黃 夏，王慧汝

(中國航空發(fā)動機(jī)研究院基礎(chǔ)與應(yīng)用研究中心，北京 101304)

1 引言

加力燃燒室是航空發(fā)動機(jī)上的一個重要增推裝置[1]，其循環(huán)熱效率低[2]、經(jīng)濟(jì)性差，實際上是以增加一定的結(jié)構(gòu)質(zhì)量和燃油消耗率為代價換取必要時的推力增益，因此多用于軍用發(fā)動機(jī)。加力燃燒室中，氣流速度遠(yuǎn)高于火焰?zhèn)鞑ニ俣龋瑸榇送ǔＴ诹鞯乐性O(shè)置鈍體火焰穩(wěn)定器，利用氣體繞流鈍體形成的回流區(qū)來穩(wěn)定火焰，且回流區(qū)越強(qiáng)火焰越穩(wěn)定。但要在來流條件不變的情況下加強(qiáng)回流區(qū)，最直接的方法就是增大火焰穩(wěn)定器的尺寸，而這同時也增大了流動損失。目前，傳統(tǒng)的鈍體火焰穩(wěn)定器已發(fā)展出V型、U型、沙丘駐渦等各種結(jié)構(gòu)[3]。

為解決流動損失與火焰穩(wěn)定要求之間的矛盾[4]，以及進(jìn)一步提高推重比，學(xué)術(shù)界中的一種思路是探索加力燃燒室中的新型穩(wěn)焰方式，這其中就包括凹腔火焰穩(wěn)定器。人們對凹腔火焰穩(wěn)定器的研究起步較早，其總壓損失相對較小[5-6]，目前多用于超燃沖壓發(fā)動機(jī)的超聲速燃燒中[7]，以及駐渦燃燒室中[8-11]，在加力燃燒室中應(yīng)用較少[12-14]。另一種思路是將渦輪后框架結(jié)構(gòu)與加力燃燒室傳統(tǒng)的鈍體火焰穩(wěn)定器進(jìn)行一體化設(shè)計，這也是結(jié)合了航空發(fā)動機(jī)部件設(shè)計一體化的發(fā)展趨勢。美國的VAATE計劃提出了一體化后框架加力燃燒室的概念，取消了傳統(tǒng)加力燃燒室的火焰穩(wěn)定器及燃燒組織方案，涉及到了擴(kuò)壓器-混合器-火焰穩(wěn)定器的一體化設(shè)計。在美國的兩份專利[15-16]中，都采用了將渦輪后承力支板與火焰穩(wěn)定器一體化設(shè)計的結(jié)構(gòu)。國內(nèi)季鶴鳴等[17]提出一種新型內(nèi)突擴(kuò)加力燃燒室方案。隨后，馬夢穎、金捷等[18-19]將凹腔結(jié)構(gòu)引入一體化設(shè)計中，提出了凹腔支板火焰穩(wěn)定器的設(shè)計方案。劉雯佳、吳迪、鄒咪等[20-22]則通過試驗與數(shù)值模擬，研究了凹腔支板火焰穩(wěn)定器的結(jié)構(gòu)參數(shù)、位置、大小等對其的影響。

凹腔支板火焰穩(wěn)定器結(jié)構(gòu)簡單，在減重方面有較大潛力。這種設(shè)計保留了流線型外形，總壓損失特別小，在冷態(tài)下馬赫數(shù)為0.28時總壓恢復(fù)系數(shù)依然保持在99%以上，流動損失遠(yuǎn)低于常規(guī)火焰穩(wěn)定器[18-19]。

本文針對一種用于加力燃燒室中的凹腔支板火焰穩(wěn)定器設(shè)計方案，通過數(shù)值模擬分析其冷態(tài)流場結(jié)構(gòu)，并與火焰穩(wěn)定器點火實驗結(jié)果對比，得到影響該凹腔支板火焰穩(wěn)定器點火成功的氣動結(jié)構(gòu)關(guān)鍵參數(shù)及其影響規(guī)律，以期為該火焰穩(wěn)定器的后續(xù)設(shè)計與優(yōu)化提供指導(dǎo)。

2 穩(wěn)定器結(jié)構(gòu)與工況

該凹腔支板火焰穩(wěn)定器的結(jié)構(gòu)及內(nèi)部縱截面如圖1所示，尺寸為144 mm×170 mm×40 mm。其燃料為航空煤油，分兩路進(jìn)油。副油路位于凹腔支板火焰穩(wěn)定器上游，點火前供油，點火后在凹腔形成穩(wěn)定火焰；主油路位于下游，副油路點火成功后再供油，以凹腔中火焰為點火源，在穩(wěn)定器尾緣后形成穩(wěn)定火焰。兩路燃油都是通過在燃油管路側(cè)壁面上開設(shè)的直射噴嘴噴入穩(wěn)定器內(nèi)部空腔中，而同時進(jìn)入腔中的冷卻空氣除起到冷卻作用外，還起到霧化燃油的作用。經(jīng)過初步霧化的燃油與冷卻空氣一起從燃油出口噴射入主流區(qū)域。

