凹腔支板火焰稳定器冷态流场对点火特性影响规律的数值模拟分析

黄 夏，王慧汝

(中国航空发动机研究院基础与应用研究中心，北京 101304)

1 引言

加力燃烧室是航空发动机上的一个重要增推装置[1]，其循环热效率低[2]、经济性差，实际上是以增加一定的结构质量和燃油消耗率为代价换取必要时的推力增益，因此多用于军用发动机。加力燃烧室中，气流速度远高于火焰传播速度，为此通常在流道中设置钝体火焰稳定器，利用气体绕流钝体形成的回流区来稳定火焰，且回流区越强火焰越稳定。但要在来流条件不变的情况下加强回流区，最直接的方法就是增大火焰稳定器的尺寸，而这同时也增大了流动损失。目前，传统的钝体火焰稳定器已发展出V型、U型、沙丘驻涡等各种结构[3]。

为解决流动损失与火焰稳定要求之间的矛盾[4]，以及进一步提高推重比，学术界中的一种思路是探索加力燃烧室中的新型稳焰方式，这其中就包括凹腔火焰稳定器。人们对凹腔火焰稳定器的研究起步较早，其总压损失相对较小[5-6]，目前多用于超燃冲压发动机的超声速燃烧中[7]，以及驻涡燃烧室中[8-11]，在加力燃烧室中应用较少[12-14]。另一种思路是将涡轮后框架结构与加力燃烧室传统的钝体火焰稳定器进行一体化设计，这也是结合了航空发动机部件设计一体化的发展趋势。美国的VAATE计划提出了一体化后框架加力燃烧室的概念，取消了传统加力燃烧室的火焰稳定器及燃烧组织方案，涉及到了扩压器-混合器-火焰稳定器的一体化设计。在美国的两份专利[15-16]中，都采用了将涡轮后承力支板与火焰稳定器一体化设计的结构。国内季鹤鸣等[17]提出一种新型内突扩加力燃烧室方案。随后，马梦颖、金捷等[18-19]将凹腔结构引入一体化设计中，提出了凹腔支板火焰稳定器的设计方案。刘雯佳、吴迪、邹咪等[20-22]则通过试验与数值模拟，研究了凹腔支板火焰稳定器的结构参数、位置、大小等对其的影响。

凹腔支板火焰稳定器结构简单，在减重方面有较大潜力。这种设计保留了流线型外形，总压损失特别小，在冷态下马赫数为0.28时总压恢复系数依然保持在99%以上，流动损失远低于常规火焰稳定器[18-19]。

本文针对一种用于加力燃烧室中的凹腔支板火焰稳定器设计方案，通过数值模拟分析其冷态流场结构，并与火焰稳定器点火实验结果对比，得到影响该凹腔支板火焰稳定器点火成功的气动结构关键参数及其影响规律，以期为该火焰稳定器的后续设计与优化提供指导。

2 稳定器结构与工况

该凹腔支板火焰稳定器的结构及内部纵截面如图1所示，尺寸为144 mm×170 mm×40 mm。其燃料为航空煤油，分两路进油。副油路位于凹腔支板火焰稳定器上游，点火前供油，点火后在凹腔形成稳定火焰；主油路位于下游，副油路点火成功后再供油，以凹腔中火焰为点火源，在稳定器尾缘后形成稳定火焰。两路燃油都是通过在燃油管路侧壁面上开设的直射喷嘴喷入稳定器内部空腔中，而同时进入腔中的冷却空气除起到冷却作用外，还起到雾化燃油的作用。经过初步雾化的燃油与冷却空气一起从燃油出口喷射入主流区域。

图2是稳定器点火实验的实验段照片。实验段为矩形通道，根据其尺寸，最终确定计算区域尺寸为504 mm×170 mm×150 mm。

图1 凹腔支板火焰稳定器结构及内部纵截面Fig.1 Structure and vertical section of the cavity strut flame stabilizer

图2 实验段Fig.2 Experimental section

图3 计算区域网格Fig.3 Mesh of computational domain

采用STAR CCM+划分多面体网格，网格总数121万，如图3所示。采用ANSYS FLUENT作为计算软件，只计算冷态流场；暂不考虑雾化，采用气态C12H23作为燃料。湍流模型采用可实现k-ε模型，近壁面采用标准壁面函数；采用速度进口与压力出口作为边界条件。因文中重点考察凹腔处的油气混合情况，因此计算中主油路暂时不供油。计算工况如表1所示，其中油气比q为燃油流量与来流空气流量(不包括冷却空气流量)之比，大气压取101 325 Pa；Ma为来流马赫数，T*为来流总温，为冷却空气进口总压(表压)。

表1 计算工况Table 1 Calculation conditions

3 点火实验

凹腔支板火焰稳定器点火实验在北京航空航天大学二元加力/冲压燃烧实验台上完成。该实验台包括供气系统、供油系统、一级加温器、二级加温器、前测量段、实验段、后测量段、排气段及数据采集系统，采用两级直连式加热的方式来实现实验段进口条件。图4给出了实验系统示意图。

图4 实验台结构示意图Fig.4 Schematic diagram of test bed

点火实验采用电火花点火器，点火能量5 J，安装在凹腔处。实验在Ma=0.20～0.28、来流温度T=433～583 K、=0.03～0.25 MPa条件下开展。点火成功的判定标准是根据温度突升与油气比变化趋势、火焰视频两方面相结合进行判断。

