燃烧室性能数值模拟样例 - 图文

沈阳航空航天大学毕业设计（论文）

某型航空发动机燃烧室性能数值模拟

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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；

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Numerical Simulation of Combustor Performance of

Certain Aero-Engine

Abstract

This article is aimed at studying certain aero-engine, this type of combustion 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 software 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 highest 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 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 liner 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 field

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某型航空发动机燃烧室性能数值模拟

目 录

1 绪论 ................................................................................................................................... 1 1.1 引言 ............................................................................................................................... 1 1.2 航空发动机燃烧室的工作情况 ................................................................................... 2 1.3 燃烧室的研究方法 ....................................................................................................... 3 1.4 燃烧室数值模拟的现状和发展 ................................................................................... 4 1.5 数值分析在燃烧室模拟中的应用 ............................................................................... 5 1.6 本课题研究对象及内容 ............................................................................................... 6 2 燃烧室数值模拟的数学模型及其数值解法 ................................................................... 7 2.1 基本数学物理模型 ....................................................................................................... 7 2.1.1 基本控制方程 .......................................................................................................... 7 2.1.2 湍流模型 .................................................................................................................. 9 2.1.3 燃烧模型 .................................................................................................................. 9 2.1.4 辐射模型 ................................................................................................................ 13 2.1.5 微分方程组的通用形式 ........................................................................................ 13 2.2 数值计算方法 ............................................................................................................. 14 2.2.1 三维气相燃烧流场的离散方程 ............................................................................ 14 2.2.2 离散化方程的求解 ................................................................................................ 16 3 软件选择与模型建立 ..................................................................................................... 18 3.1 软件的选择 ................................................................................................................. 18 3.1.1 FLUENT软件 ......................................................................................................... 18 3.1.2 GAMBIT软件 ........................................................................................................ 18 3.2 燃烧模型的建立及网格划分 ..................................................................................... 19 3.3 边界条件 ..................................................................................................................... 20 4 模拟结果和分析 ............................................................................................................. 22 4.1 引言 ............................................................................................................................. 22 4.2 温度场模拟结果及分析 ............................................................................................. 23 4.3 速度场模拟结果及分析 ............................................................................................. 27 5 结论 ................................................................................................................................. 32 参考文献 ............................................................................................................................. 34

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致 谢 ................................................................................................. 错误！未定义书签。

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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，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,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，

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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（100~50m/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。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120~180m/s降到30~50m/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

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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或考虑不周全就可能会导致计算结果的失真。

1.3 燃烧室的研究方法

由于发动机燃烧室的工作研究具有相当重要的现实意义，国内外很早就开展了对它的研究。归纳起来，研究方法可分为两种：

（1）试验法。由于燃烧室中的燃烧过程非常复杂，包括气体流动和掺混、燃油雾化蒸发和混合、化学反应、燃气的辐射和对流、传热传质等各种现象。完全掌握各种过程的机理是很困难的。因此在过去燃烧室设计中，主要依靠大量的试验和经验积累，并在此基础上，发展了一维半经验和半分析的燃烧室研究方法。例如：采用扇形段燃烧室试验器进行试验，装设光测系统。分别在各种工作状态下测量流场的分布情况；观测其燃烧的火焰颜色，根据经验，黄色火焰为富油燃烧，蓝色火焰为贫油燃烧，等等。这种研究方法是适用和可靠的，但是需要较长的研制时间、较多的研制经费。早期的燃烧室研究都采用这种方法，目前还在沿用，归纳为试验－总结改进－再试验

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－再改进的循环前进，对燃烧室的设计起到重要作用[5-7]。

（2）数值模拟法。当前，由于航空发动机性能不断提高，对于燃烧室的要求也日益苛刻，现有的经验、半经验设计方法已不能完全满足现代先进燃烧室的设计要求，加上现代燃烧室加工和试验费用十分昂贵，迫切需要发展一种新的设计计算方法。这种新的设计方法的特点是以计算流体力学（CFD）、数值传热学（NHT）、计算燃烧学（CCD）为核心，把燃烧室的几何形状、结构尺寸和进出口状态作为定解条件，通过计算机求解控制微分方程组，便可以计算出燃烧室内部流体速度、温度和压力等参数的分布及其变化，而后经过试验验证，证明方法的可行性和精度，再将改进的数值模拟结果用于指导设计与试验用[1，4，20，40]。它的主要功能如下：模拟燃烧过程，如点火，熄火，火焰稳定，燃烧室中的气流结均，浓度场 ，温度场，燃油喷注，油滴运动、蒸发、燃烧等物理化学过程;预估不同条件下燃烧室的性能，如总压损失、燃烧效率、出口温度分布品质、壁 温、贫油熄火特性、排气污染等;燃烧室优化设计，在初步设计阶段用于方案选择，在技术设计阶段用于产品性能评估与定型;指导燃烧试验，减少试验次数，进行燃烧故障的模拟与分析，缩短燃烧室研制周期，减少试验费用;对燃烧室复杂的物理化学现象提供更深刻的认识，提出新的设计概念。

