邵卫东,高贤智

(1.中国航发商用航空发动机有限责任公司,200241,上海;2.上海市航空发动机数字孪生重点实验室,200241,上海)

为降低民用航空发动机污染物排放,当前的燃烧室设计一般采用贫油预混分级组织喷雾燃烧技术[1],但其易产生燃烧不稳定性。该现象的物理本质是火焰动力学与声学的双向耦合[2-7],当火焰产生的扰动与燃烧室内声波在火焰处的相位差小于某一定值时,扰动幅值在初期线性增长,如果非线性激励大于非线性阻尼,扰动幅值呈指数增长,从而诱发低频高幅振荡,破坏燃烧室的结构完整性。

对燃烧室构型与气动布局进行优化,可有效规避热声振荡的发生。优化的物理模型即为热声耦合控制方程,当前确定物理解的数值方法有大涡模拟(LES)[8-11]、混合计算流体力学-计算气动声学方法[12-14]、低阶模型[15]3大类:

(1)LES方法能够准确考虑涡波、熵波和声波之间的能量转换与非线性过程,但其对计算资源的需求仍不适用于实际燃烧室优化设计;

(2)混合方法将流动变量分解为平均值与脉动值,并对脉动值采用小扰动假设将控制方程线性化,该方法能极大降低计算量,但燃烧释热源项需要采用LES方法或者统计模型获得;

(3)低阶模型将实际燃烧室离散为若干单元,在单元内考虑声传播的集总特征,将所有单元通过边界匹配条件形成传递矩阵,虽然该方法不能考虑模态间能量转换,但其具有直观的物理过程,计算速度快,关联了燃烧室几何参数,有利于优化设计,故本文采用低阶模型方法。……