超临界燃油喷射近场结构与流量特性研究.pdf
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1、2023 年 9 月第 44 卷 第 9 期Sept.2023Vol.44 No.9推进技术JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY2207005-1超临界燃油喷射近场结构与流量特性研究*丁思宇1,倪晨旭1,王伟利2,王兴建1(1.清华大学 能源与动力工程系 燃气轮机研究所,北京 100084;2.北京动力机械研究所,北京 100074)摘 要:组合发动机中燃油常处于超临界状态喷射入燃烧室中,其喷射特性决定着燃烧效率与稳定性。通过数值模拟系统地研究了滞止压力(2.53.5MPa),滞止温度(640740K),环境压力(0.12.1MPa)及真实气体效应对超临界燃油喷射近
2、场结构与流量的影响规律。研究结果表明:当环境压力小于声速临界压力时,射流近场产生膨胀扇区,膨胀扇区径向边界上存在低于环境温度的环形低温区;膨胀扇区的长度与直径均随滞止压力或滞止温度的升高而增大,随环境压力的降低而显著增大,且会出现由中度欠膨胀向极度欠膨胀的转变;燃油质量流量随滞止压力的升高而增大,随滞止温度的升高而减小,是否受环境压力影响取决于燃油流动是否处于壅塞状态;当滞止温度低于临界温度时,喷嘴内部会出现冷凝现象,流量明显提升;相较于理想气体模型,真实气体模型得到的燃油出口质量流量较高,射流核心区长度较小。关键词:航空发动机;燃烧室;超临界燃油;喷射特性;欠膨胀;近场结构中图分类号:V23
3、1.2 文献标识码:A 文章编号:1001-4055(2023)09-2207005-11DOI:10.13675/ki.tjjs.2207005Nearfield Flow Characteristics of Kerosene Injection at Supercritical PressuresDING Si-yu1,NI Chen-xu1,WANG Wei-li2,WANG Xing-jian1(1.Institute of Gas Turbine,Department of Energy and Power Engineering,Tsinghua University,Beiji
4、ng 100084,China;2.Beijing Power Machinery Institute,Beijing 100074,China)Abstract:In combined aero-propulsion engines,kerosene is typically injected into the combustion chamber at supercritical pressures.The injection characteristics are essential to the subsequent combustion efficiency and stabilit
5、y.Numerical simulation is carried out to systematically investigate the impacts of stagnation pressure(2.53.5MPa),stagnation temperature(640740K),ambient pressure(0.12.1MPa)and real gas behavior on the nearfield flow structure and mass flow rate of kerosene injection at supercritical pressures.The r
6、esults reveal that a fan-shaped expansion zone exists at injection nearfield when the ambient pressure is lower than the choked critical pressure,with a thin low-temperature zone at the radial boundary of the expansion sector.The length and diameter of the expansion sector increase with increasing s
7、tagnation pressure or stagnation temperature.The expansion sector enlarges significantly with decreasing ambient pressure,with a transition from moderately to extremely under-expanded mode.Fuel mass flow rate grows with increasing stagnation pressure and diminishes with*收稿日期:2022-07-02;修订日期:2022-12-
