径向稳定器开角对加力燃烧室局部燃烧状态影响的数值模拟研究

高明 徐诸霖 卢子元 时广浩 轩富强

摘要：通过数值仿真方式对改变来流条件、不同径向稳定器V型开角的航空发动机加力燃烧室加力状态时局部燃烧过程进行研究，分析某型航空发动机进气量增大后引起的加力接不通故障机理。结果表明：进气流量增大，加力燃烧室局部（火焰离子传感器感应区）温度会降低，造成传感器感应电流值偏小，导致加力接不通；改变径向稳定器开角使其减小，可以使局部温度升高至正常水平。

关键词：来流条件；加力燃烧室；V型开角；局部燃烧；数值仿真

Keywords： incoming flow condition；afterburner；V-shaped opening angle；local combustion；numerical simulation

0 引言

某型軍用航空发动机加力燃烧室工作时，由小加力状态过渡到全加力状态时，需要火焰离子传感器对小加力工作状态是否成功开启进行识别，进而控制系统判断是否继续进入全加力状态。当传感器感应到火焰温度大于某温度时，控制系统解除限制，开始全加力状态喷油，加力燃烧室由小加力状态过渡到全加力状态。在实际工作过程中，出现了由于发动机气流工况改变而引起的传感器误判，造成全加力接不通故障，对径向稳定器V型开角进行调整可以使传感器感应到正确温度。

本文针对来流条件的改变和径向稳定器V型开角的改变对加力燃烧室局部（传感器感应区）燃烧状态的影响进行研究。来流条件与稳定器结构对加力燃烧室的影响十分重要，国内外很多学者进行了相关研究。Kumar等[1]通过数值仿真的方法对带有“V”稳定器结构的加力燃烧室进行了研究；John等[2]对加力燃烧室内两种燃料的燃烧特性进行了实验验证研究；Kirubhakaran等[3]对V型稳定器受来流条件和变角度结构的影响进行了实验研究；章诚等[4，5]用数值模拟方法对加力燃烧室的流场和燃烧特性进行了研究；杜一庆等[6]通过PIV实验对加力燃烧室内不同V型稳定器稳定火焰的机理进行了研究；赵坚行等[7]使用大涡模拟方法对带有V型稳定器的简易加力燃烧室的热态流场进行了研究。

目前，大多数对于加力燃烧室的实验和仿真工作都建立在实验室内实验段的基础上，对于实际工况条件下的加力燃烧室工作所进行的研究较少[15]。本文以实际发动机结构为基础建立计算模型，通过数值仿真方法对实际加力燃烧室的工况进行仿真模拟研究。

1 加力燃烧室局部工况数值计算

1.1 局部加力燃烧室的几何模型

根据航空发动机加力燃烧室内部几何结构，构建局部加力燃烧室的UG模型。局部加力燃烧室模型由4个漏斗型混合器、1个周向稳定器和1组径向稳定器组成，流体计算域为扇形区域，保留内流离心锥和外部扩压结构，不考虑在小加力状态下不工作的输油管路。将加力燃烧室内部存在的隔热屏、波纹管、冷却气孔等结构简化为无滑移隔热壁面。局部加力燃烧室UG模型如图1所示。

1.2 局部加力燃烧室模型的网格划分及无关性验证

使用前处理软件ANSYS ICEM CFD对局部加力燃烧室模型进行网格划分，如图2所示，考虑到局部加力燃烧室模型的复杂结构，网格划分选用四面体为主的非结构网格，体网格划分选用八叉树方法，网格最大尺寸控制在8～12mm，对混合器和稳定器部件进行加密处理，分别得到134万、244万、459万和590万数量的网格方案。根据冯静安等[8]研究的网格无关性验证方法，选择沿局部加力燃烧室的主流速度作为无关性验证的标准。对4种网格方案进行流场计算，得到湍流流场的计算结果。

如图3所示，根据网格无关性验证得到的结果，134万和244万的网格方案中得到的计算结果有较大波动，而459万和590万的网格方案计算结果差距较小。因此，在对局部加力燃烧室进行计算时选用459万的网格方案。

1.3 数值计算方法与边界条件设置

考虑到实际发动机结构和工作的复杂性，本文的湍流计算选用雷诺平均（RANS）方法[9]，采用三维不可压缩的Navier-Stokes方程有限体积法进行求解[10]。湍流模型选用Realizeable k-ε模型，燃烧模型选用涡耗散模型（EDM）[11]，各物理量的空间离散均为二阶迎风格式，压力-速度耦合问题选择SIMPLE算法处理。

根据航空发动机加力燃烧室实际工作情况中的工况条件，分别对3种类型的工况进行数值模拟计算。正常型工况为航空发动机稳定工作的工况，故障型工况为航空发动机进气条件改变后的加力燃烧室工作的工况，改进型工况为径向稳定器校调后的加力燃烧室工作的工况。进口边界均采用质量流量进口条件，并采用组分输运模型对边界气体成分进行设置，航空发动机燃烧室的燃烧效率在99%以上，可以认为煤油在燃烧室内完全燃烧，耗氧量在1/3左右[12]。出口边界设置为压力出口。燃油的射入、雾化与蒸发，本文选择离散相模型，根据航空发动机加力燃烧室稳定器内燃油喷嘴分布，共设置43个燃油喷嘴，喷嘴类型选用cone型喷嘴，喷嘴直径为0.6mm，燃油温度为400K，工况条件如表1所示。

