王慧汝，金捷

（1.中航空天發(fā)動(dòng)機(jī)研究院有限公司，北京100028；2.北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100191）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室貧油熄火極限預(yù)測(cè)方法綜述

王慧汝1，金捷2

（1.中航空天發(fā)動(dòng)機(jī)研究院有限公司，北京100028；2.北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100191）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室貧油熄火極限的預(yù)測(cè)方法研究對(duì)于全面掌握燃燒室性能和有效工作范圍，進(jìn)而對(duì)提高燃燒室設(shè)計(jì)水平，完善中國航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)體系，有著重要的理論和工程意義。在總結(jié)國內(nèi)外相關(guān)研究的基礎(chǔ)上，對(duì)適合于工程應(yīng)用的預(yù)測(cè)方法進(jìn)行了歸納總結(jié)，其中包括半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?、火焰體積法、基于數(shù)值計(jì)算的Lefebvre經(jīng)驗(yàn)公式、等效反應(yīng)器網(wǎng)絡(luò)圖法、火焰前鋒法和RA N S燃燒流場(chǎng)特征法。針對(duì)每種方法，詳細(xì)闡述了其特點(diǎn)，并對(duì)存在的問題進(jìn)行了分析。最后，提出了完善貧油熄火預(yù)測(cè)方法的一些建議。

貧油熄火；數(shù)值預(yù)測(cè)；燃燒室；航空發(fā)動(dòng)機(jī)；冒煙；回流區(qū)

0 引言

貧油熄火極限是航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室的1項(xiàng)重要性能指標(biāo)。為了滿足高推重比的要求，未來軍用發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的油氣比大幅度上升，為了防止冒煙，要求主燃區(qū)的油氣比處在化學(xué)恰當(dāng)比附近，即參與燃燒的空氣量要大幅提高，這會(huì)對(duì)燃燒室的貧油熄火性能產(chǎn)生不利的影響[1]。另外，隨著近些年來人們環(huán)保意識(shí)的日益增強(qiáng)，民用航空的污染排放問題越來越受到關(guān)注。主流航空發(fā)動(dòng)機(jī)的低污染燃燒室通過控制燃燒室內(nèi)的溫度以及溫度的均勻度來達(dá)到降低污染排放的目的。為此，燃燒室主燃區(qū)的平均油氣比目前已經(jīng)接近航空煤油的貧油燃燒邊界。如何在保持低排放的同時(shí)穩(wěn)定可靠地工作是目前該類型燃燒室設(shè)計(jì)中急需解決的問題之一。而在現(xiàn)有的燃燒室設(shè)計(jì)體系中，尚未形成完善的預(yù)估燃燒室貧油熄火極限的方法。設(shè)計(jì)人員大多依靠經(jīng)驗(yàn)或者經(jīng)驗(yàn)公式進(jìn)行粗略預(yù)估，很難在燃燒室的設(shè)計(jì)初期以及改進(jìn)改型階段全面掌握燃燒室的穩(wěn)定工作范圍。為了能夠提升燃燒室的設(shè)計(jì)水平，完善中國航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)體系，非常有必要開展燃燒室貧油熄火極限的預(yù)測(cè)方法研究。

本文回顧了目前航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室貧油熄火極限的預(yù)測(cè)方法，并對(duì)其進(jìn)行了歸納和總結(jié)。

1 預(yù)測(cè)貧油熄火極限的半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

20世紀(jì)70～80年代，Lefebvre[2-4]根據(jù)GE和PW公司7種不同型號(hào)的發(fā)動(dòng)機(jī)貧油熄火數(shù)據(jù)全面總結(jié)了流動(dòng)速度、湍流度、空氣壓力、燃油種類、霧化粒度和總蒸發(fā)率等關(guān)鍵參數(shù)之間的相互關(guān)系，得到預(yù)測(cè)燃燒室貧油熄火極限的經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式

式中：qLBO為燃燒室的貧油熄火極限；A′為燃燒室結(jié)構(gòu)參數(shù)；fpz為進(jìn)入主燃區(qū)的空氣比例；Vc為燃燒區(qū)體積（Lefebvre將其定義為主燃區(qū)和摻混區(qū)體積之和）；ma為來流空氣流量；P3為來流壓力；T3為來流溫度；Dr為燃油液滴的索太爾平均直徑；λr為燃油有效蒸發(fā)常數(shù)；LHVr為燃油低熱值。