1.4 燃烧室数值模拟的现状和发展

1969年英国Gosman等人出版了《回流流动中热量与质量交换》一书，公布了应用涡量流函数法求解燃烧室中湍流反应流的计算方法和程序，为计算燃烧学的形成和发展奠定了基础。1975~1978年美国Mongia等人为小发动机公司研制了先进的高温升回流燃烧室气动热力计算程序，这是可以进行实际燃烧室性能预估的第一代计算模拟软件。目前，随着燃烧理论模型的突破和算法的改进，FLUENT、CFX、PHOENICS、STAR—CD、CFDRC等软件通过不断的技术完善，都可以用来对燃烧室燃烧过程进行数值模拟。其中FLUENT软件的应用最为广泛，它在网格生成，物理模型，数值方法，前后置处理方面吸收了当代计算流体力学许多先进技术，是业界公认的最好的计算软件。

国内在20世纪80年代末开发了TTRRF（Three-dimensional Two-phase Recirculating Reacting Flows）三维两相回流反应程序。该程序采用笛卡儿直角坐标系或圆柱坐标系，用台阶近似曲壁，用堵块处理流场中障碍物，具有一定的处理复杂几

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何形状和复杂流场的功能。采用了标准的 双方程湍流模型，EBU（Eddy Break-up）湍流燃烧模型，6通量热辐射模型，PSIC两相流模型。具有处理多个进口和出口的能力，可用于计算环形燃烧室、环管燃烧室火焰筒内外流场及壁温分布。在20世纪90年代初，根据国内发展需要，开发了采用三维贴体坐标系的两相湍流反应流软件CTTRRF。这个软件可以进行喷嘴出口及火焰筒头部流场、火焰筒内速度场、浓度场、温度场及燃烧室性能的模拟计算 。目前这一研究工作还在不断的发展与完善

1.5 数值分析在燃烧室模拟中的应用

随着现代电子计算机的出现，求解非线性偏微分方程数值方法的进展以及燃烧先进诊断技术的发展，使燃烧科学与技术发生了深刻的变化，逐步形成了一种新型的燃烧室设计计算方法。这种燃烧室设计方法基于计算流体力学、计算传热学和计算燃烧学的原理。以计算机为工具，用数值方法求解控制燃烧现象的基本偏微分方程组，从而模拟燃烧室中流动、传热、传质和燃烧过程的细节，预估燃烧室气动热力性能。

燃烧室气动热力性能数值分析大致可分为以下步骤： （1）建立基本守恒方程组

从流体力学、热力学、传热传质学和燃烧学等基本原理出发，建立质量、动量、能量和组分等守恒方程。

（2）确定定解条件

定解条件包括初始条件和边界条件。边界条件是指燃烧室进出口，轴线（或对称面），壁面，自由表面处条件。对于非定常流还要给定初始条件。

（3）选择物理模型

湍流两相燃烧流的基本方程组中有许多项是未知的，因此方程组是不封闭的。为了使方程组封闭必须构造或选择相应的物理模型，如湍流流动模型、两相流模型、湍流燃烧模型、辐射换热模型等。

（4）建立离散化方程

湍流两相燃烧流动的基本方程具有数目多，相互耦合和非线性的特点，这就决定了在一般情况下只能用数值方法求解。偏微分方程组的离散化是使用计算机求解的前提。目前有许多离散化方法，如有限差分法等；有中心差分、高阶差分等格式；有显

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式、半隐式差分方案。对于湍流两相燃烧，常用的是有限差分中的控制容积法，一阶或高阶迎风差分格式和隐式方案。

求解区域离散化，又称计算网格的剖分是微分方程离散的基础。网格划分关系到离散方程的形式、收敛性、经济性及准确性。对于简单几何形状可采用直角坐标系或圆柱坐标系。对于复杂几何形状需要采用曲线坐标系。

（5）制定求解方法

对于单项流动的离散化方程组，目前应用比较广泛的有GENMIX算法和SIMPLE算法。GENMIX是一种前进积分算法，用于求解抛物型问题（如边界层、射流、管流等）。SIMPLE是一种压力速度耦合的半隐式算法，用于求解有回流的椭圆型问题，需要迭代求解。

（6）计算机程序的编制和调试

对计算机程序的要求主要是可靠性、经济性和通用性。可靠性是指计算结果要真实可靠，符合试验结果。经济性主要是指对计算机储量和计算时间适中，为此要求差分格式好，算法收敛速度快。通用性是一个程序能求解多个问题，适应性广。

（7）前置处理和后置处理

前置处理包括网格生成和物理化学特性的输入，边界条件和初始条件的给定，确定问题的类型，指定求解方法等。

后处理一般包括：在二维或三维问题中各变量的等值线或等值面图，各变量的三维网格曲面图，速度向量图，完善的着色功能，包括单色作图和渐变的调和色作图。

1.6 本课题研究对象及内容

本课题的研究对象为某型航空发动机的燃烧室。该型燃烧室是环形的，共有28个头部，每一个头部都安装有一个燃油喷嘴。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。经过适当的简化，利用GAMBIT软件建立模型，采用FLUENT计算软件对燃烧室的最大状态进行数值模拟，获得火焰筒内典型截面的流场、温度场，并对计算所得到的结果进行分析。

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2 燃烧室数值模拟的数学模型及其数值解法

2.1 基本数学物理模型

航空发动机燃烧室中的燃烧过程包括三维的湍流流动（如回流和强旋流动）、两相流动（如燃油的雾化、蒸发和运动）、化学反应（如高释热率和密度梯度，以及冒烟和NOX等污染物排放），辐射换热过程等。应用化学流体动力学的基本定律，可以建立控制流体湍流运动及燃烧过程的微分方程组。流体湍流运动及燃烧过程实际上是三维、非稳态、多相、多组分、湍流、热传导、对流换热、辐射换热、化学反应及其相互作用的过程，这复杂过程必须服从湍流运动的四个基本守恒方程，即质量守恒、动量守恒、能量守恒、组分守恒方程，根据这四个基本方程，可以得出控制流体湍流运动及燃烧过程的基本微分方程组，加上湍流流动、湍流燃烧、辐射等模型及一些物性关系式，便可以得到描述流体湍流运动及燃烧的封闭微分方程组。

