CC BY
59
УДК 544.45
Д. А. Ахмедзянов (д.т.н., проф.)1, О. А. Баулин (к.т.н., доц.)2, А. Е. Кишалов (к.т.н., с.н.с.)1
Верификация процесса горения и оценка полноты сгорания в камерах сгорания авиационных газотурбинных двигателей
1 Уфимский государственный авиационный технический университет, кафедра авиационных двигателей 450000, г. Уфа, ул.К. Маркса, д. 12; тел. (347) 2722215, e-mail: [email protected] 2Уфимский государственный нефтяной технический университет, кафедра технологии нефти и газа 450062, г. Уфа, ул. Космонавтов, 1; тел. (347) 2431836
D. A. Ahmedzanov1, O. A. Baulin2, A. E. Kishalov1
The combustion action verification and estimate of combustion efficiency in aviation gas-turbine engine combustion chambers
1 Ufa State Aviation Technical University 12, K. Marksa Str, 450000, Ufa, Russia; ph. (347) 2722215
2Ufa State Petroleum Technical University 1, Kosmonavtov Str., 450062, Ufa, Russia; ph. (3472) 431836
Показаны результаты верификации моделирования процесса горения и оценки расчетной полноты сгорания, полученной при моделировании. Описана математическая модель и допущения в ней. Приведена методика проведения расчетов процессов горения. Приведены результаты моделирования, выполнен их сравнительный анализ с результатами экспериментов. Оценена погрешность математического моделирования процесса горения по полноте сгорания в моделях с одно- и двухстадийной реакций горения. Сделано заключение о возможности проведения подобных расчетов в программном комплексе АЫЭУЭ СБХ.
Ключевые слова: авиационные двигатели; верификация расчета; математическое моделирование; моделирование процесса горения; полнота сгорания.
Горение в основной и форсажной камерах (ФК) сгорания — наиболее сложный из процессов, протекающих в авиационных газотурбинных двигателях (ГТД). Обычно горение происходит в условиях трехмерного турбулентного двухфазного течения. Одним из современных направлений изучения процессов, протекающих в различных узлах и элементах авиационных двигателей, является их математическое (численное) моделирование. От корректного моделирования процессов горения во многом зависит достоверность прогнозирования характеристик проектируемых изделий.
Дата поступления 02.09.11
Verification results of combustion action simulating and estimate of calculation combustion efficiency that was given by simulating were shown. Mathematical model and its assumption are described. Execution calculations method was shown. Results of simulating are shown; their comparative analyses with results of experiment were executed. Accuracy of combustion action mathematical modeling by combustion efficiency in model with one- and two-stage reactions of combustion was estimated. The inference of conducting similar calculations in the bundled software ANSYS CFX possibility was made.
Key words: mathematical simulation; aviation engines; combustion action simulation; combustion efficiency; verification calculation.
Для практического применения результатов моделирования в программном комплексе для 3D численного термогазодинамического моделирования ANSYS 12.1 CFX необходимо оценить погрешность моделирования — провести верификацию расчета. В связи со сложностью процесса горения, верификация проводится в несколько этапов, на которых сравниваются с экспериментальными различные параметры процесса В работах 2' 3 описываются процессы и результаты моделирования процесса горения, оценивается точность расчета скорости распространения фронта пламени.
В настоящей статье изложены результаты исследования точности расчета полей температур и полноты сгорания при моделировании процесса горения гомогенной смеси паров бензина Б-70 с воздухом в зоне за двумя У-образ-ными стабилизаторами в канале прямоугольного сечения 4.
Исходные данные для моделирования.
Схема расчетной области представлена на рис. 1. Поперечный размер модели 135 мм.
На входе в область — гомогенный поток паров бензина Б-70 (ГОСТ 1012-54) и воздуха, имеющий скорость V-70 м/с; температуру Твх=473 К; коэффициент избытка воздуха сквх=1,4 4. Давление на выходе из области Лшх=Ю1325 Па.
