多模态燃烧室一体化设计火焰稳定器燃油分布特性研究

发布时间：2020-08-04 06:24

【摘要】：多模态燃烧室作为涡轮/冲压组合发动机(TBCC)的主要部件之一,要在高速、低氧条件下组织燃烧,需要对燃油的雾化、蒸发和掺混有充分的认识,以实现对燃烧室燃油分布的预估和控制。本文针对多模态燃烧室宽范围工作条件,通过数值模拟和试验研究的方法,开展基于一体化设计火焰稳定器的燃油分布特性研究,主要内容包括:数值模拟研究了不同结构参数下外壁式稳定器在不同来流条件下的流动特性和单根径向稳定器在不同来流条件下的流动特性和燃油分布特性。流场结果表明,对于外壁式稳定器,倾角越大,稳定器内部回流区越大、回流量越多;径向高度越大,总压损失越大,出口截面轴向速度差距越大;综合结构参数对点火性能和阻力损失的影响,选用径向高度40mm、倾角60°的外壁式稳定器结构方案。对于单根径向稳定器,槽宽增大,回流区轴向及周向距离均增大、回流量增多,槽宽一定时,锥角为30°时稳定器型面更接近于流线型,总压损失最小;顶角不同对于燃烧室内的流场并无较大影响;综合结构参数对火焰稳定和阻力损失的影响,选用顶角90°、槽宽30mm、锥角30°的单根径向稳定器结构方案。油雾场结果表明,当喷射方向为侧喷、喷射位置为长直段中部时,更利于组织燃烧和火焰稳定。对于一体化设计火焰稳定器的数值模拟结果表明,来流条件(速度、温度、压力)变化对燃烧室内的流场结构影响不大,来流温度越低、速度越高、压力越大时,总压损失越大。燃油分布特性主要受来流条件和供油条件(供油压力、燃油温度)影响,燃油射流和来流的动量比、来流温度和燃油温度分别是影响燃油气动雾化作用和蒸发作用的关键因素。来流温度、燃油温度越高,油珠受到的蒸发作用越大,油雾分布均匀所需距离越短;来流压力、来流速度越大,穿透深度越小,油雾周向分布均匀所需距离越长。来流速度的增加促使燃油破碎雾化,使燃油穿透深度减小,使燃油周向分布不均匀。来流温度的增加使油珠的表面张力和粘性降低,促进油珠破碎和蒸发,使燃油在周向分布更均匀。供油当量比的增加提高了燃油的喷射速度,提高燃油射流的穿透深度,也使周向燃油分布更均匀。来流压力和燃油温度的增加,有利于燃油的雾化和蒸发,但对燃油的分布影响不明显。设计了一体化稳定器下游不同截面的气相、液相燃油分布的试验方法,开展不同来流条件下(V=50~125m/s,T=450~750K,Φ=0.3~0.5)一体化稳定器下游的燃油分布特性试验。试验结果表明,沿轴向液相当量比平均值逐渐减小,气相当量比平均值逐渐增大,总当量比守恒;稳定器周向两侧总当量比较高,随着与稳定器距离的增大,横截面上各点总当量比周向分布趋于均匀。燃油温度为473K时,气相燃油可在稳定器后方90mm分布均匀,较燃油温度为373K时提前30mm。液相试验结果表明,燃油温度为373K时,不同粒径的油珠数量呈正态分布,SMD处于25~40μm范围内的粒子数目最多,稳定器后方60~90mm SMD快速减小;燃油温度为473K时,则是SMD25μm范围内的粒子数目最多。基于试验结果,分析拟合得到的稳定器后方不同截面SMD经验公式的误差带在?10%范围内。
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2019
【分类号】：V231.2
【图文】：

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图 1.1 各种不同发动机比冲随马赫数的变化图 1.2 组合发动机不同组合方式示意串联式 TBCC 布局结构紧凑，带来的附加阻力小，并且可利用现有的涡轮发动机和冲压动机理论和试验基础，具有现实可行性，是国内外的重点发展方向，其示意图如图 1.3 所示其中多模态燃烧室既作为起飞时的加力燃烧室，又随着飞行马赫数的增加逐步过渡到冲压燃室，同时还需要经历涡轮模态到冲压模态的转换过程，与一般的涡轮发动机加力燃烧室相比

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图 1.3 串联式 TBCC 示意图TBCC 扩宽了单一涡扇发动机和冲压发动机的工作范围，其飞行 Ma 域和飞行一发动机，因此如何实现兼顾多模态燃烧室双模态工作的燃烧组织技术超出和冲压燃烧室技术[4-6]。当前涡扇/冲压组合发动机面临的关键性问题有：轮模态燃烧室出口燃气和外涵气流的掺混。燃气温度高、速度小，而外涵气流温

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