2.1.1 基本控制方程

定常、全椭圆、密度加权的N.S方程用于描述气相，在低马赫数下，同液相的能量和动量方程耦联。标准k??模型提供湍流封闭，近壁区采用壁面函数处理。求解气相的守恒方程为动量、质量、湍流动能及其耗散的诸方程结合。

（1） 质量守恒方程

质量守恒方程亦称为连续性方程。柱坐标下的连续方程为

1?1??(?rv)?(?w)?(?u)?Sm,pr???x r?r （2.1）

式中，

Sm,p为质量源项。

（2） 动量守恒方程

动量守恒方程即是运动方程。它的基础是牛顿运动学第二定律：即微元体动量的变化率等于作用在微元体上的外力矢量和。将作用于微元体上的体积力（重力、电磁力）和表面力（压力、粘性力），作用于一个微元体上可建立三个方向的动量守恒方

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某型航空发动机燃烧室性能数值模拟

程。

x向动量方程为：

?(?u)?P2???u???div(?vu??gradu)???(?divv)?(u)??t?x3?x?x?x1??v1??w(?r)?(?)?Sup?xr???x r?r （2.2）

r向动量方程为：

?(?v)?P2???u???div(?uv??gradv)???(?divv)?(?)??t?r3?r?x?r1??v1??ww?1?wv12(?r)?[?(?)]?2(?)??w?Sv,pr?r?rr???rrrr??rr （2.3）

?向动量方程为：

?(?w)1?P21??u?u??div(?vw??gradw)???(?divv)?()??tr??3r???xr??1??vw1???w?vw??w1?vw(?r?)?[(?2v)]??(??)?Sw,pr?rr??rr??r??rr?rr??r（2.4）

式中，u、v、w分别为x、r、?方向的速度分量；v是u、v、w合成速度矢量；

p、?、?分别为气体的压力、密度和动力粘性系数。符号div表示散度；grad表示梯

?度；

Smp、Sup、Svp、Swp表示由于液相对气相产生的质量源项和动量源项。

（3） 能量守恒方程

??ρh0???m???T??(ρujh0)?(uiτij)?(λ)?ρqR?[?(Γl?Γh)hll]?t?xj?xj?xj?xj?xjl?xj （2.5）

ui2ui2h0?h?,h??mlhl,h0?h?h22,ml和hl分别是l式中，0为滞止焓，即总焓, 组分l在混合物中的质量分数和比焓，系数，qR为辐射热。

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?l和?h分别是组分l和其焓的输运系数或交换

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（4） 组分守恒方程

式中，

?ml???(?ml)?(?ujml)?(?l)?Rl?t?xj?xj?xj （2.6）

Rl是由于化学反应引起的组分l的产生率。上式表示化学组分l的质量增

加率，等于组分l进入单位体积的净流率加上单位体积中由于化学反应引起的产生或消耗率。

2.1.2 湍流模型

数值模拟常采用K??双方程湍流模型。 湍流脉动能量K方程为：

??(?K)?div(?vK??KeffgradK)?GK?GD???t （2.7）

湍流脉动动能耗散率?方程为：

??(??)?div(?v????effgrad?)?(C1GK?C2??)?/K?t （2.8）

??式中，GK是脉动动能产生项；CD、C1、C2是经验常数；Keff、?eff分别是k和?的有效交换系数。

2.1.3 燃烧模型

航空发动机燃烧室数值模拟中常用的液雾燃烧模型有：有限反应率的EBU（Eddy Break Up Model旋涡破碎）－Arrhenius模型、PDF(Probability Density Function，概率密度函数)模型。前一模型是由Spalding首先提出的，考虑两个机理－Arrhenius机理（层流反应机理）和湍流脉动机理控制着反应率。

PDF模型求解的是速度和化学热力学参数的联合概率密度函数的输运方程。在这个方程中，与湍流输运和化学反应速率有关的项都以封闭的形式出现，可以精确计算，从而避免了对一些重要过程的模拟。PDF输运模型很适合于模拟那些考虑湍流流动、

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复杂化学反应及其相互耦合的湍流反应流问题，如点火、熄火、湍流燃烧、污染物、出口温度分布计算。

对于复杂的扩散燃烧，Smoot等人提出了简化PDF与局部瞬时平衡相结合的模型。对于同轴射流射入突扩燃烧室的情况，其中心一次射流为燃油与空气，环缝射流为纯空气二次射流，引入混合物分数f为

f?