Физико-химические свойства компонентов рабочего тела и продуктов сгорания приняты исходя из рекомендаций литературных источников 5-12,15-17.
¡si
и по
Ч
Плоскость т им с рое полноты сгорания
\
Плоскости jttMеро« температуры
Рис. 1. Схема расчетной области
При моделировании использовались одностадийная и двухстадийная реакции горения.
Одностадийная реакция
Принято, что реакция горения для бензина Б-70 описывается следующим стехиометри-ческим уравнением:
С7 267Н|4796 +Ю.96602 -> -» 7.267С02 + 7.398Н20
(2)
Принято, что порядок реакции для топлива составляет 0.25; для кислорода — 1.5.
Скорость прямой химической реакции определяется по формуле Аррениуса 5:
k = АТре
I Я7')
(3)
где к — коэффициент скорости реакции;
А = 2.6489-10'°
13
— предэкспоненци-
альный фактор; с моль
/3=013 — степенной температурный коэффициент;
Е = 202 кДж/моль 13 — энергия активации;
Я = 8.314 кДж/моль-К — универсальная газовая постоянная.
Стехиометрический коэффициент для реакции горения паров бензина Б-70 (количество воздуха, необходимое для сжигания 1 кг топлива):
10.966-Мг
1
А>=-
0.231 _
ьм.
10.966-31.9988 •
(4)
0.231
102.2
= 14.863
Двухстадийная реакция.
Принято, что двухстадийная реакция горения бензина марки Б-70 описывается следующим стехиометрическим уравнением:
^7.267^14.796 7.33302 —> -» 7.267СО + 7.398Н20
(5)
СО + 0Н2О + 0.502 -> С02 + 0Н2О (6)
Принято, что порядок первой реакции для топлива составляет 0.25; для кислорода — 1.5 (так же, как и для одностадийной реакции). Порядок второй реакции для оксида углерода составляет 1.0; для кислорода — 0.25; для паров воды — 0.5.
Коэффициенты, входящие в уравнение Аррениуса (3) для первой реакции (5) 14:
А = 6.3-10"
см
2.25
. 0.75 >
с • моль
/? = 0 , Е = 125.6 кДж/моль . Для второй реакции (6) 14:
2 25
\14.6 СМ
А = 10'
. 0.75 >
С • моль
/? = 0, Е = 167.5 кДж/моль.
Стехиометрический коэффициент для двухстадийной реакции такой же, как и в одностадийной реакции: ¿„=14.863.
Доля топлива на входе в модель
Исходя из коэффициента избытка воздуха на входе в модель и стехиометрического
коэффициента, массовая доля топлива ^ на
входе в модель:
^ =---=---= 0.04585 (7ч
Ьпа.+\ 14.863-1.4 + 1 к/)
Массовая доля кислорода на входе в модель:
0.231
0.231
+ 1
1
14.863-1.4
= 0.22041 + 1 (8)
2. Расчеты в А^УБ СРХ
На данной модели (рис. 1) построена тет-раэдрическая конечно-элементная сетка со структурированным призматическим слоем вблизи стенок и с загущением в области горения (рис. 2). Суммарное количество элементов: 8 706 999.
Рис. 2. Конечно-элементная сетка
Модель с граничными условиями представлена на рис. 3.
На левой границе модели установлено граничное условие «Вход» с параметрами:
— скорость 70 м/с;
— статическая температура 473 К;
— интенсивность турбулентности 10%;
— массовая доля топлива 0.04585;
— массовая доля кислорода 0.22041.
На правой границе установлено граничное условие «Открытая граница» с параметрами:
— избыточное давление 0 Па;
— температура 473 К.
На боковых границах модели установлено граничное условие «Стенка» без прилипания пограничного слоя.
Рис. 3. Модель с граничными условиями
Модель турбулентности — SST. Модель горения — Finite Rate Chemistry and Eddy Dissipation. Настройки моделей турбулентности и горения выбраны в соответствии с рекомендациями, изложенными в 3. Ссылочное давление в модели 101 325 Па.
