一种航空发动机燃烧室的高精度模拟方法技术

本发明专利技术提供了一种航空发动机燃烧室的高精度模拟方法，包括以下步骤：步骤1：输入航空发动机燃烧室入口处的燃油和空气流量；步骤2：燃烧室内雾化过程的模拟、蒸发过程的模拟以及燃烧过程的模拟；步骤3：判断燃烧室出口残差迭代是否完成，如果是，则进入下一步骤，否则返回步骤2；步骤4：输出航空发动机燃烧室出口处的参数。本发明专利技术的有益效果是：本发明专利技术能够实现雾化燃烧整体精度的大幅度提升，具有高精度特性，并且不需要根据具体的雾化燃烧工况进行参数调整的步骤，通用型强，能够满足航空发动机燃烧室迭代优化中的高精度需求。燃烧室迭代优化中的高精度需求。燃烧室迭代优化中的高精度需求。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机燃烧室的高精度模拟方法


[0001]本专利技术涉及航空发动机或燃气轮机
，尤其涉及一种航空发动机燃烧室的高精度模拟方法。

技术介绍

[0002]发动机燃烧室内部的雾化燃烧过程包括液体燃料的雾化、蒸发、蒸汽与空气混合、燃烧等复杂的过程。现如今，雾化燃烧的整体模拟均对雾化过程进行了简化，例如采用拉格朗日法描述雾化过程。液体燃料不是以液柱形式喷入，而是简化成完全雾化的大量液滴[1]，每个液滴采用一个拉格朗日点进行表征，我们称这类模型为第一类雾化模型。更进一步的，研究学者开发了典型的雾化模型来描述雾化过程，例如O
’
Rourke和Amsden在八十年代提出的Taylor Analogy Breakup(TAB)破碎模型[2]、Reitz提出的WAVE模型[3]、Beale等提出的Kelvin
‑
Helmholtz Rayleigh
‑
Taylor(KH
‑
RT)模型[4]、和Apte提出的stochastic breakup模型[5]等。TAB模型以泰勒相似理论为基础，将液滴的振荡和变形与弹性质点系统做类比。WAVE模型假设KH不稳定性为雾化的主导机制，KH
‑
RT模型额外考虑了由于界面加速引起的RT不稳定性。随机破碎模型假定液滴的尺寸和数密度服从概率密度函数分布。我们称这些由大量人为参数控制和预先假设雾化机制的模型为第二类雾化模型。
[0003]实际上，雾化的演化机制尚未有统一的定论，采用上述两类强假设的雾化模型会严重影响雾化燃烧整体的模拟精度。例如，Som和Aggarwal[6]通过研究不同的雾化模型(KH和KH
‑
ACT模型)对燃烧特性的影响，发现不同雾化模型对雾化贯穿距离的预测差异达到了33％，对火焰抬升高度的预测差异甚至达到了50％。Greenberg[7]发现采用不同的液滴粒径分布假设会引起火焰振荡。Esclapez等[8]对真实航空发动机燃烧室的雾化燃烧过程进行大涡模拟，发现采用随机雾化模型得到的下游液滴速度与实验值相差近100％。上述八九十年代开发的两类雾化模型一直沿用至今，其局限性已严重制约了雾化燃烧模拟的精度，提升雾化模拟的准确性成为雾化燃烧整体模拟精度亟待解决的问题。
[0004]目前，航空发动机燃烧室的模拟精度有限，其中燃烧室内部的雾化燃烧整体模拟均对雾化过程进行了简化。虽然目前雾化燃烧的模拟可以大体满足工程中的一部分需求，但是大量的研究表明，对于液雾自燃和点熄火等非稳态现象，由于雾化过程的模拟精度低，使得雾化燃烧整体的预测精度受限，无法满足工程需求。

