【高高原机场发动机点火的理论计算综述8800字】

高高原机场发动机点火的理论计算综述目录TOC\o"1-3"\h\u10432高高原机场发动机点火的理论计算综述 125951.1CFM56-5b发动机燃烧室介绍 1308541.2燃烧室建模 1029841.2.1计算流体力学概述 10137161.2.2建立模型 12213191.3流体基本方程 16323631.4湍流模型的选择 175541.5非预混燃烧模型的选择 18224671.6模型参数的数值 19在分析燃烧室启动失效之前，需要了解燃烧室的工作过程。在此基础上对Fluent中的模型进行分析，找到比较合适和理论方法。明确模型的前处理方式并对网格进行划分。1.1CFM56-5b发动机燃烧室介绍众所周知，对于一般的飞机发动机通常由四个不同的主要部件组成：压气机，燃烧室和涡轮以及排气系统[43]。图1.1显示了“CFM56”发动机的示意图。第一步是将大气压缩到高压。压缩系统由多个阶段组成。通常，第一阶段是压缩，在涡轮风扇发动机中，是使用大直径螺旋桨完成的。在使用直径较大的风扇/螺旋桨进行第一阶段压缩后，一些空气进入低压，随后进入高压压缩机，另一大部分空气流过涵道，不参与其中。进一步增加压力或燃烧时，直接与涡轮机尾气混合，主要负责增加发动机推力并降低废气中的污染物浓度。图1.1CFM56发动机结构图在图1.1中，此旁路空气以亮绿色显示。低压和高压压缩机外部流动的空气与流经它们的空气之比称为涵道比。来自高压压缩机的压缩空气直接进入燃烧室。燃烧过程将流体温度提高到1000摄氏度到1700摄氏度，具体取决于发动机功率要求[44]。之后，在涡轮机部分中喷射出燃烧的能量。涡轮机产生的动力主要通过同心轴驱动发动机的压缩机系统，产生的电能很少CFM系列发动机被广泛应用在涡扇燃气轮机上。燃气轮机一般分为两种：固定式燃气轮机和涡扇式燃气轮机[45]。固定式燃气轮机和涡扇式燃气轮机基于相同的热力学循环布赖顿循环。因此，它们在结构上有许多相似之处。这些部件包括：进气口：根据其设计和用途，燃气轮机可以具有一个或多个进气口，进气口用于将燃料和空气送入燃气轮机。燃气轮机前面的主进气口用于吸入空气。同时在下方还存在其他几个小进气口，以便喷射燃料。压缩机：压缩机用于增加进气压力，以提高涡轮机的效率。压缩机以及其他部件的效果可以通过使用布雷顿循环来描述[46]。燃烧器：燃料与空气在这里混合之后燃烧。该反应导致燃气的温度和体积增加。体积膨胀可以驱动涡轮或涡轮喷气发动机的转子叶片产生功或推力，这是一个等压过程。涡轮机：其工作是驱动压缩机轴，如果是固定式燃气轮机，则其工作是提供有用的机械功来驱动例如发电机。在理想循环中，该过程是等熵的。出口：此部分是根据燃气轮机的使用情况设计的；对于固定式燃气轮机，出口为低速排气，可将燃烧产物引导出系统或进入环境或其他循环。对于涡轮风扇燃气轮机，出口是喷嘴，喷嘴将增加速度以产生推力。燃烧室是发生两个主要物理化学的地方。在入口处的燃料将与空气完全混合或充分混合是物理变化。但是，在某些燃烧器中，燃料在燃烧器之前先与空气混合，为了实现平稳燃烧，应在燃烧之前将空气和燃料混合。根据燃烧器何时与空气混合，燃烧器分为两组，本章稍后将对此进行讨论。第二个过程为燃烧，在燃烧室中由燃料和空气组成的气体混合物点燃并升高燃烧室的温度。温度升高将增加体积，从而推动飞机前进。