4 火焰稳定器流场分析

4.1 凹腔支板火焰稳定器流场结构

在点火能量不变的情况下，火焰稳定器中的凹腔能否成功点火，与卷吸入凹腔中的燃油浓度有直接的关系，而卷吸燃油浓度受燃油出口射流特性的影响。

图5为凹腔支板火焰稳定器的流线图，计算结果选自表1中的计算工况1(=0.03 MPa)。可见，流场中存在五个回流区。副油路腔内回流区与稳定器背侧主油路出口回流区远离点火源，对点火没有影响。凹腔中存在一个大回流区，在只有副油路供油点火时将成为主要燃烧区。腹侧主油路出口与背侧一样，由于射流作用而在下游产生了一个非常弱的回流区。尾缘后存在一个典型的对涡结构回流区，主副油路同时供油时将成为主要燃烧区；该回流区尺度与凹腔回流区相比并不大，这说明主油路燃烧区将主要以凹腔火焰作为稳定源。

图5 稳定器流场流线Fig.5 Stream line of the stabilizer flow field

4.2 冷却空气进口总压的影响

文中射流穿透深度定义为：射流靠近主流一侧的边缘流线与主流流线平行时，射流出口到平行处的法向距离，即图6中的s。图7示出了Ma=0.20时副油路出口的射流速度与射流穿透深度随的变化。可见，越大，射流速度越高；射流速度越高，射流穿透深度越大。但对于这种凹腔支板火焰稳定器结构，希望副油路燃油穿透深度不大，从而使更多的混有燃油的冷却气能够卷吸入凹腔内，以提高点火的成功率。

图6 射流穿透深度定义Fig.6 Definition of jet stream penetration depth

图7 副油路出口速度与射流穿透深度随冷却气进口总压的变化Fig.7 Pilot fuel exit jet stream velocity and penetration depth vs.cooling flow total pressure

图8 回流区流量监测截面Fig.8 Mass flow monitoring plane of trapped recirculation zone

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

以图8中绿色面为回流区监测截面，取逆主流方向通过该截面的气流量作为凹腔的回流量。图9示出了Ma=0.20时凹腔中的回流量随 p*cold的变化关系。理论上讲，对这种凹腔结构，副油路出口射流穿透越深，卷吸入凹腔的回流空气流量应越少。但图中黑线(方块)显示，随着的提高，回流量增大，其主要是因为的提高也会导致射流的绝对流量增加。如果以凹腔回流量与副油路出口射流量的比值作为无量纲凹腔回流量，可以发现该值随的提高而减小，如图中红线(圆点)所示，这说明卷吸入凹腔的冷却气量比例确实随的提高而减小。

对于火焰稳定器来说，卷吸入凹腔中的燃料浓度越高越有利于点火。随着冷却空气进口总压的提高，虽然凹腔中的绝对回流量增加，但卷吸入凹腔的冷却空气比例变小。由于燃料是与冷却空气混合在一起射入主流的，凹腔中的燃料浓度也随之减小，如图10所示。图11是Ma=0.20时不同下的燃油质量浓度分布，可见随着的提高，凹腔中的燃料浓度降低。以上计算结果均说明，如果想提高点火性能，应越低越好。

图10 凹腔燃油质量分数Fig.1 0 Fuel mass fraction in cavity

图11 Ma=0.20时不同冷却空气进口总压下的燃油质量浓度分布Fig.1 1 Fuel mass fraction field under different cold flow inlet total pressure whileMa=0.20

图12 Ma=0.20时的点火实验结果Fig.1 2 Ignition experimental results whileMa=0.20

4.3 来流马赫数的影响

图13 =0.03 MPa时不同来流马赫数下的燃油质量浓度分布Fig.1 3 Fuel mass fraction field at different flow Mach numbers while=0.03 MPa

如果只考虑凹腔中的燃料浓度，则Ma越大应越容易点火，但点火是否成功还要考察当地的气流速度。气流速度越高，火焰越容易被吹走，点火越困难。而Ma增大时回流区中的动量也增大，速度提高。图14给出了凹腔燃油质量分数、回流平均速度与Ma的关系。可见，随着Ma的增大，燃油质量分数略有增大，而回流平均速度增长幅度大于燃油质量分数。Ma从0.20提高到0.28时，燃油质量分数只增长了6.4%，回流平均速度却增长了41.4%，燃料在凹腔回流区中的停留时间变短，此时点火应该会变困难。

图14 凹腔燃油质量分数和回流平均速度与来流马赫数的关系Fig.1 4 Fuel mass fraction vs.averaged recirculation velocity in cavity

本研究中未考虑雾化的影响，这也可能是导致Ma越高点火越困难的一个因素。因为Ma越高，液体燃油雾化的时间就越短，自然越不利于燃烧反应的进行，点火越困难。

图15 不同来流马赫数下副油路出口穿透深度与冷却空气进口总压的关系Fig.1 5 Cooling air inlet total pressure vs.pilot fuel exit penetration depth at different Mach numbers

5 结论

对本研究中的凹腔支板火焰稳定器，根据冷态流场的数值模拟结果，得到与点火成功率相关的结论如下：

(1) 冷却空气进口总压越小，卷吸入凹腔中的燃料浓度越高，点火越容易成功；但同时也需要考虑燃油雾化的影响，冷却空气进口总压不能过低。本文中火焰稳定器能成功点火的冷却空气进口总压为0.03 MPa。

(2) 来流马赫数越小，凹腔回流区中气流速度越小，成功点火需要的油气比越低；但来流马赫数也不能过小，马赫数越小，冷却空气穿透深度越大，凹腔中的燃油浓度就越少，点火越困难。

(3) 冷却空气进口总压低于一定值时，副油路出口射流穿透深度随压力提高而增大的幅度不大；可在点火成功后适当提高冷却空气进口压力，以改善雾化效果，提高燃烧效率，同时也能保证火焰不被吹熄。

(4) 对于冷却空气进口总压和来流马赫数这两种影响因素，其本质是只要能使燃油射流尽量贴壁，卷吸入凹腔的燃油浓度就越大，就越容易点火。