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1、38航空发动机2006年第32卷第2期航空发动机主燃烧室稳定工作范围研究1121李武奇张均勇张宝诚韩力(1.沈阳空军93115部队,沈阳110031;2.沈阳航空工业学院,沈阳110034)摘要:应用火焰传播理论、二维两相紊流燃烧的k-模型、EBU-Arrhenius模型、颗粒群轨道模型和ADINA软件,计算出了某型在研航空发动机在不同飞行状态下的主燃烧室贫油熄火时的流场、温度场和压力场;计算值与试验结果比较吻合,证实了数值模拟的合理性和可行性。关键词:航空发动机主燃烧室稳定性数值模拟贫油熄火Investigation
2、ofStableOperationRangeinAeroengineCombustor1121LiWuqiZhangJunyongZhangBaochengHanLi(1.ShenyangAirForceUnitNo.93115,Shenyang110031,China)(2.ShenyangInstituteofAeronauticalEngineering,Shenyang110034,China)Abstract:Byusingflamepropagationtheory,2Dtwo-phaseturbulentcombusti
3、onmode,lEBU-Arrheniusmode,lPSI-CellmodelandADINAsoftware,thevelocity,temperatureandpressurefieldsatdifferentflightconditionsarecalculatedforanaeroenginewhenleanblowoutoccursinthecombustor.Comparisonbetweencalculationandtestresultsshowsgoodagreementandverifiestherationalit
4、yandfeasibilityofthisnumericalsimulation.Keywords:aeroengine;combustor;stability;numericalsimulation;leanblowout本文在充分调研主燃烧室工作稳定性的基础1引言[3,4]上,运用两相紊流燃烧基本理论,对某型在研发主燃烧室是航空发动机的关键部件之一。当发动机环形燃烧室进行了二维非定常贫油熄火数值模动机在空中工作时,主燃烧室会在很短时间内发生拟,并将计算结果与试验值进行了比较。贫、富油工作状态的交替,出现高功率和低功率工作2熄
5、火试验及数据拟合状态的反复变化,直接影响内部流动、放热和出口温度场的变化,即影响工作稳定性和飞行安全性。而某型发动机全环形燃烧室燃烧稳定性试验集中[1]燃烧室内声耦合、声干扰、压力和速度脉动、不稳于在试验器上录取贫油熄火特性。试验参数为:燃*定释热率、燃油流量脉动,均会使燃烧不稳定;燃油烧器进口总压P2=0.03,0.06,0.1MPa,进口速度喷射速度、雾化质量、油泵转速和压气机整流叶片调2=0.1-0.45,进气温度为283~291K。贫油熄火节的变化,也会影响燃烧稳定性;发动机部件间的相曲线如图1所示。图中的P为最贫油熄火点的余
6、互动态干扰会引起工作偏移,如压气机失速和喘振气系数。*会导致发动机熄火。所以,燃烧室设计就是要保证对于P2=0.1MPa,按实测数据拟合的预测公在各种飞行状态下,使燃烧室空气负荷和贫、富油气式为:2比控制在稳定的工作范围内。P=5.288+105.932-143(1)式(1)可用于粗略预测压力为0.1MPa左右的收稿日期:2005-06-22P值。第一作者简介:李武奇(1975),上尉,从事航空发动机燃烧稳定性研究。李武奇等:航空发动机主燃烧室稳定工作范围研究39响,其中假定油珠的紊流动能是从与气相交换中得到的。k
7、方程为:∀eff(∃!gVgk)=[∃k]+∃Gk-%kmd∃!g-!kdVddmd(4)0式中:Gk=L!t:Vg=∀tG∀,G∀=V∀g:[V∀g+V∀d](5)方程为:图1某环形燃烧室低压贫油熄火边界∀eff(∃!gVg)=[∃]+%g23数学模型及控制方程组C3∃Gk-C2∃!g(6)kk2模拟燃烧室火焰筒中燃烧稳定性的过程,可简式中:∀eff=∀t+∀,∀t=C∀!gk/。化为非定常、两相和紊流燃烧。对于气相成分守恒方程,通过定义混气分数#3.1数学模型=CP(YF-YOX/
8、s)+#s,s=VOXWOX/(VFWF),C#=s/(1)采用普适Rosin-Rammler函数,计算起始(s+YOX,0),#=YOX,0/(s+YOX,0),并在经过S
