亞燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室噴霧霧化特性試驗(yàn)研究

亞燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室噴霧霧化特性試驗(yàn)研究

0燃油云圖2.2試驗(yàn)結(jié)果節(jié)省燃料的設(shè)計(jì)和增加需要充分了解燃料的霧、蒸發(fā)和混合，并必須能夠預(yù)測和控制燃燒的燃料分布。燃燒效率、火焰穩(wěn)定極限、起動點(diǎn)火以及火焰筒的冷卻等都與燃燒區(qū)燃油濃度分布密切相關(guān),而燃油的濃度分布很大程度取決于自噴嘴噴射出來的液滴的空間分布形態(tài)。亞燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)氣流速度一般為0.2~0.3Ma,在不同飛行馬赫數(shù)與工作條件下,燃燒室內(nèi)流動變化很大,燃油在高速氣流場中的霧化分布與噴射入靜止氣流場中存在明顯差別。本研究結(jié)合高速氣流場燃油霧化特性試驗(yàn),選取試驗(yàn)臺二元蒸發(fā)式火焰穩(wěn)定器和噴油桿的一段,在矩形通道內(nèi)進(jìn)行模擬亞燃沖壓發(fā)動機(jī)不同來流馬赫數(shù)、不同噴嘴條件工況下的兩相流動數(shù)值仿真計(jì)算。研究高速氣流影響下燃油初始霧化液滴以及燃油油氣比分布規(guī)律,并將數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比與分析。1流場與噴霧場計(jì)算二元穩(wěn)定器試驗(yàn)裝置內(nèi)組件較多且形狀復(fù)雜,目前能力無法承受對完整結(jié)構(gòu)的建模計(jì)算。因此,在建立幾何模型時(shí)考慮影響流場主要結(jié)構(gòu)因素,只計(jì)算試驗(yàn)流道內(nèi)的氣流場與噴霧場,忽略各類連接管路與測試元件。簡化后全尺寸三維模型結(jié)構(gòu)如圖1所示,主要包括噴油桿、噴嘴外型結(jié)構(gòu)與火焰穩(wěn)定器等組件。由于幾何模型與試驗(yàn)件在尺寸上無差異,保證了計(jì)算結(jié)果的工程可用性。噴油桿與火焰穩(wěn)定器外型比較復(fù)雜,構(gòu)造計(jì)算網(wǎng)格時(shí)權(quán)衡了邊界網(wǎng)格質(zhì)量、可變性以及劃分網(wǎng)格工作量,將噴油桿與噴嘴周邊計(jì)算域、火焰穩(wěn)定器周邊計(jì)算域劃分為四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,剩余區(qū)域?yàn)榱骟w結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。在火焰穩(wěn)定器、噴油桿及壁面附近采取了局部網(wǎng)格加密處理,如圖2所示。2模型求解與模型對比基于CFD-ACE+計(jì)算平臺,采用將空氣作為連續(xù)相,燃油液滴作為彌散相的顆粒隨機(jī)軌道模型簡化處理燃油霧化兩相流問題。描述控制方程的坐標(biāo)系統(tǒng)為Eulerian-Lagrangean坐標(biāo)系,即在歐拉坐標(biāo)系下描述氣相控制方程,在拉格朗日坐標(biāo)系下描述彌散相液滴的運(yùn)動規(guī)律。采用SIM-PLEC算法求解有限差分方程,在兩相各自計(jì)算后再考慮兩相間的質(zhì)量、動量與能量源項(xiàng)耦合求解。湍流模型采用程重整化群k-ε模型,標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)處理近壁區(qū)域粘性流動。