技术实现思路

[0005]本专利技术提供了一种航空发动机燃烧室的高精度模拟方法，包括以下步骤：
[0006]步骤1：输入航空发动机燃烧室入口处的燃油和空气流量。
[0007]步骤2：燃烧室内雾化过程的模拟、蒸发过程的模拟以及燃烧过程的模拟。
[0008]步骤3：判断燃烧室出口残差迭代是否完成，如果是，则进入下一步骤，否则返回步骤2。
[0009]步骤4：输出航空发动机燃烧室出口处的参数。
[0010]作为本专利技术的进一步改进，在所述步骤2中，燃烧室内雾化过程的模拟采用Level Set方法来追踪气液界面。
[0011]作为本专利技术的进一步改进，在所述Level Set方法中，气液界面表示为一个光滑函数φ(x,t)的零等值面，这个光滑函数通常取为符号距离函数：
[0012]|G(x,t)|＝|x
‑
x
Γ
|，
[0013]其中t为时间，x
Γ
为距离x最短的界面上的点；
[0014]相界面的运动由如下输运方程确定：
[0015][0016]其中u为流体速度；采用亚网格界面表征，即仅在相界面对网格进行细化；
[0017]采用半拉格朗日型输运格式，半拉格朗日格式是基于如下事实：
[0018]标量G应当在输运速度u的作用下沿着物质点的轨迹保持不变，在时刻t
n+1
通过位置x
n+1
的轨迹可以后向追踪到时刻t
n
＝t
n+1
‑△
t，从而获得上一时刻的位置点x
n
，因此在位置x
n+1
的LS函数值G
n+1
通过如下形式获得：
[0019]G
n+1
(x
n+1
)＝G
n
(x
n
)。
[0020]采用拉格朗日型的输运格式，在x
n
到x
n+1
之间求解一个常微分方程。
[0021]作为本专利技术的进一步改进，液相中所述光滑函数取正值，气相中所述光滑函数取负值，界面上所述光滑函数取值为0。
[0022]作为本专利技术的进一步改进，对于Level Set方法需要进行重新初始化。
[0023]作为本专利技术的进一步改进，所述重新初始化只需要利用8个最近的网格点，采用三线性插值在正交点之间插值速度u和LS(水平集)标量G。
[0024]作为本专利技术的进一步改进，每隔100个时间步进行一次重新初始化。
[0025]作为本专利技术的进一步改进，在所述步骤2中，燃烧室内蒸发过程的模拟包括：
[0026]在燃烧室内航空液体燃料雾化过程中以及后续阶段，伴随着液体燃料的蒸发过程，求解变密度、低马赫的Navier
‑
Stokes方程：
[0027][0028][0029]式中ρ、p和μ分别表示密度、速度、压力和动力粘度；
[0030]液滴的蒸发受界面处温度和组分浓度控制，因而使用守恒型方程求解整场的温度和各组分的质量分数，如下所示：
[0031][0032][0033]式中T、Y、C
p
、λ和D
m
分别表示温度、质量分数、定压比热容、导热率和质量扩散系数；
[0034]对于界面处的阶跃条件指的是Rankine
‑
Hugoniot阶跃，可认为是界面两侧能量和质量守恒，如下式所示，
[0035][0036][0037]式中h
lg
表示蒸发潜热,考虑到液相内质量分数的梯度为零，蒸发速率的求解可简化为：
[0038][0039]式中表示气相侧界面处的蒸汽浓度,可通过Clausius
‑
Clapeyron关系式求得：
[0040][0041][0042]式中是界面处的蒸汽压力，p
atm
是环境压力，m
vap
是蒸汽的摩尔质量，R是理想气体常数，T
Γ
是界面温度，T
B
为环境压力下液体的沸腾温度，m
g
是气相的摩尔质量；
[0043]采用虚拟流体方法处理阶跃条件，计算域全部采用均匀交错网格，即标量定义本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机燃烧室的高精度模拟方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：输入航空发动机燃烧室入口处的燃油和空气流量；步骤2：燃烧室内雾化过程的模拟、蒸发过程的模拟以及燃烧过程的模拟；步骤3：判断燃烧室出口残差迭代是否完成，如果是，则进入下一步骤，否则返回步骤2；步骤4：输出航空发动机燃烧室出口处的参数。2.根据权利要求1所述的高精度模拟方法，其特征在于，在所述步骤2中，燃烧室内雾化过程的模拟采用Level Set方法来追踪气液界面。3.根据权利要求2所述的高精度模拟方法，其特征在于，在所述LevelSet方法中，气液界面表示为一个光滑函数φ(x,t)的零等值面，这个光滑函数通常取为符号距离函数：|G(x,t)|＝|x
‑
x
Γ
|，其中t为时间，x
Γ
为距离x最短的界面上的点；相界面的运动由如下输运方程确定：其中u为流体速度；采用亚网格界面表征，即仅在相界面对网格进行细化；采用半拉格朗日型输运格式，半拉格朗日格式是基于如下事实：标量G应当在输运速度u的作用下沿着物质点的轨迹保持不变，在时刻t n+1
通过位置x n+1
的轨迹可以后向追踪到时刻t
n
＝t
n+1
‑△
t，从而获得上一时刻的位置点x n
，因此在位置x n+1
的LS函数值G
n+1
通过如下形式获得：G
n+1
(x
n+1
)＝G
n
(x
n
)。采用拉格朗日型的输运格式，在x n
到x n+1
之间求解一个常微分方程。4.根据权利要求3所述的高精度模拟方法，其特征在于，液相中所述光滑函数取正值，气相中所述光滑函数取负值，界面上所述光滑函数取值为0。5.根据权利要求3所述的高精度模拟方法，其特征在于，对于Level Set方法需要进行重新初始化。6.根据权利要求5所述的高精度模拟方法，其特征在于，所述重新初始化只需要利用8个最近的网格点，采用三线性插值在正交点之间插值速度u和LS标量G。7.根据权利要求5所述的高精度模拟方法，其特征在于，每隔100个时间步进行一次重新初始化。8.根据权利要求1所述的高精度模拟方法，其特征在于，在所述步骤2中，燃烧室内蒸发过程的模拟包括：在燃烧室内航空液体燃料雾化过程中以及后续阶段，伴随着液体燃料的蒸发过程，求解变密度、低马赫...

【专利技术属性】
技术研发人员：邵长孝，柴敏，罗坤，樊建人，
申请(专利权)人：浙江大学，
类型：发明
国别省市：