8、15。基金项目:国家自然科学基金(52276123)。作者简介:丁思宇,博士生,研究领域为超临界喷射及相变过程。通讯作者:王兴建,博士,特别研究员,研究领域为航空航天发动机及燃气轮机燃烧室。E-mail:引用格式:丁思宇,倪晨旭,王伟利,等.超临界燃油喷射近场结构与流量特性研究 J.推进技术,2023,44(9):2207005.(DING Si-yu,NI Chen-xu,WANG Wei-li,et al.Nearfield Flow Characteristics of Kerosene Injection at Supercritical Pressures J.Journal of
9、Propulsion Technology,2023,44(9):2207005.)推进技术2023 年第 44 卷 第 9 期2207005-2increasing stagnation temperature,while its dependence on ambient pressure relies on whether the flow is choked.When the stagnation temperature is below the thermodynamic critical temperature,condensation occurs inside the inje
10、ction nozzle,leading to the notable increase of mass flow rate.Compared to the ideal gas model,the real gas model yields a higher mass flow rate at the nozzle exit and a smaller jet core length.Key words:Aeroengine;Combustor;Supercritical kerosene;Injection characteristics;Under-expansion;Nearfield
11、flow structure1 引 言组合发动机在高马赫数工作时,高温燃烧产物导致热环境极为苛刻。为降低发动机热负荷,可采用燃油作为冷媒对热端部件进行直接冷却或对冷却空气进行降温1-2。若喷射压力超过临界压力,燃油吸热后温度急剧升高,可能成为超临界流体。超临界燃油具有低粘度3、低表面张力4、高扩散性5等特点,且燃油热物性参数在临界点附近变化剧烈,致使燃烧室面临一系列复杂的流动换热、喷射混合及燃烧等难题,成为未来超高温燃烧室亟待攻关的核心技术2,6-7。目前,国内外针对超临界碳氢燃料的喷射过程已开展了一些实验8-10与数值模拟11-13研究,但多以大分子碳氢燃料裂解产生的小分子碳氢燃料为研究对象
12、。然而,小分子碳氢燃料的沸点较低,喷射相变特性不同于大分子碳氢燃料9。此外,在组合发动机的工作条件下几乎不会发生燃油裂解14。现有文献中对超临界大分子碳氢燃料的喷射特性关注相对较少。Fan 等15实验揭示了气化或超临界燃油喷射,省略了燃油在燃烧室中的雾化与气化过程,因此显著缩短了燃油与空气的混合时间并提高了混合程度,有助于拓展熄火极限、促进点火及提高燃烧效率,扩大稳定燃烧的范围。Wang 等16对比了真实气体模型与理想气体模型对超临界 RP-3 航空燃油喷射数值模拟结果的影响,发现真实气体射流的势核更短,径向扩散范围更大。Gao等17实验研究了近/超临界 RP-3 航空燃油喷射到静止大气的喷射
13、特性,结果表明当喷射温度接近临界温度时,喷嘴出口及下游会出现冷凝;采用燃料替代模型说明燃油的压缩因子小于理想气体氮气,使其可压缩性较强,喷嘴出口声速较小、静压较大,故马赫盘直径与扩张角均大于理想气体氮气。然而,上述研究中采用的环境压力均为大气压,与实际燃烧室高压工作环境有偏差;且主要关注于近场结构,对于射流质量流量主要采用理想气体一维等熵假设简单估算喷嘴处的流动参数,导致流量计算偏差较大。为了更系统全面地理解超临界燃油的喷射特性,本文通过开展数值模拟研究,围绕近场结构与射流质量流量,探究滞止压力、滞止温度及环境压力等参数对超临界燃油喷射特性的影响,并比较真实气体模型与理想气体模型得到的超临界燃
14、油喷射特性的差异。2 数值方法2.1 数值模型本文采用 Favre 平均 N-S 方程来模拟瞬态、可压的超临界燃油喷射过程,其控制方程具体形式为18 t+xj(vj)=0(1)t(vi)+xj(vivj)=-p xi+xj(-ij-vivj)(2)t(h)+xj(hvj)=p t+vjp xj+-vjpxj+xj(-Txj-hvj)+-ijvixj+-ijvixj(3)式中“”表示时均量,“”表示 Favre平均量,“”表示密度加权脉动量,ij为粘性应力张量,v,p,h,T分别为密度、速度、压力、焓及温度,-vivj为雷诺应力项。采用 SST(Shear-Stress Transport)k-
