某型航空发动机燃烧室性能数值模拟
图4.10 出口的速度分布图
图4.6为x=0截面的速度矢量图。回流区不太对称，回流区域较大。图4.7至图4.9分别为火焰筒头部、主燃孔、掺混孔截面的速度矢量图。图4.10为火焰筒出口截面的速度分布图。
从图4.6中可以看出，空气又经旋流器进入火焰筒头部，由于旋流片的导流作用而发生旋转，并和经主燃孔进入火焰筒的气流在火焰筒头部形成了明显的回流区。由于回流区的堵塞作用，使经由火焰筒头部进入主燃区的空气偏向火焰筒周边，形成环状射流，并在环流区末端朝轴线收缩。与此同时，回流气体在回流过程中也不断与从旋流器进入的新鲜空气进行紊流掺混，从回流区外侧附近折向下游流去。在回流区和顺流区之间存在着一个过渡区，在过渡区内速度梯度和湍流强度都很大。从图中还可以看出，二股空气经过主燃孔流入火焰筒参加燃烧，由于其流入的速度较高，大约为80～100m/s，因此在每一主燃孔处均形成一股柱状的射流。射流进入以后大部分气流顺流而下，少部分气流则卷入回流区，参与回流。这些柱状射流一方面阻滞了旋流器下游气体的旋转，一方面又压迫影响着回流区，使回流区截止在主燃孔所在的截面附近。与此同时，由主燃区流向下游的气流在掺混区又与由掺混孔进入火焰筒的气流在三分之一环高处进行掺混，此处的湍流强度较高，为高温燃气的冷却创造了良好的条件。火焰筒中由于回流区的存在，增强了气流的湍流扰动，为改善燃料与一股空气的混合创造条件，同时在回流区和顺流区之间的过渡区中，由于气流湍流强度很高而流速较低，因此有利于创造气流速度等于火焰传播速度的条件，从而为燃料的连续点火
30
沈阳航空航天大学毕业设计（论文）
和火焰的稳定，提供了良好的基础。这种气流速度场的分布对于燃烧效率、火焰长度以及燃烧稳定性等特性都有决定性影响，是燃料在高速流动的气流中实现稳定和完全燃烧的重要条件.。
从图4.7和图4.9可以看出，由主燃孔进入火焰筒的气流流速很高，大约为80～100m/s，在主燃孔附近处形成一个气柱状的射流，射流深度大约为(0.6～0.8)Rf（Rf为火焰筒半环高）。经主燃孔射入火焰筒的空气有一小部分进入火焰筒头部的回流区，大部分顺流流向下游。回流区截止在主燃孔附近。这是由于主燃孔射流对由旋流器进入的空气的阻滞作用。掺混孔的射流深度约为（0.5～0.6）Rf，主要由于掺混孔的上游压力较主燃孔的上游压力低，且掺混孔的直径较小。
从图4.10可以看出，在火焰筒出口处，从壁面附近至中心处速度逐渐升高，靠近壁面处的速度只有30～50m/s，最大的速度约为154m/s，出口的平均速度为128m/s。总的来看，出口的速度分布较均匀，符合火焰筒的工作情况。
31
某型航空发动机燃烧室性能数值模拟
5 结论
本文在深入调研国内外燃烧室数值模拟研究的基础上，详细的论述了燃烧室的基本结构及类型、研究的主要方法、现状与发展趋势。采用GAMBIT软件进行几何建模，FLUENT6.3.26软件进行数值模拟计算。计算出的流场、最大状态火焰筒各区温度场，且充分分析了最大状态下温度场和流场分布特点，从而证明了本文所建立的燃烧室研究模型的可行性和合理性。这些结果为今后燃烧室的设计、改进、研制和发展提供有价值的参考依据和基础数据。 全文的主要工作及得到的主要结论如下：
1) 运用先进的计算技术，将计算流体力学（CFD）、计算燃烧学（CCD）、数值
传热学（NHT）经验及半经验关系式相结合，是一种新的设计计算方法，在今后将成为发动机设计改型与发展的主要方法之一；
2) 本模型为三维数值模拟，对燃烧室最大工作状态进行了数值模拟，得到了比较
合理的主燃烧室温度场、速度场；
3) 从数值模拟得到的主燃烧室纵切面温度场可以看出，燃烧主要在主燃烧区进
行，主燃孔对火焰有一定的阻燃作用，掺混孔起降低主燃区出口温度和均化温度场作用；
4) 燃烧室出口温度场最高温度为1820K，平均温度为1342K，温度分布整体上比
较均匀。叶根部为850-1100K，且沿径向占有近1/3的区域，叶尖部为950-1100K，这说明该火焰筒沿叶高温度分布比较合理。而喷嘴之间有低温区，良好地满足导向叶片的沿叶高温度分布的要求，这也是典型环形燃烧室特点；
5) 燃烧室出口从壁面附近至中心处速度逐渐升高，靠近壁面处的速度只有30～
50m/s，最大的速度约为154m/s，出口的平均速度为128m/s。总的来看，出口的速度分布较均匀，符合火焰筒的工作情况。
本模型的不足之处在于：由于实际燃烧室结构、流动及燃烧过程过于复杂，在时间、人力和物力的限制下，将燃烧室结构进行部分简化，只计算三头部火焰筒模型，
32
沈阳航空航天大学毕业设计（论文）
同时由于旋流器、进气孔等边界条件的影响，燃烧室扩压器进气管路的影响均在一定程度上影响计算结果。
对今后工作的建议