式中，

mpmp?ms （2.9）

mp为来自一次流的流体原子质量，

ms为来自二次流的流体原子质量。混

合物分数f表示任意时刻在任意位置上的混合程度，即局部瞬时当量比。f也是守恒标量，其瞬态守恒方程是：

?????f??f????vjf???D??t?xj?xj??xj????? （2.10）

任何其它守恒标量（不包括质量分数，由于其守恒方程中有反应源项，因此它不是恒量），可以表示为：

??f?p??1?f??s式中，

（2.11）

?p、?sφf分别为一次流和二次流中的关于f的函数??。由于在一般的反

应中任何元素既不可能产生也不可能消失，因而元素k的局部瞬态质量分数“是一个守恒标量。当元素的扩散系数都相等时，可有：

bk”也

bk?fbkp??1?f?bks （2.12）

对于无辐射及无导热损失的绝热系统，气体焓也是守恒标量，在导热系数和元素扩散系数相等时，可有：

h?fhp??1?f?hs （2.13）

2Y?min??gg?Y?Y1,Y2,Y3??，Y1、Y2和Y3分别表示燃料、氧引入，定义为，其中

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气和燃烧产物的质量分数。

由此，对整个流场需求解时均方程组（即k?ε?f?g方程组）：

???????t?x??vj??0j????vi????????vi????vivj???????Svi??t?x?x?x?jj?j???????k???????Gk?????vjk??????k???xj?xj??k?xj????t?????????????????v????????(c1Gk?c2??)j????t?xj?xj????xj?k??????f?????????f????vjf????xj?xj??f?xj???t?????g???????f2???????g??vg??c?()?cg2?g?/kj??t???x?g1T?x?x?xjj?gj?j ? （2.14） 对于在0与1之间随时间脉动的随机混合物分数“f”，它在“f”到“f?df”区间的出现概率可为p(f)df，其中p(f)称为概率密度分布函数，则有：

?10p(f)df?1 （2.15）

且f的时均值和脉动均方值应由下式确定：

f??fp(f)df01 （2.16）

f12?f2?f1??0f2p(f)df?(f)2 （2.17）

通常选用β函数作为其概率密度函数。 当0?f?1时，β－概率密度函数可以写为：

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fa?1(1?f)b?1p(f,xj)?1a?1b?1?0f(1?f)df （2.18）

式中，a和b分别表示为：

?f?1?f??a?f??1?2????f?f?? （2.19） ?f(1?f)?b?(1?f)??1?2?(f?f)? （2.20）

从已获得的f与g以及假设的β－概率密度函数，可以找到每个当地位置上的PDF。若对任何标量φ，φ(f)函数是已知的，则可得到φ的时均值：

φ??0φp(f)df （2.21） φ?αpφp?αsαs??0?φp(f)df式中，

1?1 （2.22）

αp和

αs是p(f)在f?1和f?0时的值，φp,φk分别是一次流和二次流中的

φ值。由局部瞬时平衡的概念，能够找到瞬时温度、密度及组分浓度随焓和元素组分

而变化的函数关系：

T?T?bk,h?????bk,h?Ys?Ys?bk,h? （2.23）

使用化学平衡计算可以求得上述函数关系。对于绝热体系，焓与元素质量分数仅仅是混合物分数的函数，即：

bk?bk(f)h?h(f) （2.24）

因此有：

T?T(f) p?p(f) Ys?Ys(f) （2.25）

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对于这种情况，可以直接使用p(f)获得时均温度和时均气体密度以及时均组分质量分数T(f)，ρ(f)和Ys(f)。对非绝热系统需求解能量方程找出焓h，这时有：

T?T?f,h? ????f,h? Ys?Ys?f,h?

时均值T,?,Y，应决定于：

???p?p??s?s???p?f,h?dfdh0?1? （2.26）

?D??L?1??e??L?0.7 （2.27）

2.1.4 辐射模型

辐射传递方程的积分形式为：

**i??k???i??0?exp??k????I??k?,??exp?k??k?dk?0k????? （2.28）

式中，右边第一项表示入射辐射在经历

kλ厚度后衰减的强度，第二项表示在s方

i向所有其它的沿传播方向上的体元的发射及对λ的贡献。

2.1.5 微分方程组的通用形式

通过运用质量守恒、能量平衡、动量平衡和组分平衡的基本规律分析流体流动、传热传质和燃烧过程，以及对湍流输运、湍流燃烧、化学动力学、辐射换热等分过程的模拟，建立了控制反应流过程的基本方程组。该方程组是封闭的，加上合理的初始（对非定常问题）、边界条件，便构成了数学上的定解问题。

反应流基本方程可以写成下面的通用形式：

??????div??u????grad???S??t （2.29）

式中，φ为变量，

Γφ和

Sφ分别表示对应于φ的交换系数和源项。源方程可视为由

四项组成，它们依次称为瞬变项（或时间导数项）、对流项、扩散项和源项。

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某型航空发动机燃烧室性能数值模拟

本课题即是运用上述通用方程于某型发动机的环形燃烧室，求出燃烧室内的流场、温度场。

2.2 数值计算方法

对于湍流两相燃烧，通常采用有限差分中的控制容积法、一阶或高阶迎风差分格式和隐式方案。

在有限差分法中，连续的流动区间被离散化。也就是说，因变量被看成只存在于称之为网格点的离散位置处。S.V.Patankar和V.B.Spalding的“控制容积法”得到广泛应用。控制容积法通过对每一个控制体的控制方程进行积分，生成离散方程。即：