圖2是穩(wěn)定器點火實驗的實驗段照片。實驗段為矩形通道，根據(jù)其尺寸，最終確定計算區(qū)域尺寸為504 mm×170 mm×150 mm。

圖1 凹腔支板火焰穩(wěn)定器結(jié)構(gòu)及內(nèi)部縱截面Fig.1 Structure and vertical section of the cavity strut flame stabilizer

圖2 實驗段Fig.2 Experimental section

圖3 計算區(qū)域網(wǎng)格Fig.3 Mesh of computational domain

采用STAR CCM+劃分多面體網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)121萬，如圖3所示。采用ANSYS FLUENT作為計算軟件，只計算冷態(tài)流場；暫不考慮霧化，采用氣態(tài)C12H23作為燃料。湍流模型采用可實現(xiàn)k-ε模型，近壁面采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)；采用速度進(jìn)口與壓力出口作為邊界條件。因文中重點考察凹腔處的油氣混合情況，因此計算中主油路暫時不供油。計算工況如表1所示，其中油氣比q為燃油流量與來流空氣流量(不包括冷卻空氣流量)之比，大氣壓取101 325 Pa；Ma為來流馬赫數(shù)，T*為來流總溫，為冷卻空氣進(jìn)口總壓(表壓)。

表1 計算工況Table 1 Calculation conditions

3 點火實驗

凹腔支板火焰穩(wěn)定器點火實驗在北京航空航天大學(xué)二元加力/沖壓燃燒實驗臺上完成。該實驗臺包括供氣系統(tǒng)、供油系統(tǒng)、一級加溫器、二級加溫器、前測量段、實驗段、后測量段、排氣段及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，采用兩級直連式加熱的方式來實現(xiàn)實驗段進(jìn)口條件。圖4給出了實驗系統(tǒng)示意圖。

圖4 實驗臺結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 Schematic diagram of test bed

點火實驗采用電火花點火器，點火能量5 J，安裝在凹腔處。實驗在Ma=0.20～0.28、來流溫度T=433～583 K、=0.03～0.25 MPa條件下開展。點火成功的判定標(biāo)準(zhǔn)是根據(jù)溫度突升與油氣比變化趨勢、火焰視頻兩方面相結(jié)合進(jìn)行判斷。

4 火焰穩(wěn)定器流場分析

4.1 凹腔支板火焰穩(wěn)定器流場結(jié)構(gòu)

在點火能量不變的情況下，火焰穩(wěn)定器中的凹腔能否成功點火，與卷吸入凹腔中的燃油濃度有直接的關(guān)系，而卷吸燃油濃度受燃油出口射流特性的影響。

圖5為凹腔支板火焰穩(wěn)定器的流線圖，計算結(jié)果選自表1中的計算工況1(=0.03 MPa)?？梢?，流場中存在五個回流區(qū)。副油路腔內(nèi)回流區(qū)與穩(wěn)定器背側(cè)主油路出口回流區(qū)遠(yuǎn)離點火源，對點火沒有影響。凹腔中存在一個大回流區(qū)，在只有副油路供油點火時將成為主要燃燒區(qū)。腹側(cè)主油路出口與背側(cè)一樣，由于射流作用而在下游產(chǎn)生了一個非常弱的回流區(qū)。尾緣后存在一個典型的對渦結(jié)構(gòu)回流區(qū)，主副油路同時供油時將成為主要燃燒區(qū)；該回流區(qū)尺度與凹腔回流區(qū)相比并不大，這說明主油路燃燒區(qū)將主要以凹腔火焰作為穩(wěn)定源。

圖5 穩(wěn)定器流場流線Fig.5 Stream line of the stabilizer flow field

4.2 冷卻空氣進(jìn)口總壓的影響

文中射流穿透深度定義為：射流靠近主流一側(cè)的邊緣流線與主流流線平行時，射流出口到平行處的法向距離，即圖6中的s。圖7示出了Ma=0.20時副油路出口的射流速度與射流穿透深度隨的變化?？梢姡酱?，射流速度越高；射流速度越高，射流穿透深度越大。但對于這種凹腔支板火焰穩(wěn)定器結(jié)構(gòu)，希望副油路燃油穿透深度不大，從而使更多的混有燃油的冷卻氣能夠卷吸入凹腔內(nèi)，以提高點火的成功率。

圖6 射流穿透深度定義Fig.6 Definition of jet stream penetration depth

圖7 副油路出口速度與射流穿透深度隨冷卻氣進(jìn)口總壓的變化Fig.7 Pilot fuel exit jet stream velocity and penetration depth vs.cooling flow total pressure

圖8 回流區(qū)流量監(jiān)測截面Fig.8 Mass flow monitoring plane of trapped recirculation zone