Plee和Meller[5]提出了用油滴蒸發(fā)時(shí)間、化學(xué)反應(yīng)時(shí)間和剪切層駐留時(shí)間3個(gè)特征時(shí)間模式來預(yù)估貧油熄火極限的方法。判斷標(biāo)準(zhǔn)為對(duì)于能連續(xù)的燃燒，氣體微團(tuán)在燃燒室內(nèi)的停留時(shí)間應(yīng)該大于油滴蒸發(fā)時(shí)間加上化學(xué)反應(yīng)時(shí)間。根據(jù)3種不同的發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)據(jù)，Plee和Meller總結(jié)出了預(yù)測(cè)貧油熄火極限的經(jīng)驗(yàn)關(guān)系，具體公式及推導(dǎo)過程見文獻(xiàn)[5]。

Lefebvre和Meller模型在一定程度上能夠反映真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的物理本質(zhì)，但對(duì)于目前正在預(yù)研的新一代的發(fā)動(dòng)機(jī)來說，其結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)參數(shù)均與20世紀(jì)70～80年代的燃燒室形式有很大區(qū)別，直接應(yīng)用會(huì)得出諸多不合理的結(jié)論。對(duì)于這一點(diǎn)，文獻(xiàn)[1]中有較為詳細(xì)的討論，這里不再贅述。

北京航空航天大學(xué)的黃勇教授課題組基于火焰體積的概念對(duì)Lefebvre模型中的結(jié)構(gòu)參數(shù)項(xiàng)進(jìn)行了改進(jìn)，提出了火焰體積（Flame Volume）模型[5-7]。該模型根據(jù)燃燒室在貧油熄火過程中觀察到的物理現(xiàn)象，提出了以下假設(shè)（物理模型如圖1所示）：

（1）鑒于燃燒室主燃區(qū)強(qiáng)旋流的特點(diǎn)，認(rèn)為實(shí)際的燃燒區(qū)為均勻攪拌反應(yīng)器（Perfected Stirred Reactor,PSR）。

（2）燃燒室的總空氣量可以分為2部分：一部分為燃燒空氣，包括燃燒室頭部進(jìn)氣（旋流器進(jìn)氣）和部分的火焰筒進(jìn)氣；另一部分為火焰筒下游的摻混空氣。

圖1 火焰體積法的物理模型

（3）除了頭部氣流，火焰筒沿軸向和徑向均勻進(jìn)氣，參與燃燒的火焰筒進(jìn)氣量與燃燒區(qū)的長(zhǎng)度成正比。

基于上述假設(shè)，火焰體積模型在Lefebvre模型的基礎(chǔ)上增加了2個(gè)重要參數(shù)：頭部空氣量α和無量綱火焰體積β來體現(xiàn)頭部、主燃區(qū)結(jié)構(gòu)形式對(duì)貧油熄火性能的影響。

式中：α為頭部空氣量中參與燃燒反應(yīng)的百分比；β=Vf/Vc，Vf為火焰體積。

通過對(duì)Lefebvre的模型進(jìn)行改進(jìn)，火焰體積法的預(yù)測(cè)精度有所提高，但該方法中的無量綱火焰體積需要通過前期貧油熄火試驗(yàn)或者數(shù)值計(jì)算方法來確定，因而僅憑火焰體積模型還不能直接用于預(yù)測(cè)航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室貧油熄火性能，僅可用來定性分析。

目前，仍有眾多研究者基于Lefebvre模型，通過歸納總結(jié)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，得出適用于特定結(jié)構(gòu)的燃燒室貧油熄火關(guān)系式。但總體而言，這些經(jīng)驗(yàn)公式都不能很好地考慮局部流場(chǎng)特點(diǎn)，不能將影響貧油熄火性能的全部因素考慮進(jìn)去，而且公式本身的適用范圍也有限。