??????v?dA???????dA??S?dVV （2.30）

??式中，?为输运函数；?是密度；v是速度矢量；A是表面积矢量；??是?的交

换系数；??是?的梯度；S?是每一个单元体中?的源项。

对上式进行离散，得

NfacesfNfaces?????fvf?Af????(??)n?Af?S?Vf （2.31）

?式中，Nfaces是控制体所属单元的面数；?fvf???Af是对流通过面f的质量通量；Af是面f的面积；(??)n是面f的标准尺度；V是体积。

对二阶迎风差分法面f的值的计算表达式为：

?f???????s （2.32）

?式中，?是单元中心值；??是上游单元的梯度；?s是上游单元面质心到当前面

?质心的位移矢量。

2.2.1 三维气相燃烧流场的离散方程

（1） 三维气相流场通用方程的离散方程 下述方程为三维气相流场通用方程的离散方程：

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沈阳航空航天大学毕业设计（论文）

aP?P?aE?E?aW?W?aN?N?aS?S?aF?F?aB?B?b （2.33）

式中：

?00b?(SC?SP)?V?aP?P （2.34）

00aP??P?V/?t （2.35）

0daP?aE?aW?aN?aS?aF?aB?aP?(SP?SP?Smp)?V （2.36）

ai?DjA(Pj)?[?Fj,0] （2.37）

??其中当i依次为E、W、N、S、F、B时，j为e、w、n、s、f、b。

De??eAe?A?A;Dw?ww;Dn?nn （2.38） (?x)e(?x)w(?x)n?fAf?sAs?ADs?;Df?;Db?bb （2.39）

(?r)s(r??)f(r??)bFi?(?u)i,Pi?FiDi （2.40）

式中i依次为E、W、N、S、F、B。

A(|P|)是差分格式函数。对迎风法，A(p)?1，其他法有相应的值。 （2） 动量方程的离散方程

u*?? aeue??aIuuI*?bu?(pP?pE)Ae （2.41） v**?? anvn??aIvvI?bv?(pP?pN)An （2.42） *w*w??aww?aw?b?(p?p?IIffPF)Af （2.43）

(I?E,W,N,S,F,B)

（3） 压力修正方程

'''''aPP'P?aEPE'?aWP?aP?aP?a??a?WNNSSFFBB?b （2.44）

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某型航空发动机燃烧室性能数值模拟

式中：

ai?(?dA)j;dj?Ajauj （2.45）

其中当i依次为E、W、N、S、F、B时，j为e、w、n、s、f、b。

aP?aE?aW?aN?aS?aF?aB （2.46）

b?(?0p??p)?v?(?u?A)w?(?u?A)e?(?v?A)s?(?v?A)n??t(?w?A)b?(?w?A)f?Spm?v （2.47）

2.2.2 离散化方程的求解

（1） 边界条件的设定

在对离散方程组进行计算之前，应给定所求问题的边界条件。

在本研究中，方程离散及网格划分都采用了圆柱坐标，主要遇到四种边界条件： 1) 入口边界条件，根据试验数据或设计要求，解算出燃烧室在不同工作状态下入射的空气和燃油的各项参数，如压力、流量和成分等；

2) 出口边界条件，主要针对燃烧过程中可能产生的回流的各项参数设定。在正常运行条件下，此条件是不必要的，但在解算过程中由于初始条件设定偏差过大，在收敛之前可能会出现回流；

3) 周期性边界条件，因为该燃烧室为环形，故可采用此项设定； 4) 固体壁面，主要针对燃烧室壁面。 （2） 迭代的初始条件

本研究中，将根据各个因变量的边界值来确定迭代初始场，对于速度，还应用连续性方程进行流量的连续性修正。这样的迭代初始条件收敛速度快，防止迭代过程发散优于初始条件置为零的方法。

（3） 收敛的判定

当变量的值在两次迭代过程中不再改变时，就认为迭代已经收敛了。但在实际计算时，这样判定是极不经济的。一般的，当某种收敛准则得到满足时，就可以终止迭

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沈阳航空航天大学毕业设计（论文）

代。合适的收敛准则与问题的性质及计算的对象有关。通常，人们采用所有变量在网格点处的值的相对变化（即两次迭代的值之差除以新值或旧值）来构成收敛准则。

（4） 计算求解

所有燃烧室的流动都被看成为低M数的不可压流动，压力以梯度的形式出现在动量方程的源项中。目前所有燃烧室的计算都采用压力校正法，即是改进的SIMPLE方法。SIMPLE算法（semi-implicit method for pressure-linked equations,求解压力耦合方程的半隐式法）是求解速度和压力耦合的有效方法。

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某型航空发动机燃烧室性能数值模拟

3 软件选择与模型建立

3.1 软件的选择

3.1.1 FLUENT软件

FLUENT是专用的CFD软件，用来模拟从不可压流到中等程度可压流乃至高度可压流范围内的复杂流场。FLUENT解算器采用完全的非结构化网格和控制体积法，采用了多种求解方法和多重网格加速收敛技术。灵活的非结构化网格和基于求解精度的自适应网格及成熟的物理模型，使得用户能够精确地模拟无粘流、层流、湍流、化学反应、多相流等低速不可压流动和跨音速流动，还可以模拟压缩性强的超音速等复杂流动现象。因此本论文选用FLUENT软件作为计算软件。

3.1.2 GAMBIT软件

为了在计算过程中能得到较高精度的解，需要使模型尽可能接近实体的真实形状，航空发动机燃烧室结构复杂，要实现完全的相似是难以实现的，但尽可能的近似还是必要的。在综合考虑了模型复杂性和网格生成方式等因素，而且为了和计算软件FLUENT更好的结合应用，本论题选择GAMBIT作为燃烧室模型建立工具。