2 数值计算结果与分析

2.1 加力燃烧室局部的流场特性分析

加力燃烧室内的火焰离子传感器位于一组径向稳定器的中央位置[13]，因此，对于局部加力燃烧室计算模型而言，中心截面上的物理量参数十分重要，本文以x=0m截面处的物理量变化为主要研究对象。

图4表明了3种类型的加力燃烧室沿轴向的气体流动速度的分布情况。3种类型的加力燃烧室内流场流动规律基本保持一致。故障型加力燃烧室由于进气流量增大，使加力燃烧室内的气体流动速度增大，对径向稳定器开角的校调只对稳定器后（局部）的流场产生一定影响，对整个加力燃烧室影响很小。

在稳定器内，3种类型加力燃烧室内冷态流场径向稳定器内的主流速度分布情况如图5所示。改变进气条件对加力燃烧室稳定器内气体的主流速度没有产生较大的影响，速度增量比较小，而校调稳定器后，在Z轴0.7～0.9m位置范围内主流速度减小，该位置为径向稳定器位置。这表明，校调稳定器结构对加力燃烧室内径向稳定器所在位置处产生比较大的影响。

2.2 加力燃烧室局部的燃烧特性分析

图6表示3种类型加力燃烧室小加力状态时x=0m截面的温度分布云图。由云图结果可知，故障型方案的加力燃烧室由于增大了气体流量，在燃油流量一定的情况下，加力燃烧室内的燃烧温度增大，正常型加力燃烧室方案计算结果中的最高温度为A，计算所得加力燃烧室温度比实际加力燃烧室温度偏高。其主要原因在于，实际工况中加力燃烧室内的冷却结构和部件在计算模型中没有考虑，但是这种偏差对计算的影响较小[11，14]；而故障型加力燃烧室方案燃烧计算结果中的最高温度会达到（A+177）K。但是，受进气条件改变的影响，故障型加力燃烧室方案中燃烧的高温区后移明显，稳定器内的不完全燃烧区域扩大，从而高温区错过了传感器受感区域。对于改进型加力燃烧室方案，计算得到燃烧最大温度为（A+160）K，由于对径向稳定器V型开口的校调，燃烧后的高温区向稳定器后的受感区域内移动。

图7表示稳定器内未燃区域至稳定器后稳定燃烧区域内沿主流方向的燃烧温度分布，0.75m之前为周向稳定器位置，0.75～0.85m处为径向稳定器位置。根据计算结果，可以得到3种类型加力燃烧室方案的燃烧具有相同的分布规律，在径向稳定器位置首先出现低温区，而后由于燃烧反应的进行而出现高温区。正常型加力燃烧室方案和故障型加力燃烧室方案的低温区分布范围在0.75～0.82m，正常型方案的低温区温度为B左右，而故障型方案的低温区温度为（B-150）K左右。改进型方案的低温区位于0.75～0.78m处，温度为（B-250）K左右。在低温区后的温度变化区，改进型方案的温度变化最剧烈，最终的燃烧温度与前两种方案几乎相等，这证明校调径向稳定器使径向稳定器内的温度变化在更短的距离内发生，温度变化更为剧烈。

本文主要探究在不同方案下加力燃烧室小加力状态时火焰离子传感器的感应温度情况。在实际航空发动机加力燃烧室内，火焰离子传感器位于0.82m位置处，感应范围为0.82～0.84m。火焰离子传感器感应范围内的燃烧温度分布如图8所示。由图可得，正常型加力燃烧室方案中的火焰离子传感器感应区局部温度为C1，在稳定器后升温至C2；故障型加力燃烧室方案的感应区局部温度为（C1-100）K，在稳定器后升温至（C2-50）K；改进型加力燃烧室方案的感应区局部温度为（C1+100）K，在稳定器后升温至（C2+100）K。改进型加力燃烧室方案可以较明显地提升火焰离子传感器感应区的温度。

3 结论

1）3种不同类型的加力燃烧室方案的流场流动规律基本保持一致，改变进气条件和校调径向稳定器V型开口大小不会对加力燃烧室整体的流动规律产生较大影响。

2）改进型加力燃烧室的径向稳定器V型开角减小，使径向稳定器内气体的主流速度减小，向稳定器内流动的逆向主流速度增大。

3）受进气条件改变的影响，故障型加力燃烧室燃烧的高温区明显后移，稳定器内的不完全燃烧区域扩大，从而使高温区错过了传感器受感区域。对于改进型加力燃烧室，由于对径向稳定器V型开口的校调，燃烧后的高温区向稳定器后受感区域内移动。

4）在火焰离子传感器受感区局部内，故障型加力燃烧室由于边界条件中气体流量的增大，导致该局部区域温度降低，而改进型加力燃烧室通过对径向稳定器V型夹角的校调，可以使受感区局部温度升高。

綜上所述，该型航空发动机因进气流量增大，导致径向稳定器后的火焰高温区域后移，造成火焰离子传感器受感部的局部燃烧温度偏低，传感器无法感受到高温区域，从而误判为小加力未接通，进而控制系统无法解除限制进入全加力状态。通过校调传感器正对着的径向稳定器V型开口大小，可以将燃烧高温区域前移，提高受感部的局部温度，从而排除故障。

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