燃烧室不充分燃烧可能会发生以下几个问题：混合不充分：如果燃料与空气混合不充分，燃料可能会燃烧不完全，从而导致CO，固体颗粒，NOx和未燃烧的碳氢化合物含量增加。燃烧不均匀：当发动机燃烧时局部温度升高，使得温度分布不均匀时，会发生这种情况，会导致发动机产生额外的热应力。热应力可能会及时导致材料的疲劳和故障。环境：不完全燃烧的气体或未燃烧的碳氢化合物会污染环境。UHC，NOx和烟灰是每个燃烧设备的重要因素。设计应尽可能降低它们。经济：随着石油价格的上涨，燃气轮机必须具备效率高，因此油耗低也是最重要的品质之一。为了达到高效率，需要对燃烧室进行优化设计。以上因素表明了燃气轮机中燃烧室的重要性。燃烧器有两种类型，扩散火焰燃烧器和预混合燃烧器。在扩散火焰燃烧器中，燃料和空气的混合和燃烧同时发生。火焰的速度受扩散速率的限制。这些类型的燃烧器易于制造和操作，但是它们不清洁环境。这些燃烧器的主要缺点是火焰主要存在于化学计量条件下。这会导致高NOx产生率。燃烧器的另一种类型是预混合火焰燃烧器。这些燃烧器比扩散火焰燃烧器新。它们将燃料与空气高度混合，因此，如果可以稳定化燃料，则火焰存在于燃料存在的地方。与以前的燃烧器类型相反，这些燃烧器更复杂且更难设计，但它们产生的NOx更少。燃气轮机每天都面临着新的挑战。诸如油价上涨，新型燃料（如生物燃料），不同设计（如预混燃烧器）之类的不同因素将挑战工程师开发新的燃烧器或改进现有燃烧器。这些挑战需要新的工具。可以帮助工程师的重要工具之一是数值建模或CFD。CFM56系列发动机是目前世界上在使用的数量最多的发动机，广泛应用于空客320系列以及波音737系列，CFM56-5b型发动机主要用于A320系列[47]。燃烧室作为其核心机的重要组成部分，作用是把高压压气机出来的高温高压气体和燃油充分结合，点火装置引燃气体，发生氧化还原反应。产生的气体通过燃气膨胀对涡轮做功，从而推动飞机前进。燃烧室是发生两个主要反应的发生地。在入口处的燃料将与空气完全混合或充分混合、燃料的燃烧反应。但是，在某些燃烧器中，燃料在进入燃烧室之前先与空气混合，为了实现平稳燃烧，应在燃烧之前将空气和燃料混合。能否稳定燃烧何时燃料会与空气混合。第二个主要的反应为燃烧。如图1.2所示为燃烧室结构图。在燃烧室中，由于高温，由燃料和空气组成的气体混合物将点燃并升高温度。温度升高将增加体积，从而推动流体前进。有许多事实使燃气轮机的这一部分变得重要。图1.2燃烧室原理图传统燃烧室的油气比非常高为80：1。显然，没有任何化石燃料能够以这种空燃比启动和维持燃烧。这就需要将燃烧器划分为多个区域，由此实现稳定的燃烧。通常，燃烧器分为三个主要区域[48]。主区域：仅吸入一小部分空气的区域（通常占燃烧器总流量的15-20％）。空气通过旋流器，与完全雾化的燃料充分混合，然后点燃。中间区域：燃烧区域中发生的燃烧有时会不完全燃烧。而且，燃烧区域中的温度有时可以达到燃料的化学计量火焰温度。这就需要在衬套中使用一个区域，该区域将吸入足够的空气以完成燃烧，并降低排放部分的温度。气体在该区域中的停留时间是一个关键的设计问题。第三个区域：第三区域的存在有三个主要目的：即使在完全燃烧后也要利用所有剩余的空气；将燃气的温度降低到下一级组件可接受的温度；产生热回流，以最大程度地延长燃烧室的使用寿命。燃烧室有两种类型，扩散火焰燃烧室和预混合燃烧室。在扩散火焰燃烧室中，燃料和空气的混合和燃烧同时发生。