計(jì)算時(shí),參考試驗(yàn)用航空煤油物性表,修正重新定義了代用燃料C12H23物性數(shù)據(jù)文件。由靜態(tài)霧化試驗(yàn)測量結(jié)果,初始霧化液滴錐角設(shè)定值為離心式噴嘴70度、直流式噴嘴5度;液滴初始直徑由CFD-ACE+所提供的噴嘴模型根據(jù)設(shè)定工作參數(shù)計(jì)算得到,液滴分布滿足指數(shù)為3.5的R-R分布。采用波致破碎模型描述噴嘴模型的初始霧化過程,RT(Rayleigh-Taylor)表面波不穩(wěn)定性模型描述液滴在連續(xù)運(yùn)動中伴隨發(fā)生的二次霧化現(xiàn)象。將流場近似為不可壓流動(Ma≦0.3),模型進(jìn)口條件給定軸向進(jìn)氣速度、總溫、湍動能以及湍動能耗散率,除此之外還需定義混合物組分,出口設(shè)定壓力出口條件。為提高計(jì)算效率,計(jì)算時(shí)使連續(xù)相與彌散相同時(shí)迭代至基本收斂后,將得到氣流場結(jié)構(gòu)與液滴運(yùn)動規(guī)律考慮相間源項(xiàng)進(jìn)行耦合計(jì)算,此法可有效避免在求解過程中出現(xiàn)的相間劇烈耦合報(bào)錯(cuò)問題。3燃油液滴與油氣比分布利用所建模型計(jì)算得到不同來流馬赫數(shù)安裝離心噴嘴工況時(shí)燃油霧化液滴與油氣比分布,對比分析高速氣流場中直流、離心噴嘴供油壓力變化時(shí)燃油液滴分布計(jì)算解與試驗(yàn)測量結(jié)果,可以判斷計(jì)算結(jié)果的合理性。3.1來流馬赫數(shù)對油氣分布與均勻程度的影響圖3為離心式噴嘴在不同來流馬赫數(shù)時(shí),各工況沿軸向截面液滴直徑分布與二次指數(shù)插值對比,計(jì)算時(shí)噴油壓降△p=1.5MPa。圖中離散點(diǎn)為軸向截面液滴直徑稀疏顯示結(jié)果。可以看出,在噴嘴類型與噴射壓降一定的情況下,液滴的初始直徑基本相同,但伴隨著來流速度的增大,燃油霧化得到改善,相同軸向位置截面大液滴分布減少;液滴直徑受來流速度影響,在火焰穩(wěn)定器之前霧化水平得到改善較明顯,可歸結(jié)為以下兩方面原因,首先,馬赫數(shù)的變大增加了此處液滴與氣流間相對速度,加快液滴蒸發(fā)速度引起液滴直徑減小;其次,來流馬赫數(shù)增加同樣使得韋伯?dāng)?shù)變大,直接影響較大液滴的二次破碎發(fā)生。燃油濃度分布對初始點(diǎn)火與燃燒影響很大,這里采用本地油氣比f表示燃油和空氣的分布情況,本地油氣比f定義如下其中,、分別為燃油與來流空氣流量;Vcell為網(wǎng)格體積;Yf為網(wǎng)格內(nèi)燃油質(zhì)量分?jǐn)?shù)。圖4為來流總油氣比一定時(shí),不同來流馬赫數(shù)工況橫向截面油氣比分布圖。由圖可以看出,燃油自從噴嘴噴出起就存在蒸發(fā),蒸發(fā)的燃油蒸汽順氣流向下運(yùn)動,被火焰穩(wěn)定器后方氣流卷吸至回流區(qū)內(nèi)部,形成一定的油氣比分布。伴隨來流馬赫數(shù)的變大,各工況計(jì)算域相同位置均反映出油氣比增大趨勢,分析認(rèn)為這是由于增大的氣流速度同時(shí)改善了燃油霧化水平與蒸發(fā)速度所致。當(dāng)來流馬赫數(shù)相對較低為0.2時(shí),穩(wěn)定器油氣比分布很不均勻,在回流區(qū)內(nèi)部油氣比較低的同時(shí)壁面附近呈富油狀態(tài),將嚴(yán)重影響燃燒效率與火焰穩(wěn)定,甚至?xí)斐扇紵揖植勘诿鏌g。因此,速度變化范圍較大的燃燒室,應(yīng)考慮飛行條件改變對燃油分布的影響。圖5表示了穩(wěn)定器尾緣截面在不同來流馬赫數(shù)工況下油氣比分布?？梢钥闯?