2 基于RANS計(jì)算結(jié)果的貧油熄火極限預(yù)測(cè)方法

隨著計(jì)算燃燒學(xué)、計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)、計(jì)算傳熱學(xué)的發(fā)展，采用數(shù)值計(jì)算方法預(yù)測(cè)貧油熄火極限成為大勢(shì)所趨。但貧油熄火本身是非穩(wěn)態(tài)過程，若采用數(shù)值方法來描述，為了能夠捕捉到流場(chǎng)中真實(shí)的局部乃至整個(gè)流場(chǎng)的熄火現(xiàn)象，最終得到貧油熄火極限這一參數(shù)，勢(shì)必需要采用大渦模擬或者直接數(shù)值模擬的方法，例如Gokulakrishnan等[7-8]、Leach等[10]、Black等[11]、PW公司的Kim等[12]的研究。但這些研究會(huì)對(duì)燃燒模型，燃油霧化、蒸發(fā)模型、航空煤油的化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型提出更高的要求，同時(shí)計(jì)算時(shí)間也會(huì)大幅增加。因此在現(xiàn)階段，該類方法最適合在已知性能參數(shù)的前提下，分析流場(chǎng)的瞬態(tài)特點(diǎn)以及熄火機(jī)理，而不適合預(yù)測(cè)貧油熄火極限。與此同時(shí)，目前工程中燃燒數(shù)值計(jì)算求解的幾乎都是雷諾平均的時(shí)均流場(chǎng)，如能將計(jì)算結(jié)果與燃燒室貧油熄火極限的預(yù)測(cè)結(jié)合起來，則將對(duì)工程實(shí)踐產(chǎn)生重要的現(xiàn)實(shí)意義。因此，以下重點(diǎn)總結(jié)基于RANS計(jì)算結(jié)果的預(yù)測(cè)方法。

2.1 基于數(shù)值計(jì)算的Lefebvre經(jīng)驗(yàn)公式

Rizk和Mongia等[12-15]提出的預(yù)估燃燒室貧油熄火極限的混合模型，也稱作多維經(jīng)驗(yàn)分析法。其基本思路為：先進(jìn)行3維流場(chǎng)計(jì)算，然后把燃燒室分為若干個(gè)子容積（每個(gè)子容積認(rèn)為是1個(gè)燃燒室），求出每個(gè)子容積內(nèi)各點(diǎn)氣流參數(shù)平均值，作為計(jì)算燃燒室性能的輸入值，利用已有經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式（相對(duì)于Lefebvre經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式略有變形）預(yù)估每個(gè)子容積燃燒室性能，通過累計(jì)每個(gè)子容積的相應(yīng)參數(shù)之和就可以得到整個(gè)燃燒室的總體性能。模型中的參數(shù)通過試驗(yàn)結(jié)果來確定，整個(gè)參數(shù)一經(jīng)確定后就保持不變，這樣即可用該模型預(yù)估其他不同狀態(tài)下的貧油熄火油氣比。雷雨冰等[16]采用這種方法對(duì)某環(huán)形燃燒室進(jìn)行了預(yù)估，趨勢(shì)預(yù)測(cè)正確，預(yù)測(cè)值與試驗(yàn)結(jié)果在合理范圍內(nèi)。

胡斌[16-17]基于火焰體積模型，通過冷態(tài)流場(chǎng)以及燃油濃度場(chǎng)的數(shù)值計(jì)算確定式（2）中的相關(guān)變量，并針對(duì)火焰體積的計(jì)算方法提出了2種貧油熄火邊界的預(yù)測(cè)方法。第1種方法是根據(jù)航空煤油的可燃邊界確定可燃區(qū)體積，并根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定可燃區(qū)體積和真實(shí)火焰體積之間的相互關(guān)系，最終計(jì)算得到式（2）中無量綱的火焰體積。由于熄火燃油流量事先并不知曉，相應(yīng)的可燃區(qū)體積也就無法得到。因而，文中通過燃油流量迭代的方法加以解決。即先給定1個(gè)初始燃油流量，計(jì)算相應(yīng)的冷態(tài)流場(chǎng)和燃油濃度場(chǎng)，并將其計(jì)算結(jié)果帶入式（2）得到貧油熄火極限值。當(dāng)計(jì)算的熄火燃油流量與給定值相差較大時(shí)，重新給定燃油流量，重復(fù)上述過程，直到計(jì)算值與假定值相差在一定閾值范圍內(nèi)時(shí)停止計(jì)算。第2種方法是將燃燒室流場(chǎng)中某個(gè)特征點(diǎn)燃油濃度等值面所包圍的體積定義為準(zhǔn)火焰體積。通過研究發(fā)現(xiàn)，回流區(qū)渦心位置所包圍的準(zhǔn)火焰體積幾乎不受燃油流量的影響，而且與試驗(yàn)中的火焰體積有良好的相關(guān)性。因此，無需燃油流量的迭代，直接根據(jù)式（2）進(jìn)行貧油熄火極限的預(yù)測(cè)。第2種方法比第1種燃油流量迭代的方法大大減少了預(yù)測(cè)時(shí)間。2種方法的預(yù)測(cè)結(jié)果如圖2所示，結(jié)果表明預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合度較好。