15、模型计算式(2)中的雷诺应力项。该模型可实现边界层内部的 k-模型向边界层外部的 k-模型的切换,并通过湍流剪切应力的传输效应对湍流粘度计算进行修正。它相较于传统 k-模型与 BSL k-模型具有更高的精确性与可靠性,被广泛应用于喷射现象的数值模拟19-20。采用 Species Transport模型追踪喷射过程中的流体掺混过程,其组分控制方程为21t(Yi)+(vYi)=-Ji+Ri+Si(4)式中Yi为质量分数,Ji为质量扩散通量,Ri为化学反应生成速率,Si包括了离散相生成速率及其它源项。考虑到超临界燃油喷入亚临界环境,燃油在膨胀过程中可能进入两相区而出现冷凝现象,采用加载了蒸发-冷凝
16、机制的 VOF(Volume of Fluid)模型追超临界燃油喷射近场结构与流量特性研究第 44 卷 第 9 期2023 年2207005-3踪气液两相界面,该模型规定各网格中的液相体积分数liq与气相体积分数gas满足liq+gas=1(5)密度、粘度、焓等参数依据相体积分数加权而得。蒸发-冷凝机制采用 Lee 模型21。当气相温度Tgas低于饱和温度Tsat时,气相的冷凝速率为m gas-liq=cgasgasTsat-TgasTsat(6)式中c为冷凝系数,可通过下式估算,即c=6dMw2RTsatLgasgasliq-gas(7)式中d为液滴直径(假设液滴直径均匀分布),Mw为摩尔质
17、量,R为通用气体常数,L为相变潜热,系数在平衡状态下接近于 1.0。冷凝现象会在能量方程(3)中引入源项,其大小为气相冷凝速率与相变潜热的乘积。考虑超临界喷射的真实气体效应,采用 Peng-Robinson 立方体状态方程来表征流体的压力-温度-体积之间的耦合关系,其表达式为p=RTV-b-V2+2bV-b2(8)式中V=Mw/为摩尔体积,参数与b通过临界温度Tc与临界压力pc计算=01+n(1-TTc)2(9)b=0.0778RTcpc(10)式中0=0.457247R2T2c/pc,n=0.37464+1.54226-0.269922(为物质的偏离系数)。2.2 计算设置燃油喷射装置的结构
18、如图 1 所示,图 1(a)与图 1(b)分别为正视图与侧视图。图 2(a)为喷射管道,主要由上游长管道与两个收缩段组成。长管道后段为流动缓冲区,用于降低燃油流动方向突变带来的影响。燃油由上游压力入口静止注入装置,从直径 De=0.5mm 的喷嘴出口射入静止的空气环境。数值模拟采用的二维结构化网格如图 2(b)所示,射流管道与下游边界分别设置为无滑移边壁与压力出口。为避免下游计算域边界对计算结果的影响,将其与出口中心的径向与轴向距离分别设置为 10 De与 40 De22。为保证计算精度,对网格进行分层加密,网格最小尺寸为 12.5m12.5m,总数约 85万。采用商业软件 ANSYS Flu
19、ent进行数值模拟。压力方程与动量方程分别采用 PRESTO!与二阶迎风算法进行离散,压力-速度耦合采用 PISO 算法,时间离散采用一阶隐式方法。以正十二烷作为燃油的替代燃料(pc=1.817MPa,Tc=658.1K),燃油与空气的比热容、热导率、动力粘度等其它物性参数通过 NIST REFPROP软件数据库获得,采用 UDF(用户自定义文件)嵌入到计算程序中。将全局库朗特数控制在 1.0以内,时间步长在 10-910-7s变化。2.3 网格无关性与模型验证确定模型与边界条件之后,进行网格无关性验证。选取下文工况 1 进行数值模拟。不同最小网格Fig.2Computational mode
20、lFig.1Schematic diagram of fuel injection system推进技术2023 年第 44 卷 第 9 期2207005-4尺寸下,喷嘴出口下游中心轴线上的燃油速度曲线如图 3所示(选取第 1个膨胀扇区),横坐标为轴向位置。最小尺寸 50m50m,25m25m 和 12.5m12.5m 的网格所得结果偏差较大;12.5m12.5m与 6.25m6.25m 的网格结果偏差较小,二者平均偏差为 0.8%,最大偏差为 2.8%。因此,为了兼顾计算精度与计算效率,采用最小尺寸为 12.5m12.5m的网格进行数值模拟。为验证 2.1 节与 2.2 节中理论模型与数值方
21、法的准确性,采用与图 1相同的装置进行了超临界燃油喷射 实 验(p0=3.0MPa,T0=693K,pa=0.1MPa,Ta=298K)。图 4 比较了实验与模拟获得的燃油喷射近场结构图像。表 1对二者进行了定量对比,包括无量纲马赫盘直径 Dm/De,无量纲马赫盘位置 Xm/De及射流锥角 这三个表征燃油喷射近场结构的重要参数(如图 4 所示)。可见数值模拟与实验吻合良好,说明本文采用的理论模型与数值方法适用于模拟超临界燃油的喷射过程。3 结果与讨论本文探究滞止压力(p0),滞止温度(T0),环境压力(pa)及真实气体效应对超临界燃油喷射特性的影响,选取的 p0,T0及 pa分别为 2.53.