火焰的速度受扩散速率的限制。这些类型的燃烧室易于制造和操作，但是它们不清洁环境。这些燃烧器的主要缺点是火焰主要存在于化学计量条件下。这可能导致高NOx产生率。燃烧室的另一种类型是预混合火焰燃烧室。这类燃烧室比扩散火焰燃烧器新。它们将燃料与空气高度混合，因此可以稳定燃油速率，则火焰发生于燃料燃烧的区域。与以前的燃烧室类型相反，这些燃烧器更复杂且更难设计，但它们产生的NOx更少。燃气轮机每天都面临着新的挑战。面临着诸如油价上涨，新型燃料（如生物燃料），不同设计（如预混燃烧器）之类的挑战以及许多其他因素挑战工程师开发新的燃烧器或改进现有的燃烧器。这些挑战需要新的工具。可以帮助工程师的重要工具之一是数值建模或CFD。燃烧室的基本要求是点火可靠，燃烧稳定，总压损失小，尺寸小，重量轻，出口温度分布均匀，污染少，寿命长。在次基础上CFM56-5b发动机选用了单环型燃烧室。燃烧室部分包括燃烧室机匣和火焰筒腔室。从高压压气机出来的气体经过第九级静子，第九级静子（OGV）将气体减速整流，矫正气流，出去预旋，使气体稳定流进燃烧室。流进第九级静子后气流流过扩散通道，气体压力增大，速度减小，然后进入旋流器，最后到达燃烧室火焰筒。Y型燃油供油总管连接着包围在燃烧室机匣外面的20个燃油喷嘴，两个点火电嘴位于4点和八点钟方向[49]。机匣上分布有：六个孔探口、三个九级座舱引气孔、四个冷却LTP一级喷嘴引气孔、一个高压压气机主动间隙控制引气孔、两个高压压气机主动间隙控制通气孔（分别位于六点和十二点方向）、一个九级放气孔、一个T3传感器和一个PS3传感器插孔[50]。图1.3燃烧室结构图压气机九级座舱引气刚好引的是高压压气机九级静子处的气体，高压压气机的九级静子是装在燃烧室的机匣上的，那么九级座舱引气的九级静子之后的气体，它的引气管自然也安装在燃烧室机匣上。如图1.3所示。图1.4燃烧室机匣TBV放气发生在发动机启动或过渡状态，用来提升喘振的裕度，它是将HPC9级气体放到LPT1级nozzle处，所以它的放气管也是安装在燃烧室机匣上[51]。另外四根LPT1级nozzle的冷却管也是采用的是HPC冷却气体，为四级气体。HPTCC引气有四级和九级，其中九级引起管位于燃烧室机匣，HPTCC冷却的是HPT的shroud，它的引起管分别在六点钟和十二点钟方向，也是从燃烧室机匣进去的[52]。T3和PS3分别探测的是压气机出口温度和压力。六个燃烧室的孔探孔可以充分地观察燃烧室内的情况，其中有两个孔就是点火电嘴的孔，这两个孔可以观察燃烧室还可以观察HPT的转子[53]。如图1.4所示为燃烧室机匣上的管路分布。图1.5燃烧室机匣上的管路分布火焰筒是进行生成燃气的腔室，火焰筒包括：圆形拱顶，初级和次级旋流喷嘴，内外壁，内外罩。圆形拱顶和内外壁、内外罩通过螺杆连接在一起，这80个螺杆的头部经过电焊处理，如图1.5所示[54]。图1.6圆形拱顶和内外罩位置图火焰筒的内外壁后端跟HPT的nozzle通过螺杆连接起来。圆形拱顶用来支撑20个旋流喷嘴，这20个喷嘴喷射的燃油携带着高速的空气，在旋流器的作用下旋转甩向四周，形成一个低压区，这个低压区可以保证稳定燃烧。同时由于这个存在，气流在火焰筒内向低压区回流。每个燃油喷嘴内都有两级的旋流处理，燃油和空气混合先经过初级旋流，再经过次级旋流才进入到火焰筒。如图1.6所示。