旋流冷壁燃烧室的数值研究

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1、南昌航空大学硕士学位论文第1章绪论第1章绪论1.1研究背景与意义为满足21世纪先进飞机的性能要求，必须发展更先进的发动机。现代航空发动机的研制工作主要集中于：进一步提高各部件性能，延长发动机寿命，扩大发动机稳定工作范围，减少零组件数目，提高发动机工作可靠性，提高发动机推重比，降低全寿命期成本，降低油耗、减少污染物排放，提高维修性等[1-3]。燃烧室是航空发动的核心机部件之一，它将燃料的化学能通过燃烧转变为热能，形成高温高压的燃烧产物，推动涡轮做功[4]。要发展先进的航空燃气轮机，燃烧室的设计研发必定需要重大的

2、技术突破。燃烧室发展至今大致可以归纳为以下三代[5-6]：1)第一代燃烧室主要有Neve、Avon、Spey燃烧室及我国研制的WP6和WP7。其特点是：燃烧室为环管式，燃料通过双油路压力喷嘴雾化，具有长流线形扩压器，压气机压比低于20，壁面冷却采用波纹板或简单冷却孔。2)以RB211、RB199、CFM-56、F101、F100、F110、AL31F和我国的太行发动机的燃烧室为第二代。与前一代燃烧室相比，其进步在于：燃料喷注及雾化采用膜式空气雾化或蒸发管，或者是采用旋流混合杯。扩压器采用短突扩型，缩短燃烧室长

3、度，减轻了重量，火焰筒改为短环形结构，压气机压比上升至30。3)燃气轮机在20世纪末发展到第三代，其中有GE90、PW4000这样的民用航空燃气轮机以及GEH级燃气轮机、ALSTOM燃气轮机等工业燃气轮机以燃烧室的低污染特性为代表；如F119、F120等军用燃气涡轮发动机则突出了燃烧室高油气比、高温升的特性。它们的特点有：扩压器进口气流马赫数显著提高，压气机压比进一步提高，对民航发动机压比可达40以上；对军用发动机，压比在30以上。在组织气流时，分配更多的空气量用于燃烧；在组织燃烧时，采用燃料与空气预混燃烧或

4、者直接混合燃烧。壁面冷却方式也更为先进，采用的方式有发汗冷却、冲击/气膜冷却。燃气轮机经历50多年的发展，世界工业大国为了争夺制空权以及民用燃气轮机市场，已经把主攻目标集中在综合高性能燃气轮机上[7]。燃烧室作为航空燃气轮机的核心部件，其性能的研究就是航空发动机的主要研究内容，燃烧室的好坏将直接决定发动机的性能。燃烧室的性能参数包括：燃烧效率、总压损失系数、出口温度1南昌航空大学硕士学位论文第1章绪论分布、贫油熄火边界、点火边界、气体污染物排放、燃烧室寿命和火焰筒壁温的最大值及壁温梯度的最大值等。多目标要求往

5、往相互之间存在制约与矛盾，相互协调匹配十分困难。但是全球环境问题日益突出，石化能源供应日趋紧张，地球资源严重短缺，人们急需高综合性能的发动机燃烧室来实现低污染、高效率、高可靠性、长寿命和低成本的要求。优良的燃烧室应该具有较小的总压损失、分布均匀的温度场、点火迅速可靠、排气污染低、结构紧凑、燃烧效率高、寿命长、重量轻和可靠性高等特点。然而，目前燃烧室仍存在多方面问题：1污染物排放严重。现代燃烧室工作环境恶劣，CO2、NOx排放量高，加剧全球温室效应。富油工作时，燃料燃烧不完全，容易出现冒烟，大量未燃碳氢化合物直

6、接排除，污染严重。2结构笨重，故障率高。燃烧室需要进行气流组织分配，加上用于壁面冷却的孔、缝结构使得燃烧室结构较为复杂，总体重量较大，同时容易出现故障且不易维修。3整体效率较低。当前燃气轮机的燃料消耗量较大，排除废气温度较高，整体效率有待进一步提高。4使用寿命短。燃烧室工作环境恶劣，长期处于高温高压状态，同时受材料的制约，壁面如不能有效冷却，就容易发生变形或烧坏；并且由于受热不均匀，壁面会产生很大的温度梯度，引起很大的热应力，使之出现裂纹，这就限制了燃烧室的寿命。5制造成本高。现役燃烧室需要进行气流组织，燃料

7、浓度场组织，气膜冷却，使得燃烧室结构较为复杂。其性能特性决定了与之配合的整体发动机设计方案，出口温度分布的不合理，不佳的冷却效果等缺陷需要高性能的材料，复杂的结构，这就必然提高了制造的成本。涡流冷却是美国ORBITEC公司提出的一种新型燃烧室冷却方法，其工作原理是氧化剂从燃烧室底部切向喷入，沿燃烧室内壁面螺旋向上形成冷涡流，流动到燃烧室头部后，与从燃烧室头部喷入的燃料掺混燃烧，并向燃烧室喷管螺旋运动形成热涡流，于是在燃烧室内形成了一对同轴、反向的双层涡旋流场。这种特殊的流场结构使燃料掺混和燃烧被限制在燃烧室核

8、心内涡中，外层涡流阻止了高温燃气与壁面的接触，从而使内壁面热载荷减小，温度降低。由此很好地解决燃烧室壁面存在严重热载荷的问题，大大降低发动机的研发难度[8]。研究表明[9-13]：涡流冷却技术能够有效简化推力室结构设计，降低研制成本，增加使用寿命，提高维护性能，在工程应用上具有十分巨大的潜力。2南昌航空大学硕士学位论文第1章绪论图1.1采用涡流冷却技术的推力室构想图然而，涡流冷却技术是针对火箭发动机