22、5MPa,640740K及0.12.1MPa,环境温度 Ta设为 600K。具体工况及对应的喉部燃油质量流量如表 2 所示。算例 1 选用了组 合 发 动 机 燃 烧 室 中 的 典 型 工 况(p0=3.0MPa,T0=740K,pa=0.7MPa,Ta=600K),该工况下能产生无冷凝、无裂解的稳定超声速流动23,作为基准算例。下文所有云图展示的结果均为流动充分发展、时均量不随时间变化后的时间平均统计结果。3.1 近场结构算例 1 得到的充分发展的近场结构如图 5(a)所示,马赫数云图呈现出了“X”状的中度欠膨胀射流特征24。其对应的压力云图及示意图如图 5(b),(c)所示,两图中的区域
23、依据序号一一对应。图 5(c)中,蓝线表示膨胀波,红线表示激波。喷嘴出口处(1 区),燃油压力大于环境压力,经历普朗特-迈耶膨胀后流向偏转(沿径向向外),流速增大,压力降低,与环境压力相匹配(2 区)。然而,由于中轴线的对称性,轴线附近的流体速度方向必然平行于轴线。因此,燃油再次膨胀后,速度方向平行于轴线(3 区)。此时,燃油压力小于环境压力,经历普朗特-迈耶压缩后流向偏转(沿径向向内),流速减小,压力升高,与环境压力相匹配(4 区)。压缩波汇聚形成斜激波。燃油再次压缩后,速度方向平行于轴线(5 区),压力大于环境压力。膨胀波与激波在中轴线及环境压力等压线上的反射如图 5(c)所示。5区与 1
24、区的燃油性质相近,使得图 5(a)所示的膨胀扇区(第一个扇区长度为L,直径为 D)在下游周期性地出现,最终由于粘性耗散作用与湍流掺混作用而消失。射流在中轴线附近没有出现马赫数小于 1的区域,意味着并未形成马赫盘(位于膨胀扇区尾部、垂直于轴线的正激波24)。依据燃油的轴向速度与密度,在径向上进行积分,并在喉部进行轴向上的等距采样后取均值,计算得到Fig.3Velocity profiles for meshes with different minimum sizesFig.4Comparison of nearfield structure超临界燃油喷射近场结构与流量特性研究第 44 卷 第
25、9 期2023 年2207005-5燃油在喉部的等效质量流量约为 1.54g/s。观察温度云图(图 6(a)可以发现,射流近场在径向上存在温度低于环境温度的环形低温区且该低温区的位置几乎与环境压力径向边界重合,而该区域燃油的质量分数也较小(图 6(b),得知该位置的主要气体成分为空气。在本算例的工作条件下,燃油的比热容与密度之积较空气高出 12个量级,其蓄热能力远高于空气。燃油在径向膨胀的过程中,温度逐渐降低,在环境压力径向边界处充分吸收空气中 的 热 量,使 得 空 气 温 度 急 剧 降 低,产 生 环 形 低温区。在环形低温区的外侧,会出现空气温度的分界线,分界线上游气体温度为初始环境温
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