GAMBIT是面向CFD的几何建模和网格生成软件，是目前CFD分析中最好的前置处理器，它包括先进的几何建模和网格划分方法。既可以在GAMBIT内直接建立点、线、面、体的几何模型，也可以从PRO/E、UGII、IDEAS、CATIA、SOLIDWORKS、ANSYS、PATRAN等主流的CAD/CAE系统导入几何和网格。GAMBIT与CAD软件的直接接口和功能强大的布尔运算能力使用户可以方便地建立复杂几何模型。借助功能灵活，完全集成和易于操作的界面，GAMBIT可以显著减少CFD应用中的前置处理时间。复杂的模型可直接采用GAMBIT固有几何模块生成，或由CAD/CAE构型系统输入。GAMBIT可以生成FLUENT、FIDAP、POLYFLOW等求解器所需要的网格。而且在计算过程中不会因为模型节点的问题导致模型仿真的失误

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沈阳航空航天大学毕业设计（论文）

3.2 燃烧模型的建立及网格划分

该型燃烧室为环形，其火焰筒外环有15道冷却气膜，内环有16道气膜。火焰筒前端沿周向均匀分布28个旋流器，每个旋流器中心有一个双油路离心喷嘴；火焰筒内壁上周向均匀分布主燃孔、掺混孔和冷却孔，具体为：

火焰筒外环壁上一排主燃孔共56个；两排掺混孔，其中一排包括5个直径较大的孔和23个较小的孔，且轴向位置有所差别；另一排掺混孔28个。火焰筒内环壁上一排主燃孔共42个；两排掺混孔，每排28个。内、外环壁上气膜冷却孔各排不一，同一排孔的直径有所不同，但数量均为28的倍数。

火焰筒整体采用大量的规则曲面和曲线分割组合形成的非规则曲面，使其与实际燃烧室尽可能的接近。对冷却孔处理时，考虑到其对整个流场的影响不占主要作用，在保证冷却空气的流量和流速需要的同时，用环带的方式取代了冷却孔。为了取得满意的模拟结果，考虑到计算的复杂性及结构相似性和计算机的计算能力，截取了带有三个头部的火焰筒扇形段，利用GAMBIT软件建立仿真模型。图3.1示出了模型燃烧室的整体形状。

图3.2示出了该火焰筒扇形段划分的网格。本课题仿真的是某型发动机燃油喷嘴最大工作状态。该型燃烧室为环形，共有28头部，每一个头部都安装有一个燃油喷嘴。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，重点研究中间头部所在的区域。经过适当的简化，利用GAMBIT软件建立仿真模型。几何建模完成后，在Gambit中进行网格划分，采用非结构化网格，作为计算流场的网格总数为125462.

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某型航空发动机燃烧室性能数值模拟

图3.1 某型火焰筒三头部扇形段

图3.2 火焰筒扇形段划分的网格

3.3 边界条件

在Fluent中应用SIMPLE算法求解离散方程，边界条件从以下四个方面论述。 1) 入口边界条件: 给定燃料喷嘴进口处的压力、燃气质量流量、燃气进口温度以

及主燃孔，掺混孔及补燃孔的空气质量流量，进口温度

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2) 出口边界条件：出口边界为自由出流边界，除满足流量连续的条件外没有附加

任何限制条件。

3) 壁面条件：燃烧室壁面应用标准壁面函数，为无滑移、不渗透的固体壁面，在

壁面处，径向和法向速度为零，湍流参数也为零。 4) 周向边界条件： 采用周期性条件处理。

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某型航空发动机燃烧室性能数值模拟

4 模拟结果和分析

4.1 引言

最大状态指的是发动机产生最大推力的工作状态，这时涡轮前燃气温度、转速、空气流量、各部件的气动负荷和热负荷都达到最大值，等于或接近于相应的最大允许值，最大状态用于起飞、作战、爬升以及达到最大马赫数或升限的飞行

表4.1~表4.4列出最大工作状态下燃烧室各参数作为计算的原始参数

表4.1 内/外壁环带气膜空气流量

内壁环带气膜

序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18

各环带空气流量

kg/s

0.12 0.12 0.08 0.08 0.08 0.08 0.06 0.06 0.06 0.06 0.06 0.06 0.06 0.06 0.08 0.1 0.1 0.1

外壁环带气膜

序号

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16

各环带空气流量

kg/s

0.12 0.12 0.08 0.08 0.08 0.08 0.08 0.08 0.08 0.08 0.08 0.08 0.1 0.1 0.1 0.1

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表4.2 内/外壁主燃孔气膜空气流量

内壁主燃孔气膜

序号 1 2 3 4 5

各主燃孔空气流量

kg/s

0.11 0.14 0.14 0.14 0.11

外壁主燃孔气膜

序号

1 2 3 4 5 6 7

各主燃孔空气流量

kg/s

0.09 0.12 0.12 0.12 0.12 0.12 0.09

表4.3 内/外壁 掺混孔/补燃孔 气膜空气流量

内壁掺混孔

序号 1 2 3 外壁掺混孔 序号

1 2 3

各掺混孔空气流量

kg/s

0.06 0.05 0.06 各掺混孔空气流量

kg/s

0.06 0.06 0.06

内壁补燃孔 序号

1 2 3 外壁补燃孔 序号

1 2 3

各补燃孔空气流量

kg/s

0.06 0.05 0.06 各补燃孔空气流量

kg/s

0.06 0.06 0.06

表4.4 最大状态燃烧室工作参数

总空气流量

燃油量

进口温度

进口压力

Ga(kg/s)

70.0

Gf(kg/s)

