CC BY
358
АВИАЦИОННАЯ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА
УДК 621.52
А. Е. КИШАЛОВ, Д. Х. ШАРАФУТДИНОВ
ОЦЕНКА СКОРОСТИ РАСПРОСТРАНЕНИЯ ПЛАМЕНИ С ПОМОЩЬЮ ЧИСЛЕННОГО ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ
Проведены расчеты процесса горения в потоке в программном комплексе для трехмерного термогазодинамического моделирования А№У8 11.0 СРХ. Произведено сравнение величины скорости распространения пламени, полученной при моделировании горения, с экспериментальными данными при различных условиях и параметрах топливо-воздушной смеси. На основании сравнения показана возможность применения подобных программных комплексов для моделирования процессов горения, происходящих в авиационных двигателях. Авиационные двигатели; горение; скорость распространения пламени; термогазодинамическое моделирование
ВВЕДЕНИЕ
Горение - наиболее сложный из всех процессов, происходящих в авиационных двигателях. Его сложность заключается не только в сложнейшем математическом описании процесса, но и в сложности его экспериментального исследования. На процесс горения влияет множество факторов, значительно усложняющих его описание и расчет. Кроме таких факторов, как начальные температура и давление, на процесс горения влияют состав топливовоздушной смеси (вид горючего и окислителя, их массовое соотношение, наличие посторонних примесей), интенсивность и степень турбулентности, процессы тепло- и массообмена и др. Все это значительно осложняет теоретическое описание и экспериментальные исследования [2]. Наилучшие результаты при расчетах процессов горения дают полуэмпирические теории, полученные в результате многочисленных экспериментов. В основном они применимы для определенного диапазона изменения параметров потока и ТВС [4].
На современном этапе развития компьютерных технологий появляется новая возможность в исследовании процессов горения, при помощи расчетов в программных комплексах для трехмерного термогазодинамического моделирования, например в А№У8 11.0 СБХ.
Задача данного исследования - определение возможности применения программного комплекса А№У8 11.0 СБХ для расчетов процесса
Контактная информация: (347) 273-79-54
Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ
горения и оценка достоверности получаемого результата.
Для проверки работоспособности хорошо зарекомендовавшего себя для задач гидрогазодинамики А^УЗ 11.0 СБХ, были смоделированы процессы ламинарного и турбулентного горения в гомогенной, предварительно перемешанной ТВС. Это позволяет исследовать только сам процесс горения, без отвлечения на процессы распыла топлива и подготовки ТВС.
В качестве критерия, по которому оценивается точность расчета в А№У8 11.0 СБХ, была выбрана иы - нормальная скорость распространения пламени, являющаяся наиболее важной физико-химической характеристикой процесса горения. Были проведены расчеты ламинарного и турбулентного горения паров керосина в потоке воздуха. Расчеты сверялись с экспериментальными данными, полученными на кафедре АДЭУ КГТУ им. А. Н. Туполева [3].
1. ЛАМИНАРНОЕ ГОРЕНИЕ
Для исследования возможностей программного комплекса А№У8 при расчете ламинарного горения было проведено моделирование процесса горения в горелке Бунзена [2]. Схема расчетной модели приведена на рис. 1.
На данной геометрической модели построена тетраэдрическая конечно-элементная сетка, состоящая из 1 000 000 элементов
с призматическим пограничным слоем и с уменьшением размеров элемента в области горения. На вход модели подается ТВС (однородная смесь паров керосина и воздуха) со скоростью ивх, температурой Твх и коэффициентом избытка воздуха а [3]. На выходе из модели -давление Рн = 101325 Па.
Рис. 1. Схема расчетной модели Экспериментальные данные по ламинарному горению
Таблица 1
UN, м/с
а
Твх,К 0,600 0,750 0,900 1,050 1,225 1,420 1,625
473 0,35 0,70 0,95 0,95 0,83 0,70 0,55
573 0,50 1,05 1,35 1,38 1,25 1,08 0,83
673 0,60 1,50 1,90 1,92 1,70 1,42 1,10
773 0,80 1,80 2,65 2,69 2,45 2,00 1,58
873 1,20 2,70 3,85 3,80 3,35 2,82 2,13
Т аблица 2
Скорость распространения пламени, полученная в расчетах
Un , м/с
T ,К вх ’ 0,600 0,750 0,900 1,050 1,225 1,420 1,625
473 горит внутри горит внутри 0,899 0,899 0,849 горит внутри горит внутри
573 горит внутри 1,204 1,276 1,303 1,182 1,095 горит внутри
673 горит внутри 1,632 1,771 1,753 1,603 1,512 1,242
773 горит внутри 1,737 2,017 2,048 1,962 1,822 1,765
873 горит внутри 2,456 2,929 2,948 2,828 2,602 2,346
Т аблица 3
Относительная погрешность расчета
Относительная погрешность расчета, %
T ,К вх ’ 0,600 0,750 0,900 1,050 1,225 1,420 1,625
473 - - 5,37 5,37 2,29 - -
573 - 14,67 5,49 5,58 5,44 1,41 -
673 - 8,80 6,79 8,69 5,71 6,46 12,94
773 - 3,49 23,89 23,86 19,90 8,88 11,72
873 - 9,04 23,92 22,43 15,58 7,72 10,15
Модель турбулентности k - е, модель горения Finite Rate Chemistry and Eddy Dissipation, химическая реакция JetA Air WD1. В результате серии предварительных расчетов подобраны такие настройки модели горения, которые позволяют проводить подобные расчеты с достаточной точностью. Характеристики воздуха и керосина взяты из базы данных ANSYS 11.0 CFX. Стехиометрический коэффициент - 14,91. Для воспламенения ТВС в начальный момент времени за срезом сопла установлена температура 1500 К. В процессе счета контролирова-
лась температура на выходе из расчетной области. Расчет останавливался через 50 итераций после стабилизации значений температуры.