圖2 不同模型的預(yù)測(cè)結(jié)果對(duì)比

這2種方法沒有直接進(jìn)行燃燒流場(chǎng)的計(jì)算，而是在冷態(tài)流場(chǎng)的基礎(chǔ)上進(jìn)行濃度場(chǎng)的計(jì)算，這與真實(shí)燃燒環(huán)境下燃油的蒸發(fā)、霧化所形成的濃度場(chǎng)有較大差距。雖然通過建立真實(shí)火焰體積與數(shù)值計(jì)算火焰區(qū)體積之間的修正關(guān)系式來彌補(bǔ)這一問題，但這又增加了模型的不確定性，因?yàn)樾拚P(guān)系式的適用性還有待更多其他燃燒室試驗(yàn)數(shù)據(jù)的考證。對(duì)于第2種方法，當(dāng)燃燒室的流態(tài)不對(duì)稱時(shí)，采用回流區(qū)的渦心結(jié)構(gòu)可能會(huì)造成較大的誤差。

綜上，該類方法的特點(diǎn)是基于Lefebvre預(yù)測(cè)貧油熄火的經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式或其改進(jìn)型，通過數(shù)值計(jì)算燃燒室的冷態(tài)或熱態(tài)流場(chǎng)，從而得到經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式中的相關(guān)參數(shù)，進(jìn)而利用已有的經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式進(jìn)行貧油熄火極限的預(yù)測(cè)。因此，Lefebvre經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式及其改進(jìn)型的預(yù)測(cè)精度和適用性直接決定了此類方法的精度和適用性。

2.2 等效反應(yīng)器網(wǎng)絡(luò)圖法

Rizk和Mongia等[19]根據(jù)如圖3（a）所示的燃燒室各截面的流量分配，將燃燒室分成7個(gè)子區(qū)域，如圖3（b）所示。其中主燃區(qū)由貧油熄火和燃燒反應(yīng)器組成：貧油熄火反應(yīng)器描述主燃區(qū)燃燒之前，噴嘴噴出的霧化燃油與旋流器流出的空氣之間的混合過程；燃燒反應(yīng)器則描述主燃區(qū)的燃燒過程。主燃區(qū)靠近火焰筒壁面處由2個(gè)平行于中心反應(yīng)器的反應(yīng)器組成。第1個(gè)近壁反應(yīng)區(qū)PZ1考慮了中心回流區(qū)附近未燃完燃油與火焰筒頭部剩余空氣的混合，之后進(jìn)入第2個(gè)近壁反應(yīng)區(qū)PZ2進(jìn)行燃燒。相應(yīng)地在中間區(qū)域也由中間區(qū)和近壁區(qū)IZ組成。最后在摻混區(qū)，射流和冷卻空氣與這些反應(yīng)器的燃?xì)膺M(jìn)行摻混和降溫。在預(yù)測(cè)貧油熄火極限時(shí)，通過逐漸減少燃油流量直到貧油熄火區(qū)發(fā)生熄火，此時(shí)的油氣比為整個(gè)燃燒室的貧油熄火極限。結(jié)果表明，預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)值很接近。

圖3 典型燃燒室結(jié)構(gòu)和等效反應(yīng)器網(wǎng)絡(luò)

Sturgess[20]提出了貧油熄火的混合建模方法，結(jié)合CFD計(jì)算燃燒室內(nèi)主燃區(qū)的流場(chǎng)，分析流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，構(gòu)建等效反應(yīng)器網(wǎng)絡(luò)（如圖4所示），解決復(fù)雜流場(chǎng)中以化學(xué)動(dòng)力學(xué)為主要特征的燃燒過程。該模型包括3部分：CFD解算器、創(chuàng)建等效反應(yīng)器網(wǎng)絡(luò)和求解網(wǎng)格中復(fù)雜的化學(xué)反應(yīng)。該模型很好地計(jì)算了氣流量、燃燒室壓力、氣流量分布及進(jìn)口溫度對(duì)貧油熄火的影響，并且與實(shí)際燃燒室的熄火試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好。因此該模型對(duì)于燃?xì)廨啓C(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的工程設(shè)計(jì)和發(fā)展有很大的指導(dǎo)作用。

