]SENGISSEN A X,Van KAM PEN J F,HULS R A,et al.LES and experimental studies of cold and reacting flow in a swirled partially premixed burner with and without fuel modulation[J].Combustion and Flame,2007,150：40-53.