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1、某型航空发动机燃烧室性能数值模拟某型航空发动机燃烧室性能数值模拟摘要本文以某型燃气轮机燃烧室为研究对象，该型燃烧室是环形燃烧室，为了取得满意的模拟结果，同时考虑到计算机的计算能力，截取了带有三个头部的火焰筒扇形段 作为计算模型。使用Gambit软件完成了燃烧室模型的建立，采用 Fluent软件对某型 发动机最大状态燃烧室流场及温度场进行数值模拟，得出燃烧室典型截面的流场、温度场，并对计算结果进行了分析。分析计算结果表明，火焰的最高温度位于主燃孔的 轴向位置，火焰温度在主燃孔附近达到最高温度后开始下降，燃烧室出口温度场中， 出口截面最高温度为1820K,平均温度为1342K,温度分布整体上比较均
2、匀。燃烧室 出口的平均速度为128.99m/s这些数值符合环形燃烧室的燃烧特点，可见数值模拟在 一定程度上可以真实反应火焰筒内的气流结构和燃烧过程。这些结果为今后燃烧室的设计、改进、研制和发展提供有价值的参考依据和基础数据。关键词：燃烧室；温度场；数值模拟；流场；#沈阳航空航天大学毕业设计（论文）Numerical Simulation of Combustor Performance ofCertain Aero-EngineAbstractThis article is aimed at studying certain aero-engine, this type of combusti
3、on chamber is annular, in order to obtain satisfactory simulation results, considering calculation capacity of the computer, we have intercepted flame canister fan-shaped section with three heads as a computation model. We have used Gambit software to complete the combustion model, using Fluent soft
4、ware to simulate the peak load of this aero-engine combustion chamber flows and state, to conclude the flow field of combustion chamber typical section, the temperature field .Then the obtained results are analyzed. Analysis shows that the calculation results are acute, it also shows that the highes
5、t temperature of flame is in the axial position of the primary holes, the flame temperature on the primary holes began to fall after the highest temperature near the combustion chamber, in the field of outlet temperature, the highest temperature of export section is 1820K, the average temperature is
6、 1342K, the distribution of the temperature is overall even. The average speed of combustion chamber exports is 128.99 m/s, these values match the annular combustion chamber combustion characteristics, it is visible that in some extent numerical simulation could actual response in the combustor line
7、r airflow structure and burning process. These results provide valuable reference basis and data for the design, improvement, development and improvement of the combustion chamber in the future.Keywords: combustor; Numerical simulation; Velocity field; Temperature fieldiii沈阳航空航天大学毕业设计（论文）目录1绪论11.1 弓
8、I言11.2 航空发动机燃烧室的工作情况21.3 燃烧室的研究方法31.4 燃烧室数值模拟的现状和发展41.5 数值分析在燃烧室模拟中的应用51.6 本课题研究对象及内容 62燃烧室数值模拟的数学模型及其数值解法 72.1 基本数学物理模型 72.1.1 基本控制方程 72.1.2 湍流模型92.1.3 燃烧模型92.1.4 辐射模型132.1.5 微分方程组的通用形式 132.2 数值计算方法 142.2.1 三维气相燃烧流场的离散方程 142.2.2 离散化方程的求解163软件选择与模型建立183.1 软件的选择183.1.1 FLUENT 软件183.1.2 GAMBIT 软件183.2
