航空发动机燃烧不稳定性的数值模拟研究

Combustion instability is the main challenge for designing of advanced aircraft engines. In aircraft engine combustors, turbulent flows, heat and mass transfers, and chemical reaction often occurs at the same time. The mutual couplings between physical and chemical processes make the mechanism study of combustion instability very difficult. The present project is proposed to meet the Part 2 ‘The interaction of complex turbulent flow with combustion in limited space’ of the NSFC’S Major Project entitled as ‘Basic research of turbulent combustion in engine’. Investigation will be set out from the fundamental studies of spray combustion by means of direct numerical simulation. Then high-fidelity liquid atomization, evaporation and combustion models will be developed. Based on these achievements, the numerical experiment platforms of compressible large eddy simulation and acoustic solver will be developed separately for study of combustion instability in actual aircraft engine combustors. After verification and validation, these platforms will be used to systematically investigate the mechanism of combustion instability in aircraft engine combustors. It is expected that the mechanism of the coupling of multi-physical in aircraft engine combustors, the influence mechanism of atomization-evaporation process on the combustion instability of aircraft engines and the mechanism of the interaction between acoustic and flame in aircraft engine combustors will be revealed so as to provide fundamental guidance for the design and development of advanced aircraft engines.

燃烧不稳定性一直是先进航空发动机设计面临的主要挑战。航空发动机燃烧室内同时存在湍流流动、传热传质和化学反应，多种物理化学过程之间的相互耦合使得燃烧室内燃烧不稳定性的机理研究十分困难。本项目针对国家自然科学基金“面向发动机的湍流燃烧基础研究”重大研究计划中的核心科学问题“（二）受限空间内复杂湍流和燃烧的相互作用”，从最基本的液雾燃烧机理研究出发，发展高精度的液体雾化、蒸发和燃烧模型，在此基础上建立和发展适用于实际航空发动机燃烧室燃烧不稳定性研究的大涡模拟数值试验平台和声波求解器数值试验平台。经过检验验证后，对航空发动机燃烧室燃烧不稳定性的机理进行系统研究，揭示燃烧室内多物理耦合作用机理、雾化蒸发过程对燃烧不稳定性的影响机理以及航空发动机燃烧室声波与火焰相互作用机理，为先进航空发动机的设计和研制提供理论基础。

燃烧不稳定性一直是先进航空发动机设计面临的主要挑战。航空发动机燃烧室内同时存在湍流流动、传热传质和化学反应，多种物理化学过程之间的相互耦合使得燃烧室内燃烧不稳定性的机理研究十分困难。本项目首先发展了一套质量守恒型的界面追踪方法（Level Set）和Ghost Fluid Method方法来模拟气液两相流。基于此方法，我们模拟了旋流雾化中液体从液柱、液膜到液桥，液丝和液滴的一次破碎和二次破碎的过程，揭示了航空发动机湍流环境下液滴破碎和合并的机理。在此基础上，我们发展了液体雾化、蒸发和燃烧的一体化直接数值模拟方法，并模拟了液滴从蒸发到燃烧的整个过程。基于直接数值模拟结果，考虑了实际发动机内部密度比和粘度比的范围，对欧拉-拉格朗日雾化模型（ELSA）进行了改进，对稳定破碎条件下韦伯数和湍流源项的二次形式进行验证并改进，并且发展了通用形式的蒸发模型（Revised Heat Flux based Model, ReHFM）。其次我们发展了可用于复杂几何结构的高精度全可压缩数值模拟平台。利用全可压缩数值模拟方法研究了火焰，声场和涡的相互耦合机制。结果表明在不同的火焰结构中，火焰，声场和涡所起的作用不同，振荡过程会出现不同的频率和振幅。在湍流预混火焰中，壁面对中频下的振荡火焰响应特性较小，但对高频下的振荡火焰响应特性很大。在高频振荡的火焰预测方面仍需更为精确的燃烧模型和传热模型。航空发动机的燃烧振荡过程主要又火焰涡团周期性的形成和消失决定。振荡过程受液滴蒸发过程的影响很大，增大液滴粒径会减弱蒸发过程的振荡，进而降低燃烧振荡幅值，但会引起燃烧不完全的问题。本项目发展的高精度数值模拟方法可以准确模拟航空发动机燃烧室内的液体雾化蒸发和燃烧过程，可以直接用于先进航空发动机的研制试验。在机理层面，本项目的研究内容可以为先进航空发动机的研制提供理论基础。