圖4 混合建模方法中構(gòu)建的理想反應(yīng)器網(wǎng)絡(luò)

綜上可以歸納出此類模型的特點(diǎn)，即以數(shù)值計(jì)算的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)為基礎(chǔ)，結(jié)合各種理想反應(yīng)器的特點(diǎn)，構(gòu)建出相應(yīng)的等效反應(yīng)器網(wǎng)絡(luò)圖（反應(yīng)器參數(shù)從數(shù)值計(jì)算的結(jié)果中獲得），最終以某個(gè)反應(yīng)器或者整個(gè)反應(yīng)器網(wǎng)絡(luò)的化學(xué)動(dòng)力學(xué)計(jì)算結(jié)果作為評(píng)價(jià)燃燒室貧油熄火極限的方法。該方法的難點(diǎn)在于構(gòu)建反應(yīng)器網(wǎng)絡(luò)的過程以及準(zhǔn)確地給出其中的參數(shù)。而且，在真實(shí)燃燒室的情況下，流通氣路有多股，存在液滴的霧化、蒸發(fā)等物理過程，采用理想反應(yīng)器模型，如充分?jǐn)嚢璺磻?yīng)器和柱塞流反應(yīng)器(Plug-Flow Reactor，PFR)都不能很好地考慮燃燒室空間內(nèi)復(fù)雜的油氣混合、湍流、熱傳遞以及燃燒過程的相互耦合過程。但在部分工業(yè)燃?xì)廨啓C(jī)上，因?yàn)榻Y(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單，且燃料為氣體，用該方法預(yù)測(cè)污染物的排放則較有優(yōu)勢(shì)且得到了較為廣泛的應(yīng)用[20-21]。

2.3 火焰前鋒法

圖5 燃燒室中2種不同的火焰鋒面及其產(chǎn)生的原理

Kutsenko等[22-23]發(fā)展了1套預(yù)測(cè)工業(yè)燃?xì)廨啓C(jī)貧油熄火極限的方法。該方法的核心要素是根據(jù)燃燒室中的實(shí)際情況模擬2種火焰前鋒，1種是預(yù)混火焰前鋒，另1種是擴(kuò)散火焰前鋒，燃燒室中2種不同的火焰鋒面及其產(chǎn)生的原理如圖5所示。層流預(yù)混火焰?zhèn)鞑ニ俣冗M(jìn)行?；瘯r(shí)，綜合考慮了混合物組成成分和溫度、燃料可燃極限和點(diǎn)火極限溫度、小尺度微團(tuán)對(duì)火焰面的破壞等因素。而對(duì)于擴(kuò)散火焰而言，采用標(biāo)量耗散率和火焰表面混合分?jǐn)?shù)的梯度等參數(shù)構(gòu)建了“假設(shè)的”的層流火焰?zhèn)鞑ニ俣取?個(gè)層流火焰?zhèn)鞑ニ俣韧ㄟ^Zimont公式和湍流火焰?zhèn)鞑ニ俣冉Y(jié)合起來，并且作為源項(xiàng)添加到反應(yīng)進(jìn)程的輸運(yùn)方程中。利用非定常雷諾平均的方法求解流場(chǎng)，模擬了燃燒室內(nèi)火焰前鋒隨時(shí)間的變化過程，并成功預(yù)測(cè)了貧油熄火極限。

文獻(xiàn)中的算例主要應(yīng)用于以甲烷或者丙烷作為燃料預(yù)混及其部分非預(yù)混的燃燒室中，而這與航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中所采用的燃料以及組織燃燒方式不同，但其中?；瘮U(kuò)散火焰?zhèn)鞑ニ俣鹊姆椒ㄓ幸欢ǖ慕梃b意義。

2.4 燃燒流場(chǎng)特征法

張寶誠[25]、呂文菊[26]、李武奇等[27]的預(yù)測(cè)方法為：根據(jù)數(shù)值計(jì)算的燃燒流場(chǎng)，在回流區(qū)內(nèi)找1個(gè)點(diǎn)作為控制節(jié)點(diǎn)，根據(jù)控制節(jié)點(diǎn)處的速度平衡來判斷是否熄火，即當(dāng)控制節(jié)點(diǎn)的速度大于當(dāng)?shù)販囟认碌耐牧骰鹧鎮(zhèn)鞑ニ俣葧r(shí)，判定為火焰熄滅。該方法以熄火控制點(diǎn)處的速度平衡為基礎(chǔ)進(jìn)行貧油熄火的判定，遵循了火焰穩(wěn)定的本質(zhì)，但不同工況下準(zhǔn)確的湍流火焰?zhèn)鞑ニ俣纫约翱刂泣c(diǎn)的選擇是該方法中的2大難點(diǎn)。