1.6565

T2?(K)

777.8

P2?(MPa)

2.001325

4.2 温度场模拟结果及分析

燃烧室内温度的变化以及出口截面处温度的变化是燃烧室乃至整个航空发动机的主要性能指标之一，燃烧室内的温度及其分布变化将直接影响航空发动机其他性能

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某型航空发动机燃烧室性能数值模拟

参数变化，因此，燃烧室的温度场及出口温度分布成为计算研究的重要内容。模拟结果见图4.1至图4.5。

图4.1 x=0截面的温度分布

图4.2 主燃孔截面温度分布图

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图4.3 掺混孔截面温度分布图

图4.4 补燃孔截面温度分布图

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图4.5 出口温度分布图

图4.1至图4.4分别示出最大状态下x=0截面的温度分布、主燃孔截面温度分布及掺混孔截面的温度分布图。由图可见，火焰筒内旋流器出口处温度较低，这是由于喷嘴喷出燃油后，燃油蒸发吸热造成的；之后温度逐渐升高，这是因为燃烧后的一部分高温混气在回流的作用下不断地把热量和活化分子传送给刚由燃料喷嘴和旋流器供来的燃料和空气，使其加热升温；随后在主燃孔轴向位置附近温度达到最高，这说明从内外环主燃孔进入的气流给主燃区提供了燃烧所需的氧气，使旋流器后面已蒸发但还未完全燃烧的燃油充分燃烧；然后高温区向火焰筒中心集中，温度有所下降；掺混孔过后温度沿主流方向开始逐渐降低，并在出口气流温度分布达到燃烧室后面燃气涡轮部件进口温度的要求。同时，从温度分布云图上还可以看出火焰筒内的燃烧情况。开始燃烧时火焰前锋处在回流区至顺流部分的某个区域内；在回流区尾部，火焰锋越来越向火焰筒中心处集中；在主燃孔附近，燃烧区扩大了，这是因为火焰筒内已经着火的高温气体有一部分到达主燃孔射流处还没有烧完，就和射流孔进入的新鲜空气混合，继续燃烧；到掺混孔后，燃油已经燃烧完毕，因为温度越来越低。

燃烧时火焰前锋在回流区与顺流区的过渡处，并且随着气流流动越来越向火焰筒中心处集中，在出口处达到较均匀的温度分布。

火焰的最高温度位于主燃孔的轴向位置。火焰筒头部存在回流区，并且由于主燃孔射流的作用使回流区截止在主燃孔附近，同时，由喷嘴喷出的液雾也分布在主燃区的火焰筒壁面附近，这样就在火焰筒的壁面与回流区的边缘附近形成可燃混气。在回

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流区与顺流区的过渡区内为气流速度与火焰传播速度相近的区域，此处点火稳定，因此火焰前锋就在这个区域内。

火焰温度在主燃孔附近达到最高温度后开始下降。掺混孔轴线与火焰筒中心线有一定的夹角。在火焰筒内已经着火的高温气体有一部分流向回流区，未燃烧完的混气和掺混孔进入的新鲜空气混合，继续燃烧，使燃烧区扩大到掺混区。在掺混孔之后，高温燃气温度逐渐降低，并相互混合均温，一直达到燃气导管，其出口平均温度达到1342K，有一部分区域温度高于1342K，最高温度为1820K。主燃孔截面温度分布对应三个旋流器及喷嘴有规律性分布，主燃区最高温度约为3034K，平均温度为1821K。

图4.3至图4.5示出主燃孔、掺混孔、补燃孔和出口截面的周向温度分布。可以看出，对应每个旋流器和喷嘴都有规律性温度分布，空气射流进入处相应为低温区，主燃孔截面中心温度为1600-1800K左右，在其周围有2200-2400K的更高温度区。在掺混孔截面，温度分布具有类似规律，但温度已较均匀。

图4.5示出的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匀。叶根部为850-1100K，且沿径向占有近1/3的区域，叶尖部为950-1100K，这说明该火焰筒沿叶高温度分布比较合理。同时可以看出相对于燃油喷嘴，中间区温度高对应得较好。而喷嘴之间有低温区，良好地满足导向叶片的沿叶高温度分布的要求，这也是典型环形燃烧室特点。

4.3 速度场模拟结果及分析

模拟结果见图4.6至图4.10.

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某型航空发动机燃烧室性能数值模拟

图4.6 x=0截面的速度矢量图

图4.7 头部速度矢量图

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图4.8 主燃孔截面的速度矢量图

图4.9 掺混孔截面的速度矢量图

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图4.10 出口的速度分布图

图4.6为x=0截面的速度矢量图。回流区不太对称，回流区域较大。图4.7至图4.9分别为火焰筒头部、主燃孔、掺混孔截面的速度矢量图。图4.10为火焰筒出口截面的速度分布图。