进一步的研究可对全环各扇面进行模拟并可与全环实测各扇面数据对比，但这需要巨大的计算量和较长时间。另外还可以更细分网格，更全面反映局部细节的流场和温度场，或者在燃烧室模拟中尽量减少简化，使模型能够更加逼近原型，这样可以很好的模拟出更真实的流场、温场、速度场以及浓度场。无论是采用面积法还是流阻法计算各个孔的进气流量都会存在一定的误差，而这些误差对于进一步更详细的了解火焰筒内的燃油粒子与空气的掺混、化学反应及其出口温度分布都将是有一定影响的，因此在计算机配置足够的情况下，应尽量做整体模拟，即在燃烧模型中要加上内外环、扩压器、旋流器，真实壁厚和气膜孔。相信这样可以更好的通过数值模拟和仿真计算了解燃烧室内的反应机理，进一步提高研发和改型进度，减少燃烧室研制费用，加快我国航空事业的高速发展。
33
某型航空发动机燃烧室性能数值模拟
参考文献
[1] J.L.Le. Combustion of Liquid and Gaseous Fuels in a Supersonic Combustor.
Combustion, Explosion, and Shock Waves,2003,39(3):292-299
[2] Yansi,Zhang. Two-Equation RNG Transport Modeling of High Reynolds
Number Pipe Flow. Journal of Scientific Computing,1998,13(4):471-483 [3] Yokosuka Research Laboratory. Numerical Calculation of Gas Turbine
Combustor-First Report Direct Simulation of Three-dimensional Flow in a combustor.1991:338-346
[4] Dr Edward J.Mularz. Spray Combustion Experiments and Numerical Predictions
in Lewis Research Center. Ohio 44135. United States.
[5] N.K.Rizk*. Model For Research Swirl Atomizers. Allison Engine Company. [6] Beretta A, Mancini N.Podenzani F, et al. The Influence of the Temperature
Fluctuations Variance on NO Predictions for a Gas Flame [C]. Proc. of 3rd ICCTCE, Lisbon, 1995
[7] Clifford E.Smith and Andy D.Leonard. CFD Modeling of Combustion Instability
in Primixed Axisymmetric Combustors, ASME 97-GT-305, 1997
[8] 王晋军等.湍流研究最新进展—中国科学技术协会青年科学论坛第41次活动
论文集.北京:科学出版社,2001
[9] 赵坚行.燃烧的数值模拟.北京:科学出版社,2002
[10]王平.航空发动机燃烧室主燃区的研究.［硕士学位论文］.沈阳:航空工业学
院,2005
[11]陈庆光,徐忠等.RNG 模式在工程湍流数值计算中的应用.力学季
刊,.2003,24(1) :88-95
[12]荀柏秋,曲哲等.三维紊流燃烧室流场的数值计算.热能动力工程,2001,
（12）:80-82
[13]张宝诚.航空发动机燃烧室数值模拟现状与发展.航空发动机数值仿真战略研
讨会文集.中国航空工业第一、二集团公司.2001.7
34
沈阳航空航天大学毕业设计（论文）
[14]张宝诚编著.航空发动机试验和测试技术.国防科工委十五教材/著作.北京航
空航天大学等五个出版社共版.2005.3
[15]张宝诚. 航空发动机燃烧室数值模拟现状与发展[R], 北京: 中国航空工业第
一、二集团公司,2002
[16]张宝诚, 胡毅等. 某型发动机燃烧室数值模拟[R]. 中国工程热物理学2004年
学术年会, 2004
[17]林达. 燃烧室试验的数学模型分析[D]. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学, 2003 [18]赵坚行, 易勇. 流燃烧模型数值研究[J]. 工程热物理学报, 19（3）, 1998: 15-17 [19]赵小明, 赵坚行.发动机燃烧室数值计算[J]. 工程热物理学报, 18（2）, 1997:4-8 [20]赵坚行. 燃气涡轮发动机燃烧室中两相流动的数值研究[J]. 航空学报, 1993,
18（2）: 207-211
[21]金如山等. 燃烧室出口温度分布的分析[R]. 北京, 北京航空学院, 1983 [22]吉倩 赵展光 张宝诚等.航空发动机燃烧室过渡态温度场的数值研究. 沈阳
航空工业学院学报.
35