В табл. 1 приведены экспериментальные данные по ламинарному горению. Результаты серии проведенных расчетов приведены в табл. 2. В результате некоторых расчетов получено, что фронт пламени располагается до среза сопла, находится внутри трубы (что не соответствует экспериментам). Относительные погрешности расчетов по сравнению с экспериментальными данными приведены в табл. 3.
а
а
Результаты расчета с параметрами ивх = 1,567 м/с, температурой Твх = 573 К и коэффициентом избытка воздуха а = 1,05 приведены на рис. 2-7. Полученная в результате расчетов скорость распространения фронта пламени иы = 1,303 м/с (экспериментальное значение = 1,38 м/с, относительная погрешность 5,58%). Как видно на приведенных рисунках, зона горения образует конус за срезом форсунки. Зона горения достаточна тонкая, неровная, с «выбросами» пламени. По концентрации массовых долей продуктов сгорания также можно выделить зоны с локальными «богатыми» и «бедными» составами смеси. С физической точки зрения это обусловлено неравновесным характером процесса горения и наличием авто-турбулизации пламени, что приводит к образованию локальных зон повышенной температуры и неравновесного состава смеси. В результате процесса тепло-массообмена при движении газа в канале флуктуации состава и температуры смеси нивелируются и на выходе устанавливается равновесное распределение по температуре и составу.
02. Мах* Ргасйоп
(СогИоиг I)
Рис. 2. Поля температур
Рис. 3. Вектора скоростей
0.001$ 0.0075
Рис. 5. Массовая доля 02
шчгргасйоп
Рис. 6. Массовая доля С02
Н20.Ма« Ргасііоп (СОПІОУГ 4) м 0 269
I 0 239
I 0.209
■ 0.179
I 0.149
І0.119
0.090
0 060
0.030
0 000
о 0 005 о 01 (Го> О ООН 0.007 4
ь.
Рис. 7. Массовая доля Н20
На рис. 8 приведено сравнение экспериментальных и расчетных данных.
■гм/с
Рис. 4. Массовая доля керосина
-»СП Т«473 К
— раем ТМ73 к|
— ЗМСП Т*573 К
• * • раем Т-573 К
— 1НСП Т*673 К
• расч Т*673 К| -экспТ«77а К
• • • расч Т«77Э К!
— эксп Т*673 К
• ркм Т-873 К|
О С 0,1 1 ).3 14 1,< Ц
Рис. 8. Сравнение экспериментальных и расчетных данных
Как можно видеть, расчет дает хорошие результаты в диапазоне а от 0,8 до 1,4. Вне этого диапазона расчетная скорость распространения фронта пламени завышена (горение происходит до сопла). При этом характер расчетной кривой сохраняется правильным, соответствует экспериментальной. При расчетах с низкой началь-
ной температурой (до Твх = 673 К) точность расчетов вполне приемлемая для моделирования столь сложного процесса (около 10%), при расчетах с высокой начальной температурой (773 К и 873 К) погрешность расчетов возрастает (до 24%).
2. ТУРБУЛЕНТНОЕ ГОРЕНИЕ
Турбулентное горение - наиболее распространенный вид горения в авиационных двигателях. В авиационных двигателях, в узлах, где происходит горение (основная и форсажная камеры сгорания), скорость потока достигает сотен м/с, скорость распространения ламинарного пламени 1...2 м/с, турбулентного - иногда может достигать десятков метров в секунду. Для стабилизации горения в авиадвигателях применяют различные устройства, создающие зону обратных токов и одновременно увеличивающие турбулентность потока (например, V-образные стабилизаторы).
Для исследования возможностей программного комплекса А№У8 при расчете турбулентного горения был смоделирован процесс горения в нишевом стабилизаторе. Схема расчетной модели приведена на рис. 9.
Расчетная модель представляет собой % часть всей модели. На данной геометрической модели построена тетраэдрическая конечноэлементная сетка, состоящая из 300 000 элементов с призматическим пограничным слоем и с уменьшением размеров элемента в области горения.