來流速度的增加使穩(wěn)定器尾緣下游燃油分布越趨均勻,本地油氣比相對變大。同時(shí)隨來流速度的提高,穩(wěn)定器后燃油分布向軸線位置集中收攏,回流區(qū)內(nèi)濃度不均勻程度得到改善,這是因?yàn)檩^高的來流速度使得回流區(qū)附近氣流卷吸效應(yīng)增強(qiáng),輸運(yùn)燃油蒸汽的能力大大提高,將更多原本處于回流區(qū)外部的燃料輸送到回流區(qū)內(nèi)部;因此,也可以推斷,意圖單純通過增加前方供油量來改善穩(wěn)定器后回流區(qū)內(nèi)燃油分布與均勻程度是不可行的。定義特征霧化角α′來衡量帶有收縮效應(yīng)的霧錐大小,α′是指以噴嘴出口為中心,x為半徑作圓弧與霧化錐邊界相交的兩點(diǎn)和噴嘴出口中心連線組成的夾角,這里統(tǒng)一取值x=35mm。圖6為離心式噴嘴來流馬赫數(shù)改變時(shí),霧化錐特征角數(shù)值模擬與試驗(yàn)對比結(jié)果,計(jì)算時(shí)噴油壓降為△p=1.5MPa?？梢?計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果吻合,α′受來流馬赫數(shù)影響明顯,伴隨著馬赫數(shù)的增大,α′逐漸減小。由于各工況噴嘴條件均相同,燃油霧化液滴初始速度變化不大,因此認(rèn)為特征霧化錐角減小的原因在于來流馬赫數(shù)的變化。馬赫數(shù)增大,來流滯止液滴切向初始速度的能力增強(qiáng)而使得橫向貫穿度減小,進(jìn)而表現(xiàn)為霧化錐角減小。3.2霧化錐特征角隨果具液滴初始速度的變化在來流數(shù)Ma=0.25并使用離心噴嘴噴油時(shí),將流場中燃油液滴分布數(shù)值仿真結(jié)果與試驗(yàn)高速攝影圖像對比見圖7?？梢钥闯?上半段所得計(jì)算結(jié)果與下段試驗(yàn)值符合得較好,計(jì)算結(jié)果液滴分布范圍趨勢與試驗(yàn)值基本一致。但是觀察計(jì)算得到的霧錐液滴分布,發(fā)現(xiàn)并非為試驗(yàn)觀測到的空心錐狀,在軸線位置也有一定量的液滴存在。這是由于噴嘴模型假設(shè)液滴初始速度為法向與軸向兩方向分速度矢量求和得到,因此計(jì)算結(jié)果中必然會有液滴出現(xiàn)在軸線位置。圖8、圖9分別為直流與離心式噴嘴在不同供油壓力下霧化錐特征角試驗(yàn)值與計(jì)算結(jié)果的對比曲線,此時(shí)來流Ma=0.25。兩種噴嘴初始噴霧錐角為給定靜態(tài)試驗(yàn)測量值,計(jì)算結(jié)果顯示隨著供油壓力的提高,兩種噴嘴霧化錐特征角均增大;但是注意到,直流噴嘴只在供油壓力低于1.5MPa時(shí)特征角增加較明顯,而離心噴嘴在計(jì)算工況內(nèi)霧化錐特征角增加則大致呈線性趨勢。這是由于單純增加直流噴嘴供油壓力,對其射流初始切向分速度貢獻(xiàn)較小,切向分速度在供油壓力大于一定值后受其影響不明顯,此時(shí)霧化錐角的增加主要還是由于周圍高速氣流場的剝離作用引起。數(shù)值解與試驗(yàn)結(jié)果在變化趨勢吻合得較好,定量比較發(fā)現(xiàn)計(jì)算結(jié)果均較試驗(yàn)值略小,但是誤差范圍可以接受,這是由于在計(jì)算時(shí)噴嘴模型存在人工粘性項(xiàng),使得計(jì)算得到的液滴切相速度減小,進(jìn)而影響到了燃油的霧化錐角。4來流馬赫數(shù)對燃油總壓的影響通過對高速氣流場燃油霧化液滴分布進(jìn)行數(shù)值模擬,并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比,初步得到以下結(jié)論:(1)受高速氣流影響,燃油霧化液滴分布相對在靜止氣流中均有所收縮;增加來流馬赫數(shù)可改善燃油