圖9 凹腔回流量Fig.9 Recirculation mass flow in cavity

以圖8中綠色面為回流區(qū)監(jiān)測截面，取逆主流方向通過該截面的氣流量作為凹腔的回流量。圖9示出了Ma=0.20時凹腔中的回流量隨 p*cold的變化關(guān)系。理論上講，對這種凹腔結(jié)構(gòu)，副油路出口射流穿透越深，卷吸入凹腔的回流空氣流量應(yīng)越少。但圖中黑線(方塊)顯示，隨著的提高，回流量增大，其主要是因為的提高也會導(dǎo)致射流的絕對流量增加。如果以凹腔回流量與副油路出口射流量的比值作為無量綱凹腔回流量，可以發(fā)現(xiàn)該值隨的提高而減小，如圖中紅線(圓點)所示，這說明卷吸入凹腔的冷卻氣量比例確實隨的提高而減小。

對于火焰穩(wěn)定器來說，卷吸入凹腔中的燃料濃度越高越有利于點火。隨著冷卻空氣進(jìn)口總壓的提高，雖然凹腔中的絕對回流量增加，但卷吸入凹腔的冷卻空氣比例變小。由于燃料是與冷卻空氣混合在一起射入主流的，凹腔中的燃料濃度也隨之減小，如圖10所示。圖11是Ma=0.20時不同下的燃油質(zhì)量濃度分布，可見隨著的提高，凹腔中的燃料濃度降低。以上計算結(jié)果均說明，如果想提高點火性能，應(yīng)越低越好。

圖10 凹腔燃油質(zhì)量分?jǐn)?shù)Fig.1 0 Fuel mass fraction in cavity

圖11 Ma=0.20時不同冷卻空氣進(jìn)口總壓下的燃油質(zhì)量濃度分布Fig.1 1 Fuel mass fraction field under different cold flow inlet total pressure whileMa=0.20

圖12 Ma=0.20時的點火實驗結(jié)果Fig.1 2 Ignition experimental results whileMa=0.20

4.3 來流馬赫數(shù)的影響

圖13 =0.03 MPa時不同來流馬赫數(shù)下的燃油質(zhì)量濃度分布Fig.1 3 Fuel mass fraction field at different flow Mach numbers while=0.03 MPa

如果只考慮凹腔中的燃料濃度，則Ma越大應(yīng)越容易點火，但點火是否成功還要考察當(dāng)?shù)氐臍饬魉俣取饬魉俣仍礁?，火焰越容易被吹走，點火越困難。而Ma增大時回流區(qū)中的動量也增大，速度提高。圖14給出了凹腔燃油質(zhì)量分?jǐn)?shù)、回流平均速度與Ma的關(guān)系。可見，隨著Ma的增大，燃油質(zhì)量分?jǐn)?shù)略有增大，而回流平均速度增長幅度大于燃油質(zhì)量分?jǐn)?shù)。Ma從0.20提高到0.28時，燃油質(zhì)量分?jǐn)?shù)只增長了6.4%，回流平均速度卻增長了41.4%，燃料在凹腔回流區(qū)中的停留時間變短，此時點火應(yīng)該會變困難。

圖14 凹腔燃油質(zhì)量分?jǐn)?shù)和回流平均速度與來流馬赫數(shù)的關(guān)系Fig.1 4 Fuel mass fraction vs.averaged recirculation velocity in cavity

本研究中未考慮霧化的影響，這也可能是導(dǎo)致Ma越高點火越困難的一個因素。因為Ma越高，液體燃油霧化的時間就越短，自然越不利于燃燒反應(yīng)的進(jìn)行，點火越困難。

圖15 不同來流馬赫數(shù)下副油路出口穿透深度與冷卻空氣進(jìn)口總壓的關(guān)系Fig.1 5 Cooling air inlet total pressure vs.pilot fuel exit penetration depth at different Mach numbers

5 結(jié)論

對本研究中的凹腔支板火焰穩(wěn)定器，根據(jù)冷態(tài)流場的數(shù)值模擬結(jié)果，得到與點火成功率相關(guān)的結(jié)論如下：

(1) 冷卻空氣進(jìn)口總壓越小，卷吸入凹腔中的燃料濃度越高，點火越容易成功；但同時也需要考慮燃油霧化的影響，冷卻空氣進(jìn)口總壓不能過低。本文中火焰穩(wěn)定器能成功點火的冷卻空氣進(jìn)口總壓為0.03 MPa。

(2) 來流馬赫數(shù)越小，凹腔回流區(qū)中氣流速度越小，成功點火需要的油氣比越低；但來流馬赫數(shù)也不能過小，馬赫數(shù)越小，冷卻空氣穿透深度越大，凹腔中的燃油濃度就越少，點火越困難。

(3) 冷卻空氣進(jìn)口總壓低于一定值時，副油路出口射流穿透深度隨壓力提高而增大的幅度不大；可在點火成功后適當(dāng)提高冷卻空氣進(jìn)口壓力，以改善霧化效果，提高燃燒效率，同時也能保證火焰不被吹熄。

(4) 對于冷卻空氣進(jìn)口總壓和來流馬赫數(shù)這兩種影響因素，其本質(zhì)是只要能使燃油射流盡量貼壁，卷吸入凹腔的燃油濃度就越大，就越容易點火。