旋流器可以设计成单通道，其中所有流量通过旋流器的流体被赋予单向旋流或具有双通道，在该通道中，气流被分为两个反向旋流的路径。平面和弯曲叶片广泛用于实际的旋流器中。弯曲的叶片比平坦的叶片产生更好的性能，因为它们可以有效地防止叶片通道中的流动分离。带有弯曲叶片的旋流器可以产生更大的再循环区域，并吸引更多的空气进行再循环。但是，扁平叶片的明显优点是成本较低且易于制造。其他优点包括更好的火焰稳定性和更低的燃烧噪声所有燃气轮机燃烧器都必须能够在包括雨水、冰、低压和温度的喷射在内的各种运行条件下运行这是基本要求。主燃烧室的气流在稳定燃烧室中的火焰方面起着至关重要的作用。为了使热燃烧产物再循环到进入的空气和燃料中，通常会在所有燃烧器中进行环形流动逆转，以稳定火焰。产生再循环的重要方式之一是引入旋流器。与其他方法（如钝体）相比，这种再循环提供了更好的混合。根据燃烧室的要求使用单旋流器和双旋流器。在特殊情况下，旋流器也可以是径向的，但大多采用轴向旋流器。旋流器的叶片通常是平坦的，但有时弯曲的叶片对于改善空气动力学性能有时效果更好。图1.7火焰筒结构图1.2燃烧室建模建立发动机模型一般方法为，将具体型号的发动机文件导入画图软件中，通过两点之间的距离和角度确定每个元件的大致尺寸。在此基础上进行拉伸旋转等操作实现，最后检查模型和实物图之间的差异进行定型。本文建模的工具为ICEMCFD软件。1.2.1计算流体力学概述计算流体力学（CFD）基本概念的提出还要追溯到20世纪初[55]。CFD随着航空航天的发展而不断进步，在偏微分方程、数值计算、网格的划分技术以及电子计算机技术的迅猛发展而兴起的研究方向[56]。计算流体力学以解决流体相关的问题为主，通过设定一定的条件，求解三大方程。和求解传统力学问题相比，计算流体具有：成本低、受实验条件的限制小、可以观察细微现象和可以模拟复杂流场等优点[57]。CFD软件用于绘制表面几何形状。然后再次使用它来网格化受表面几何形状限制的计算域。使用CFD软件建模进行工程的计算，一般有如下的基本流程：建立模型、划分网格、选择合适的物理模型并设定合理的边界条件、分析计算的区域、检查计算结果的可信度和后处理。如图1.9的文本框所示。修改几何模型修改几何模型网格生成网格生成否否设置求解器和边界条件设置求解器和边界条件判断结果是否可行判断结果是否可行是计算流域是计算流域后处理后处理图1.8计算流体力学框图总体而言ANSYS计算大致可以分为预处理阶段、分析计算的区域和结果分析三个阶段。预处理是将模型建立完全，划分网格的过程。在此基础上还需要找到合适的解决问题的方法。常用的预处理软件Pro/E和CAD等软件，本文选择的是ICEM建立发动机模型。选用的是ANSYS作为求解器，ANSYS对于物理化学燃烧、湍流模型和六面体网格问题具有较高的耦合性。后处理软件本文选用的是CFD-post，该工具能够清晰明了的反应实验现象，直观反映各参数的变化以及内在关联。1.2.2建立模型CFM56-5b发动机采用单环燃烧室，在建立模型时需要先确定轴线的位置，在此基础上进行建模。找到轴线的位置再进行旋转操作就可以建立一定比例的分析模型。通过将文档加载到建模软件中，大致确定模型的尺寸。再对模型进行修正可以减小模型的误差。通过上面的介绍需要确定进气道、进油口和旋流器的位置。如图1.10所示。图1.9燃烧室的部分草图前面提到了CFM56-5b的发动机燃烧室由火焰筒和机匣组成，CFM56-5b有二十个旋流器组成。