航空煤油超临界压力部分预混湍流燃烧不稳定性的大涡模拟研究

Combustion instability, which is caused by the close interactions between pressure and heat release oscillations in a combustion device, is a key research topic. Because of the increased overall pressure ratio in and the practical need to reduce pollutant emissions from an aero-engine, the partially-premixed turbulent combustion at a supercritical pressure plays an important role in the engine research and development. Combustion instability can be more easily excited at a higher pressure due to the higher heat release rate and stronger property variations. In this research project, we propose to conduct fundamental studies on combustion instabilities in the partially-premixed turbulent combustion of aviation kerosene at supercritical pressures(30-50atm). A turbulent combustion model and a set of computational software will be developed based on the flamelet/progressive-variable turbulent combustion treatment and the large eddy simulation of turbulent fluid flows. After model validations, detailed numerical simulations and theoretical analyses will be carried out to examine combustion instabilities in the aero-engine model combustors with both single and multiple fuel-air injection systems. The studies will focus mainly on effects of the oscillations of boundary parameters, structure changes in injection and mixing systems, and interactions of multiple injectors on combustion dynamics in the partially-premixed turbulent combustion processes at supercritical pressures. Results will help elucidate fundamental mechanisms and provide technical support for the research and development of advanced aero-engines.

燃烧不稳定性由压力与燃烧放热波动在燃烧室中的耦合作用所引起、是燃烧领域的一个研究重点。由于航空发动机总压比的不断提高以及减少污染物排放的实际需求，超临界压力部分预混湍流燃烧在发动机的研发中变得非常重要。高压燃烧由于单位体积内的放热率更高，物性变化更剧烈，因此也更容易引发不稳定燃烧现象。本项目拟开展与先进航空发动机相关的航空煤油超临界压力(30-50atm)部分预混湍流燃烧不稳定性方面的基础研究工作；基于火焰面/反应进度变量湍流燃烧模型和大涡模拟方法，建立超临界压力部分预混湍流燃烧数值模型，开发相关计算软件并进行验证；通过详细的数值计算深入地研究在包含单个喷油系统和多个喷油系统的航空发动机模型燃烧室中的部分预混湍流燃烧不稳定现象，着重探讨燃烧室边界参数的波动、喷油和预混系统结构参数的变化以及多个喷油系统的相互作用对燃烧动力学过程的影响，希望能够为我国航空发动机的研发提供理论基础和技术支撑。

随着航空涡轮发动机总压比的不断提高，超临界压力旋流喷射和部分预混湍流燃烧现象在发动机的研发中变得非常重要。在超临界压力下，由于燃烧放热率更高、物性变化更剧烈，因此也更容易造成燃烧不稳定现象。本项目通过大规模数值模拟方法研究了与先进航空发动机相关的航空煤油-空气超临界压力旋流喷射和湍流燃烧的动力学现象，完成的主要研究内容包括：基于火焰面/反应进度变量湍流燃烧模型和大涡模拟方法，建立了航空煤油超临界压力部分预混湍流燃烧的数值模型，开发了计算软件，并进行了模型和软件的验证工作；针对包含单个双旋流喷射系统的航空发动机模型燃烧室，开展了详细的大涡模拟计算，深入探讨了燃烧室压力、燃油-空气当量比、旋流器角度等关键参数对航空煤油-空气超临界压力湍流燃烧动力学现象的影响；针对包含两个双旋流喷射系统的航空发动机模型燃烧室，开展了大涡模拟计算，初步探讨了旋流喷射、掺混及燃烧过程的相互作用对超临界压力湍流燃烧动力学现象的影响。本项目中获得的数值计算结果对深入了解与先进航空涡轮发动机相关的超临界压力航空煤油-空气旋流喷射和湍流燃烧过程及流动和燃烧动力学机理具有重要的基础理论意义。本项目中开发的大涡模拟计算软件为后续先进航空涡轮发动机超临界压力湍流燃烧基础研究以及发动机燃烧室的设计优化提供了一个有效的研发工具。