Нива
А Выход мол У. ели 1
'Ц
м ш ,ко
Рис. 9. Схема расчетной модели
На вход модели подается ТВС (однородная смесь паров керосина и воздуха) со скоростью UBX = 50,7 м/с, температурой Твх = 373 К и коэффициентом избытка воздуха а по табл. 4. На выходе из модели - давление PH = 101325 Па. На внутренних гранях установлены условия симметрии. Модель турбулентности k - 8, модель горения Eddy Dissipation, химическая реакция JetA Air WD1. Параметры воздуха и керосина - взяты из базы данных ANSYS 11.0 CFX. Стехиометрический коэффициент был
выбран равным 14,91. Для воспламенения ТВС в начальный момент времени в области нишевого стабилизатора установлена температура 1500 К.
В процессе счета контролировалась температура на выходе из расчетной области. Расчет останавливался через 50 итераций после стабилизации значений температуры.
Т аблица 4 Экспериментальные данные по турбулентному горению
а
0,60 0,71 0,82 1,02 1,23 1,40
ит, м/с 6,50 7,45 7,70 7,10 5,70 4,65
Результаты серии проведенных расчетов и относительные погрешности расчетов по сравнению с экспериментальными данными приведены в табл. 5. Картины течения похожи по характеру с экспериментальными течениями в нишевых стабилизаторах [1].
Т аблица 5 Результаты и относительная погрешность расчетов
а
0,60 0,71 0,82 1,02 1,23 1,40
иТ, м/с 7,465 7,888 8,135 7,479 6,413 5,505
Относительная погрешность расчета, % 14,84 5,87 5,65 5,34 12,51 18,38
Результаты расчета с коэффициентом избытка воздуха а = 0,82 приведены на рис. 1015. Полученная в результате расчетов скорость распространения фронта пламени UT = = 8,135 м/с (экспериментальное значение UT = = 7,70 м/с, относительная погрешность расчета 5,65%).
В зоне нишевого стабилизатора, в области с внезапным расширением присутствуют мощные вихревые зоны, которые создают возможность для стабилизации пламени (рис. 11). Зона горения - сужающаяся к выходу из расчетной области. Пламя из зоны обратных токов (которая постоянно поджигает свежую ТВС) со скоростью UT распространяется к центру потока (где остается несгоревшая ТВС), но так как скорость потока выше скорости распространения пламени, зону горения «сносит» к выходу из расчетной области.
Total Temperature
(Contour i)
Рис. 10. Поля температур
Velocity (Vector 1) м 452 736
Рис. 11. Вектора скоростей
JetA.Mass Fraction (Contoi# 2)
Рис. 12. Массовая доля керосина
02. Mass Fraction (Contour 3)
Рис. 13. Массовая доля О2
C02.Mass Fraction
(Contour 4)
Рис. 14. Массовая доля СО2
H20.Mass Fraction
(Contour 5)
Рис. 15. Массовая доля Н2О
На рис. 16 приведено сравнение экспериментальных и расчетных данных.
£•'„ . м/с
Рис.16. Сравнение экспериментальных и расчетных данных
ВЫВОДЫ
Проведены расчеты по определению скорости распространения пламени при ламинарном и турбулентном горении. Получено, что погрешность при определении скорости распространения пламени при ламинарном горении в диапазоне а от 0,8 до 1,4 при расчетах с начальной температурой до Твх = 673 К составля-
ет менее 10%. Вне этого диапазона погрешность расчета увеличивается до 24%. Погрешность при определении скорости распространения пламени при турбулентном горении в том же диапазоне а составляет около 10%, вне этого диапазона - около 20%. На данном этапе исследования (в ходе данной работы) установлено, что программный комплекс ЛК8У8 11.0 СБХ вполне применим для расчетов процессов горения. Данные расчеты могут быть проведены с большей точностью на более мелкой сетке, а также с использованием других моделей горения. Для применения данного программного продукта для расчетов процессов горения, происходящих в основной и форсажной камерах сгорания авиационных двигателей, необходимо провести дополнительные исследования на моделях более приближенных к процессам, происходящим в авиационных двигателях.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Альбом течений жидкости и газа. Составление и авторский текст М. Ван-Дайка. М.: Мир, 1986. 184 с.
2. Лефевр А. Процессы в камерах сгорания ГТД. М.: Мир, 1986. 566 с.
3. Мингазов Б. Г. Внутрикамерные процессы и автоматизированная доводка камер сгорания ГТД. Казань: Казанск. гос. техн. ун-т им. А. Н. Туполева, 2000. 167 с.
4. Пчелкин Ю. М. Камеры сгорания газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1973. 392 с.
ОБ АВТОРАХ
Кишалов Александр Евгеньевич, асп. каф. авиац. двигателей. Дипл. инж.-мех. (УГАТУ, 2006). Инж.-констр. ФГУП НПП «Мотор». Иссл. в области автоматики форсажных камер сгорания авиационных ГТД.
Шарафутдинов Дамир Ханя-фиевич, асп. каф. АДЭУ. Дипл. магистр (КГТУ им. А. Н. Туполева, Казань, 2006). Иссл. в обл. теории флуктационного реагирования в газах.