蔡文祥等[28]提出了用燃油穩(wěn)態(tài)逐次逼近法預(yù)測(cè)燃燒室貧油熄火極限數(shù)值，其核心思想為數(shù)值計(jì)算遠(yuǎn)離熄火狀態(tài)（比如慢車狀態(tài)）的油氣比時(shí)的兩相燃燒流場(chǎng),確定回流區(qū)邊界，并求得回流區(qū)平均溫度及其變化率；然后在其他條件不變的情況下把燃燒室進(jìn)口油氣比降低，重新計(jì)算燃燒室兩相燃燒流場(chǎng)，并求得相應(yīng)的回流區(qū)平均溫度及其變化率，反復(fù)調(diào)整油氣比并進(jìn)行重復(fù)計(jì)算，直至回流區(qū)溫度較上一次計(jì)算得到的明顯降低時(shí)，認(rèn)定為熄火。預(yù)測(cè)的2個(gè)燃燒室貧油熄火極限均與試驗(yàn)結(jié)果相吻合。然而，回流區(qū)的平均溫度及其變化率在一定程度上反映了熄火時(shí)流場(chǎng)中的某些特點(diǎn)，這些特點(diǎn)是否與燃燒流場(chǎng)的計(jì)算模型有直接關(guān)系，能否體現(xiàn)熄火時(shí)流場(chǎng)的本質(zhì)特征以及熄火評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)是否具有較好的通用性都還需要進(jìn)一步驗(yàn)證與考核。

作者所在課題組基于雷諾平均求解的燃燒流場(chǎng)和Da的物理意義發(fā)展了1套預(yù)測(cè)航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中非預(yù)混火焰貧油熄火極限的方法[30]。該方法通過航空煤油可燃邊界識(shí)別燃燒流場(chǎng)的火焰區(qū)域，利用當(dāng)?shù)谼a的物理意義（化學(xué)反應(yīng)時(shí)間尺度和流動(dòng)時(shí)間尺度根據(jù)燃燒流場(chǎng)當(dāng)?shù)貐?shù)進(jìn)行計(jì)算）判斷火焰區(qū)域內(nèi)每個(gè)網(wǎng)格單元局部火焰的穩(wěn)定性，最終通過整體分析燃燒流場(chǎng)中的火焰結(jié)構(gòu)來預(yù)測(cè)貧油熄火極限。該方法的基本思想源于Knaus等[29-30]、Roach等[32]、Drennan等[33]在預(yù)測(cè)鈍體預(yù)混火焰貧油熄火極限時(shí)的方法。鑒于在接近貧油熄火極限時(shí)，燃油供應(yīng)量較少且易于蒸發(fā)，在燃燒室強(qiáng)有力的旋流作用下，充分發(fā)展的湍流加強(qiáng)了分子水平的混合，煤油蒸氣和空氣在一定程度上可以認(rèn)為是1種預(yù)混燃?xì)?。因此，作者將該方法進(jìn)一步改進(jìn)并成功應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的加力燃燒室以及主燃燒室的貧油熄火極限預(yù)測(cè)中。Da云圖的火焰結(jié)構(gòu)如圖6所示。從圖6中給出的結(jié)果可見，Da所描述的火焰結(jié)構(gòu)在一定程度上與真實(shí)的火焰結(jié)構(gòu)（如圖7所示）類似，反映了一定的物理事實(shí)，但該方法目前還主要存在以下問題有待解決：Da的計(jì)算方法受到不同熄火機(jī)理的影響，判斷每個(gè)網(wǎng)格單元穩(wěn)定性的臨界Da也會(huì)因不同的計(jì)算方法而偏離理論值1；目前還沒有形成合理、易于實(shí)施、定量化的評(píng)價(jià)熄火的標(biāo)準(zhǔn)，根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)經(jīng)驗(yàn)性給定的判定準(zhǔn)則（例如依據(jù)回流區(qū)中穩(wěn)定火焰單元占整個(gè)回流區(qū)火焰單元的比例來判定是否熄火）缺乏較強(qiáng)的理論依據(jù)，且容易增加預(yù)測(cè)方法的不確定性。