如果把每一个旋流器都画出来，工作量实在太大。因此，有必要对模型进行一定的简化。只需要画出一个旋流器即可，即画出总体的十八度图形。综合每个点的相对位置和相互之间的距离之后，可以得到下面的结构图。如图1.11所示。图1.10燃烧室结构图对上述图中的每一个点绕各自圆心旋转20度进行拉伸和延展后可以得到大致的结构图。由于这些点不在同一个圆内，因此需要分别在各个平面旋转才能得到实物图。考虑一个零件的配合关系图形变的比较复杂。旋转之后的草图如图1.12所示。图1.11燃烧室草图由于结果过于复杂和计算设备的限制，需要对模型简化。需要作以下的假设：仅关注飞机飞行条件没有变化的情形；假设燃烧前后空气的体积不变，即等容变化；排气管处于正常的工作状态。针对以上的假设需要建立主进气口、副进气口和混合区三个主要部分。简化后的模型如图1.13所示。图1.12简化后的燃烧室模型该结构主要由三个部分组成引入腔、混合腔和扩散腔组成[58]。引入腔中引入主流流体和次流流体，在其中充分混合燃烧，进入扩散腔。根据伯努利原理，高速流体流过喷嘴时，在喷嘴附近形成一个低压区。流体在其中的流动是同轴径向和轴向运动。原先的模型特别复杂，很多面犬牙交错，为网格划分问题带来了很大的挑战。这样会使得计算不收敛，网格质量不达标，难以达到实验目的。在此基础晚上需要化繁为简，但是简化的模型后面需要验证是否符合实际参数条件。这样才能使实验控制在合理的误差内。把燃烧室的机匣外部的管路简化为壁面，保留空气进口和燃油进口考虑到燃烧室燃烧的航空煤油成分较多，可以简化成一种燃料。发动机的进气口压强可以用空气的流速来代替。由于上述模型上下对称，因此可以建立上部分的模型用来替代总体的模型，在此基础上选择非结构化网格。一般意义上来说，非结构网格可以把计算范围里的全部的点同时设置为一样的边界条件[59]。这种网格划分方式能够轻松地完成边界的设定。非结构网格的主要优点是生成网格的时间相对较短；能够计算出满意的结果；计算机存储和组织数据的方式比较简单。不光对平面的拟合较好，对非平面的计算大部分使用插值函数或者设置变量求解。在本文中如果使用结构化网格，很难对计算区域进行加密网格并且验证网格生成的科学性。和非结构化网格不同的是，结构画网格可以把计算范围里全部的点设置为不一样的初始条件。这样的网格划分方式比较繁琐，需要花费大量的时间调试网格质量。计算机存储和住址数据的方式也比较复杂。由于非结构网格一般处理的是非线性问题，因而很难选择特定的曲线与已知的模型重合，一般计算较为复杂。有些时候这两种网格同时划分时，系统可以直接进行计算。综上所述，相对而言非结构网格计算时间明显更短，对计算机的要求较低。因此本文选择了非结构网格作为计算工具。建立的模型如图1.14所示。图1.13简化过后的燃烧室网格下一步需要根据软件参数查看网格质量的好坏。Fluent查看网格好坏的步骤为：将划分好的网格输入软件当中，点击查看网格质量的按钮，了解网格的大概情形。放大网格细节，观察网格是否有重合的情况等。随后需要在工作区域输入网格质量，按确定开始检查网格质量图如图1.15所示。图中显示了主要区域的网格质量参数。检查网格是否有偏斜的状况，本文建立的网格偏斜均小于0.8符合规定的数值；检查网格的生成率，本文的模型为1.1可以保证生成网格质量达标；纵横比需要控制在一定的范围，本文模型为4.3，可以使离散方程的求解收敛，符合条件的设定；另外两个入口气体混合时流动方向相同，避免了出现计算的错误。