。p 闯I 。程热物理学会2 0 0 5 年学术会议 P 型发动机燃烧室三维壁温计燃烧学编时：0 5 4 1 7 2舁王成军张宝诚左渝玉刘凯马洪安( 沈阳航卒丁业学院飞行辎动，J J _ 能源T 程学院沈阳1 1 0 0 3 4 )电话：1 3 8 4 0 5 1 4 9 2 2E - m a i l ：w a ”g c h e n 西u n 2 2 s i n ac o r n摘要：奉文采用数值模拟的方法进行p 发动机燃烧室二维壁温预测。建口。在守恒定律基础h 采用 修一篇度的k _ f 模型摸拟气相湍流运动，用高敞传播模型模拟热辐射，用颗粒随帆摸型模拟两相湍流 J 散效率：用P D F 局部瞬时、t 衡模拟两相湍流燃烧。采用F L U E N T 61 2 软件计算rP 型机Z l 最人T 秕取I 趟温T 犹F 的流场、蛐场和壁温分布，汁算值试验卡H 与吻台，其轴向壁温变化娥律很符台气膜冷却舭律，给壁温分布和热点为P 型机燃烧室火焰筒改进提供依据。1 引言航空发动机正向着增压比3 0 以上、涡轮进1 ：3 温度1 7 0 0 。C 以上发展。2 1 世纪的综合 高性能涡轮发动机计划( I H P T E T ) 拟发展推重比比皆是1 5 2 0 、燃烧宝出口温度将达到 2 0 0 0 。C 以上的尢进航空发动机。目前正在试弋的第4 代战斗机发动机的涡轮前温度已达到1 9 7 7 K ，火焰筒采用浮壁式冷却结构以强化冷却。具有极好的可维修性。燃烧室火焰筒譬温的高低直接影响燃烧室寿命，并影响涡轮导向器和转子口r 片的j J 二作安全性。火焰筒1 夤= 划1 。作后经常发生壁面翘曲变形、气膜片裂纹、烧蚀、掉块等故障。这些故障历史上已山现多起严重b 行事故并造成极大经济损失。确定火焰筒壁温可采用实验法和计算法。壁温测量可在试车台上或在试验器上进行。采用涂示温漆测量时，误差为3 0 。C 左右。随着判读技术的发展可使误差控制在2 0 。C 以| = | 。采用热电偶测量精度较高，但必须在火焰简肇上开设沟槽，埋设热电偶。因此埋设I 艺较复杂，装设的热电偶数量也受到结构的限制。对丁火焰筒壁面温度过高、温度梯度较人局部区域，测量也受到限制。火焰筒进气的不均匀性和喷油的不均匀性必然造成火焰筒晕温分布的复杂性和三维性。近1 0年来迅速发展的C F D 、数值传热学N H T 耵计算燃烧学C C D 相结合，使火焰筒壁温的二维预测技术获得应刚和发展。燃烧室火焰简肇温的二维预测模拟，由丁实际燃烧室结构的复杂性，目前仍处丁研究阶段，模拟计算时考虑的因素较多，如径向温度场、燃烧室效率、燃气发散、壁温水平及其温度梯度。本文在充分调研火焰筒壁温预测的主要文献基础上 卜4 ，应用两相湍流燃烧模拟计算方法平I IF L U E N T 6 1 2 软件，结合热辐射模型、传热模型进行了P 型机燃烧室火焰筒二维壁温计算，得出了起br 况F 火焰筒的壁温及其沿轴向艟温变化计算值井与试验值进行，比较。其结果对该型机火焰筒的设计、改进、优化、寿命预测及l ：作可靠性、安全性分析均具有重要参考价值。2 计算模型 2 1 气膜冷却的换热模型幽1 示出P 型机火焰筒冷却气膜简图。其中各项热流和壁面传热如F ：( 1 ) 燃气侧壁面l 的换热热流q 。包括燃气对壁面的辐射换热R 。平【| 气膜冷却气流与鼙面的对流换热热流C ，即：t一乙口+lI 矿仍占占+盯0l C+R1 1q式中，o 为S t e f a n B o 】t z m a n n 常数：e 。为温度k 时气体辐射黑度；e 。为火焰筒挚面材料的辐射黑度( 对你镍基合金一般取e ，= 08 ) ：T ，- 为肇面温度；T “、，为绝热鼙湍：n为对流换热系数。( 2 1 一股气流通道蛾面2 的换热热流q 2 包括火焰筒罐面与燃烧室机皿之间的轴射热和股气流I 。 转面的对流抉热热流c 2 ，即：。