圖6 Da云圖的火焰結(jié)構(gòu)

綜上，該類方法的特點(diǎn)是基于雷諾平均的燃燒流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果，通過分析流場(chǎng)特點(diǎn)，找出一些固有的規(guī)律預(yù)測(cè)貧油熄火極限。因此找到熄火時(shí)流場(chǎng)的特點(diǎn)或者熄火機(jī)理，以及建立相應(yīng)的熄火評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)是現(xiàn)階段必須解決的2個(gè)問題。但目前燃燒室的熄火機(jī)理還未完全清楚，熄火的本質(zhì)誘因，局部熄火與整體熄火的關(guān)系等一系列問題均尚未完全清楚，與之相配套的熄火評(píng)價(jià)機(jī)制也尚未健全。目前的熄火評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)，例如回流區(qū)在冷熱態(tài)時(shí)的長(zhǎng)度或者體積的變化規(guī)律，回流區(qū)內(nèi)的溫度變化率，回流區(qū)‘燃燒’的單元數(shù)與整個(gè)回流區(qū)的單元數(shù)的比例，回流區(qū)控制節(jié)點(diǎn)的火焰速度平衡，回流區(qū)內(nèi)的OH基、CO2質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布規(guī)律等，都是從唯象的角度進(jìn)行經(jīng)驗(yàn)性分析后得到的，有一定的合理性，但不具有普適性，還有待于進(jìn)一步研究。

圖7 熄火過程的試驗(yàn)照片

3 結(jié)束語

綜合來看，已經(jīng)研究和發(fā)展的不同預(yù)測(cè)方法都在一定的范圍內(nèi)取得了一些成果，但均存在一定的局限性，相關(guān)的試驗(yàn)驗(yàn)證也較為缺乏，尚未形成通用性的預(yù)測(cè)方法。因此，未來有必要建立燃燒室貧油熄火的試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫對(duì)預(yù)測(cè)方法進(jìn)行全面驗(yàn)證。在該數(shù)據(jù)庫中應(yīng)包含不同類型的航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室或模型燃燒室在寬廣工況范圍內(nèi)的貧油熄火數(shù)據(jù)點(diǎn)，還應(yīng)包含熄火時(shí)流場(chǎng)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，以便為貧油熄火的機(jī)理研究提供相應(yīng)的試驗(yàn)驗(yàn)證。同時(shí)，隨著精細(xì)測(cè)量手段以及大渦模擬、直接數(shù)值模擬方法的逐漸應(yīng)用，有望對(duì)燃燒室中湍流火焰的熄火問題進(jìn)行深入研究，找出熄火的觸發(fā)機(jī)理及其本質(zhì)特征，為完善預(yù)測(cè)方法提供理論依據(jù)，最終形成適用工程應(yīng)用的、經(jīng)過大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證的燃燒室貧油熄火極限通用預(yù)測(cè)方法。

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Overview of Lean Blowout Limit Prediction Methods for Aeroengine Combustors

WANG Hui-ru1,JIN Jie2
（1.AVICAcademyofAeronauticPropulsionTechnology,Beijing100028,China；2.Schoolof JetPropulsion,BeihangUniversity,Beijing 100191,China）

The investigations on lean blowout limit prediction method of an aeroengine combustor play a significant role in fully understanding the combustor performance and effective operational range,improving the combustor design level and refining the aeroengine design system in terms of theoretical and engineering views.The lean blowout limit prediction methods were reviewed based on summarizing the relevant research at present,which were suitable for engineering applications.The methods include semi-empirical model,flame volume model,Lefebvre empirical correlation based on numerical simulation results,equivalent reactor networks model,flame front model and combustion field characteristics model.The features of each method were presented in detail and existing problems were also analyzed. Finally,some suggestions on improving the lean blowout limit prediction method were proposed.

lean blowout;numerical prediction;combustor;aeroengine;smoke;recirculation;zone

V 231.2

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.05.014

2013-03-28

王慧汝（1984），男，高級(jí)工程師，從事燃燒室數(shù)值仿真計(jì)算工作；E-mail:jasoncombustion@126.com。

王慧汝，金捷.航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室貧油熄火極限預(yù)測(cè)方法綜述[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2014,40（5）：72-78.WANGHuiru,JINJie.Overviewoflean blowout limit prediction methods for aeroengine combustors[J].Aeroengine，2014,40（5）：72-78.