一般在两个边界交汇的地方使用非结构化网格，防止出现计算误差大的问题，对结果影响不大的区域选用非结构化网格。一般可以采用美国宇航局的网格间隙运算方法，选定需要生成的网格宽度。为了使计算结果更加精确，可以缩小网格的高度值，增加网格的数目来提高网格精度[60]。图1.14网格质量图由以上的判断标准网格质量分布情况较好，满足Fluent计算的指标，为下一章流域计算做好了准备。1.3流体基本方程流体运动遵循一定的规则，可以用数学中的微积分来研究物理学中的质量、速度、动量和能量等问题。通过无数次的实验和数学分析方法得出了著名的流体力学基本方程。1.1.1连续性方程根据质量守恒定律：系统的总质量在任何时候都相等。可以用微积分来表示这一关系[61]。（1.1）本文研究的是一维定常流动可以令。1.1.2动量方程确定的流体的总动量的变化率等于体力和面力之和[62]。（1.2）对于本文的问题，可以简化成：1.1.3能量守恒方程在一个系统里，它的总能量变化率等于外力所做功与外部给予的热量之和[63]。（1.3）对于本文中的湍流模型可以简化为1.4湍流模型的选择燃烧室是将高温高压气体和燃气混合点燃，发生一系列物理化学变化的过程。涉及到流体一般DES和LES模型、S-A模型、标准K-Epsilon模型、RNGK-Epsilon模型、标准K-W模型、SSTK-W模型和雷诺应力模型[64]。DES和LES为目前精度最高的湍流计算模型，由于这两种湍流模型都需要划分很多网格单元，网格计算的速度比较慢，实际运用的很少[65]。S-A模型一般适用于对飞机机翼的分析计算以及流管的边界层的相关求解，一般不用来计算高速流体的脉动问题。标准K-Epsilon模型计算的收敛性较高、计算时间较短、计算结果符合实际情况，在众多流体问题上均可以求解。广泛应用于高速的湍流问题，一般不适用于存在径向或周向速度的相关问题。RNGK-Epsilon模型一般用来计算低速的湍流问题，存在径向或周向速度的相关湍流问题也可以得到很好的结果。由于使用条件限制，上述几种模型本文均不采用。RealizableK-Epsilon模型和前两种湍流模型相比有着独特的优势[66]。该模型可以保持湍流的法向应力与附加剪应力与跟实际的湍流完全一样。该模型能够以更大的精确性仿真平面与圆形高速流体扩散的快慢。对于有旋流的湍流模型和具有方向的压强梯度的层流模型，仿真的结果更加接近真实的值。该模型在分离流体的仿真计算以及二次流的中比较难的计算问题，计算结果收敛性较好。另一方面，当实际模型含有旋转以及静止不动的模型，例如含有多个重力场的参考系、旋转运动叠加滑移运动的网格仿真中，产生不可逆的误差。Realizablek-ε模型一般用于高速流体的计算问题。标准K-W模型中具有低速、具有弹性形变以及剪切流体的扩散问题[67]。SSTK-W模型包含了K-W模型在近距离仿真的优势和K-Epsilon模型远距离仿真的优势,在此基础上添加了耗散项,将湍流剪切应力作为湍流粘度中的重要条件[68]。使得此模型适用场景更多，能够用来计算飞机机翼的流场问题、高马赫数的激波仿真以及带压力梯度的流动仿真。雷诺应力模型没有采用各项同性的设定，因此该模型比以上几类模型准确很多。该模型可以用于强旋流的模型比如台风和旋流燃烧室等等。鉴于以上的分析的湍流模型的使用场