从图4.6中可以看出，空气又经旋流器进入火焰筒头部，由于旋流片的导流作用而发生旋转，并和经主燃孔进入火焰筒的气流在火焰筒头部形成了明显的回流区。由于回流区的堵塞作用，使经由火焰筒头部进入主燃区的空气偏向火焰筒周边，形成环状射流，并在环流区末端朝轴线收缩。与此同时，回流气体在回流过程中也不断与从旋流器进入的新鲜空气进行紊流掺混，从回流区外侧附近折向下游流去。在回流区和顺流区之间存在着一个过渡区，在过渡区内速度梯度和湍流强度都很大。从图中还可以看出，二股空气经过主燃孔流入火焰筒参加燃烧，由于其流入的速度较高，大约为80～100m/s，因此在每一主燃孔处均形成一股柱状的射流。射流进入以后大部分气流顺流而下，少部分气流则卷入回流区，参与回流。这些柱状射流一方面阻滞了旋流器下游气体的旋转，一方面又压迫影响着回流区，使回流区截止在主燃孔所在的截面附近。与此同时，由主燃区流向下游的气流在掺混区又与由掺混孔进入火焰筒的气流在三分之一环高处进行掺混，此处的湍流强度较高，为高温燃气的冷却创造了良好的条件。火焰筒中由于回流区的存在，增强了气流的湍流扰动，为改善燃料与一股空气的混合创造条件，同时在回流区和顺流区之间的过渡区中，由于气流湍流强度很高而流速较低，因此有利于创造气流速度等于火焰传播速度的条件，从而为燃料的连续点火

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沈阳航空航天大学毕业设计（论文）

和火焰的稳定，提供了良好的基础。这种气流速度场的分布对于燃烧效率、火焰长度以及燃烧稳定性等特性都有决定性影响，是燃料在高速流动的气流中实现稳定和完全燃烧的重要条件.。

从图4.7和图4.9可以看出，由主燃孔进入火焰筒的气流流速很高，大约为80～100m/s，在主燃孔附近处形成一个气柱状的射流，射流深度大约为(0.6～0.8)Rf（Rf为火焰筒半环高）。经主燃孔射入火焰筒的空气有一小部分进入火焰筒头部的回流区，大部分顺流流向下游。回流区截止在主燃孔附近。这是由于主燃孔射流对由旋流器进入的空气的阻滞作用。掺混孔的射流深度约为（0.5～0.6）Rf，主要由于掺混孔的上游压力较主燃孔的上游压力低，且掺混孔的直径较小。

从图4.10可以看出，在火焰筒出口处，从壁面附近至中心处速度逐渐升高，靠近壁面处的速度只有30～50m/s，最大的速度约为154m/s，出口的平均速度为128m/s。总的来看，出口的速度分布较均匀，符合火焰筒的工作情况。

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某型航空发动机燃烧室性能数值模拟

5 结论

本文在深入调研国内外燃烧室数值模拟研究的基础上，详细的论述了燃烧室的基本结构及类型、研究的主要方法、现状与发展趋势。采用GAMBIT软件进行几何建模，FLUENT6.3.26软件进行数值模拟计算。计算出的流场、最大状态火焰筒各区温度场，且充分分析了最大状态下温度场和流场分布特点，从而证明了本文所建立的燃烧室研究模型的可行性和合理性。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。 全文的主要工作及得到的主要结论如下：

1) 运用先进的计算技术，将计算流体力学（CFD）、计算燃烧学（CCD）、数值

传热学（NHT）经验及半经验关系式相结合，是一种新的设计计算方法，在今后将成为发动机设计改型与发展的主要方法之一；

2) 本模型为三维数值模拟，对燃烧室最大工作状态进行了数值模拟，得到了比较

合理的主燃烧室温度场、速度场；

3) 从数值模拟得到的主燃烧室纵切面温度场可以看出，燃烧主要在主燃烧区进

行，主燃孔对火焰有一定的阻燃作用，掺混孔起降低主燃区出口温度和均化温度场作用；

4) 燃烧室出口温度场最高温度为1820K，平均温度为1342K，温度分布整体上比

较均匀。叶根部为850-1100K，且沿径向占有近1/3的区域，叶尖部为950-1100K，这说明该火焰筒沿叶高温度分布比较合理。而喷嘴之间有低温区，良好地满足导向叶片的沿叶高温度分布的要求，这也是典型环形燃烧室特点；

5) 燃烧室出口从壁面附近至中心处速度逐渐升高，靠近壁面处的速度只有30～

50m/s，最大的速度约为154m/s，出口的平均速度为128m/s。总的来看，出口的速度分布较均匀，符合火焰筒的工作情况。

本模型的不足之处在于：由于实际燃烧室结构、流动及燃烧过程过于复杂，在时间、人力和物力的限制下，将燃烧室结构进行部分简化，只计算三头部火焰筒模型，

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沈阳航空航天大学毕业设计（论文）

同时由于旋流器、进气孔等边界条件的影响，燃烧室扩压器进气管路的影响均在一定程度上影响计算结果。

对今后工作的建议

进一步的研究可对全环各扇面进行模拟并可与全环实测各扇面数据对比，但这需要巨大的计算量和较长时间。另外还可以更细分网格，更全面反映局部细节的流场和温度场，或者在燃烧室模拟中尽量减少简化，使模型能够更加逼近原型，这样可以很好的模拟出更真实的流场、温场、速度场以及浓度场。无论是采用面积法还是流阻法计算各个孔的进气流量都会存在一定的误差，而这些误差对于进一步更详细的了解火焰筒内的燃油粒子与空气的掺混、化学反应及其出口温度分布都将是有一定影响的，因此在计算机配置足够的情况下，应尽量做整体模拟，即在燃烧模型中要加上内外环、扩压器、旋流器，真实壁厚和气膜孔。相信这样可以更好的通过数值模拟和仿真计算了解燃烧室内的反应机理，进一步提高研发和改型进度，减少燃烧室研制费用，加快我国航空事业的高速发展。

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某型航空发动机燃烧室性能数值模拟

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