9、 燃烧模型的建立及网格划分193.3 边界条件204模拟结果和分析224.1 弓 |言224.2 温度场模拟结果及分析234.3 速度场模拟结果及分析275结论32参考文献34错误！未定义书签。#沈阳航空航天大学毕业设计(论文)1绪论1.1引言航空发动机被誉为飞机的“心脏”，而燃烧室是发动机的“心脏”，它同压气机、 涡轮一起构成航空推进系统的三大核心部件。它直接决定了发动机的推力以及排放物 污染成分含量，发动机的可靠性、经济性和寿命在很大程度上也取决于燃烧室的可靠 性和有效程度。燃烧室用来将燃油中的化学能转变为热能， 将压气机增压后的高压空 气加热到涡轮前允许温度，以便进入涡轮和排气装置内膨胀
10、做功。 本文的目的是对某 型发动机最大状态燃烧室流场温度场进行数值模拟，得出燃烧室典型截面的流场、温度场，为今后燃烧室的研制和发展提供有价值的理论依据。航空发动机燃烧室几何结构复杂，其主要构件有：燃烧室机匣、扩压器、旋流器、 火焰筒、燃油喷嘴、点火器等。发动机工作时，来自压气机的高速高压的气流通过扩 压器降低速度，这样有利于组织燃烧，减小压力损失。经扩压器降低速度后的气流分 流成两部分：一部分经火焰筒头部的旋流器及其他进气孔进入主燃区，统称为第一股空气，另一部分流向火焰筒与机匣之间的通道，并从主燃孔、冷却孔、补燃孔及掺混 孔进入火焰筒，统称为第二股空气。旋流器及主燃孔进气主要是参与主燃区的燃烧
11、， 冷却孔及掺混孔的空气作为冷却空气和掺混用气，进入掺混区与高温燃烧产物掺混， 把排气温度降到涡轮叶片能够承受的程度，并获得一定的温度场分布。燃烧室通常有圆筒形、分管型、环管型和环形之分。本文研究的是环形燃烧室的 数值模拟，环形燃烧室的结构特点：燃烧室的内、外壳体构成环形气流通道，通道内 安装的是一个由内外壁构成的环形火焰筒，因而燃烧是在环形的燃烧区和掺混区内进 行。环形燃烧室是航空涡轮发动机燃烧室的理想形式。从上个世纪六十年代以后，环形燃烧室的布局已经成为了主流，在新研发的航空发动机上，自动的选择环形燃烧室。 例如，GE 的 CF6,CFM56, GE90,F110 等，P&W 的 JT9D
12、,F100, F119 等，RR 的 RB211,Trent等，以及我国2005年底定型的太行发动机。环形燃烧室的燃烧好，总压 损失小，燃烧室出口流畅及温度场分布均匀，燃烧室结构简单，重量轻、耐用性好， 火焰筒表面积与容积比较小，因而需要的冷却空气量比较少；燃烧室的轴向尺寸短， 有利于减小转子的跨度和降低发动机的总体重量。 但由于大型发动机环形燃烧室的研 制需要大型的实验设备，使得这种形式的燃烧室在大型发动机上应用最晚。燃烧室的工作条件十分恶劣。燃烧过程是在高速气流(10050m/s)和贫油混合 气中进行。燃烧室的零件是在高温、高负荷下工作，承受着由气体力、惯性力产生的 静载荷和振动载荷，燃烧
13、室壳体是发动机主要承力件。燃烧室的零组件主要是薄壁件， 工作中时常出现翘曲、变形、裂纹、掉块、积炭、过热、烧穿等故障。为此，燃烧室 的设计应满足以下主要要求：(1)在飞行包线内，在发动机一切正常工作状态下，燃烧室应保证混合气稳定 而安全地燃烧，具有高的完全燃烧系数和低的压力损失系数；(2)燃气的火舌要短，出口气流总温不但受到涡轮叶片材料耐热性能的限制， 而且出口的燃气温度场沿圆周要均匀，沿叶高应保证按涡轮要求的规律分布；(3)燃烧室的零组件及其连接处应具有足够的强度和刚性，良好的冷却和可靠 的热补偿；(4)燃烧室的外壳尺寸和重量要小，有着高的容热强度；(5)燃烧室的结构要简单，有良好的使用性能
14、。在地面和在空中启动可靠，排 气污染小，维护检查方便，使用期限长。为确保燃烧室在任何工况下都能稳定而又经济地燃烧，在现有的燃烧室设计中， 对气流流动过程的组织，几乎都采取了以下几方面措施：(1)采用扩压器，使进入燃烧区的气流速度从压气机出口的120180m/s降到3050m/s,以减少气流的压力损失；(2)采取气流“分流”的办法，以提高燃烧区的温度，并使冷却和掺混用气得 到保证。这样，燃烧室就能在较大的总余气系数下工作，满足稳定燃烧和涡轮叶片温 度限制两方面的需要；(3)采用火焰稳定器，使在燃烧区内能够形成一个特殊的气流结构，为稳定火 焰创造条件。广泛采用的旋流器就是一种典型结构。1.2 航空
15、发动机燃烧室的工作情况航空发动机的燃料是液体燃料，燃料首先经过喷嘴雾化成很细的油滴， 在喷嘴附 近的燃烧空间中，形成一股由无数的油滴组成的中空的锥形燃料流， 并且由于气流径 向速度的作用，燃料流的中空锥体还会逐渐扩张。 这样，大部分燃料正好集中在位于 火焰筒外侧的新鲜空气中，有利于形成燃料与空气的可燃混合物。当空气从火焰筒头部进入，燃料从喷嘴喷入后，空气与油雾迅速掺混，在火焰筒 外侧形成可燃混合物，由放置在头部的点火器对其点燃。 燃烧过程中，油滴首先受热 蒸发，逐渐在油滴表面附近形成燃料蒸汽层。 燃料蒸汽与空气混合，当燃料浓度在可 燃范围内即发生燃烧。燃烧主要在火焰筒头部发生，燃烧后的混气由于气流运动向下游移去， 环腔内的 空气经掺混孔和冷却孔进入火焰筒， 与混气混合，降低混气温度，得到一定的出口温 度场分布。燃烧室工作时，火焰筒存在流体动力过程，燃油雾化、运动、蒸发、掺混过程， 燃烧过程，传热过程以及冷、热气流掺混过程等，并且这些物理化学变化相互关联相 互影响。气体的流动、燃油的喷射及液滴蒸发的快慢影响着燃气的掺混及浓度，而燃气的掺混、浓度等又与燃烧的进行有关。燃烧的发生使燃烧室内的温度、压力发生变 化，从而又影响着气体的流动、液滴的蒸发速度等。燃烧室的数值计算包括多种物理 化学变化的计算，由于各物理化学变化之间的相关性，使得燃烧室数值计算非常复杂， 一个计算模型选用不当