q ! = 矗21 ( 1 2 = O 4 d ( 瓦14 一L 4 ) 1 - a 2 ( L 2 一瓦)对流换热系数o2 为：口：0 0 2 3 P r ”丑。( 业) ”见“2。 T g器一股流艄警磊眢焉繁?凳霉军善霎图筒蜘榭热流分布幽P特数r = 0 ，7 ；p 。、u 。硐1u 。分别为二股流道空气密“”。”。度、流速和动力粘度： 。为空气导热系数。 f 3 1 气膜槽内外壁面3 、壁面4 的抉热包括两个鼙面之间的辐射换热和气膜冷却气流与壁面对流换热：g ，：R ，+ C ，= 去盯( k4 一L ；4 ) + a ，( 瓦一L ，) 一6 口。= R 。+ c 。= 导o - ( L 。4 一L ，4 ) + a 。( 瓦一6 ”。o 0 2 3 p r o 4z o ( P 儿o “ o ) ”( 2 5 严求解壁面温度的传热方程中，若采用经验公式计算燃气温度，与实际温度相差较大。冈此，应J _ j 两相湍流燃烧理论计算燃气温度T 。，以求解壁面温度T w 。2 2 湍流燃烧模型r 1 、湍流模犁 善虑到从旋流器流出空气带有强特性，网此本文采刖R e y n o l d s 应力模型，这样能更蚶地模拟强旋流流动过程。柱坐标F 的三维的N - S 方程如下：隈c r 倒们+ 导c p 内+ 南c 纠 = 降c ，L 警，+ 专c r 考，+ 翥c ! r 丝O x ，J 柑一式中，中是通川变量，分别代表进度u 、v 、W ，湍流动能k ，焓及湍流动力应力项，混合分数f ，r 。为湍流输运系数；s + 为源项；辐射换热采州六通量辐射模型。f 2 ) 湍流燃烧模型 _ 了能更蚶地反映燃烧釜山复杂的湍流结构对燃烧过程的影响，同时反映燃烧对湍流的影响，本文麻刚E B U A r r h e n u e 湍流燃烧模理。其时均反应率由r 式给出：i 2 m i n 丙，砀：石= c P g 7 2 ；瓦= 。户2 Ky 2e x p ( 一尹E式中，“ W S T 是由湍流控制的反应率，C 础u 是经验常数，取0 、4 ，g 由相应的输运方程决定，A = 1 ，o 1 0 o 3 堙E = 1 8 4 1 0 4 K ，瓦是由层流反应机制控制的反应率。( 3 ) 燃油雾化燃烧模型目前，犬多数喷雾燃烧模型均采用轨道模型。在全流场中用拉格朗日方法跟踪离散油滴的运动平输运。油滴对气相的影响通过在气相守恒方程中加入相应的源项来考虑。油滴服从R o s i n - R a m m l e r 函数型尺寸分步。油滴方程为： ! I ：! ：互 d tf 7式中，为油滴速度久量；圪为气相速度矢量；7 - d 为油滴动态松弛时间，且 铲手c 等，c 去，颗粒雷诺数R ，为：。：2s ! ! s ：竺c ! 皇。 声。阻力系数：c 。= O2 7 R 。“78 0 R o z m a j z l ，N u m e r i c a lS i m u l a t i o no ft w oP h a s eF l u i dF l o wf o rC o m b u s t o tA I A A ，9 8 0 7 0 8 ，J a n u a r y1 9 9 6 2 R i z k NK Q u a s i 一3 DC a l c u l a t i o n M e t h o d f o lG a sT u r b i n eT e c h n i q u e s ，I n t e r n a t i o n a lG a sT u r b i n ea n dA e r o e n g i n eC o n g r e s sa n dE x p o s i t i o n ，1 9 9 4 ，J u n e1 3 1 6 3 张宝、嘁，航空发动机燃烧室数值模拟现状和发展，北京，中国航空工业第一、二集团公司研讨会报告集，2 0 0 14 赵坚行著，燃烧的数值模拟科学出版社，2 0 0 24 7 9