К реакции горения паров бензино-воз-душной смеси добавлен не участвующий в реакции компонент N2 (принято, что доля кислорода в воздухе составляет 0.231, соответственно, доля азота 0.769).
Установлены параметры потока в расчетной области на нулевой итерации: температура 1500 К (условие самовоспламенения смеси).
Расчет был остановлен, когда параметры сходимости стали меньше чем 10~4.
3. Результаты расчета, сравнение с экспериментом
Результаты эксперимента 4 представлены в виде полей температур в температурном граничном слое (между стабилизаторами пламени) по высоте модели на расстоянии 10.66 и 110 мм от кромки стабилизаторов (схема полей температур приведена на рис. 4) и полей полноты сгорания по оси симметрии модели между стабилизаторами пламени.
Результаты расчета для одностадийной реакции приведены на рис. 5—11; для двухста-дийной реакции (поля массовых долей оксида углерода и углекислого газа) приведены на рис. 1—13.
Поля температур
Температурный слой смешения Рис. 4. Схема полей температур
Рис. 5. Поля векторов скоростей для одностадийной реакции на плоскости ХОУ в зоне стабилизаторов
Рис. 7. Поля массовых долей кислорода для одностадийной реакции на плоскости ХОУ
Рис. 8. Поля массовых долей топлива для одностадийной реакции на плоскости ХОУ
На рис. 5 приведены векторы скоростей в зоне за стабилизаторами на плоскости симметрии модели. За каждым У-образным стабилизатором расположены два характерных пар-
ных вихря, длиной около двух размеров полки У-образного стабилизатора.
На рис. 6 приведены поля полных температур на плоскости симметрии модели. Факелы пламени постепенно смыкаются, образуя единый фронт.
На рис. 7—9, 11 приведены массовые доли веществ (исходных веществ и продуктов сгорания) для одностадийной реакции.
Рис. 9. Поля массовых долей воды для одностадийной реакции на плоскости ХОУ
Рис. 6. Поля полных температур для одностадийной реакции на плоскости ХОУ
Рис. 10. Изоповерхность температуры 1950 К (фронт пламени) для одностадийной реакции
В расчетах двухстадийной реакции в отличие от расчетов одностадийной реакции добавляется промежуточный продукт сгорания — оксид углерода, который затем окисляется до диоксида углерода (рис. 12—13). Для одностадийной реакции характерно несколько более быстрое смыкание фронтов.
Рис. 11. Поля массовых долей углекислого газа для одностадийной реакции на плоскости ХОУ
СО.Мааэ РгасЬоп Сотой г 1
■ о.ог:
0.02'
0.011
о.он
0.01'
оо« 0.00; ^_
_ п по?
■ 0.002 | с 0-000 *
Рис. 12. Поля массовых долей оксида углерода для двухстадийной реакции на плоскости ХОУ
СО?.Ма55 ГгасЕюп сопЫиг 1
Рис. 13. Поля массовых долей диоксида углерода для двухстадийной реакции на плоскости ХОУ
Сравнение расчетных и экспериментальных данных по полям температур в различных сечениях и полноты сгорания в зависимости от расстояния от кромок стабилизаторов для одностадийной и двухстадийной реакции приведено на рис. 14—15.
По характеру полей температур (рис. 14) можно сделать вывод, что полученные в расчете поля температур несколько «шире» экспериментальных. На расстоянии 10 мм от кромок стабилизаторов экспериментальное поле тем-
ператур достигает температуры 550 К на расстоянии 15 мм (по оси ОУ), в расчете та же температура получена на расстоянии 18 мм. Это говорит о том, что в расчете температурный слой смешения «уже», чем был получен в эксперименте. Расчеты по одно — и двухста-дийным реакциям дают примерно одинаковые результаты.
Расчетные поля температур на различных расстояниях от кромки стабилизаторов качественно совпадают с экспериментальными значениями. Максимальная относительная погрешность поля температур на расстоянии 10 мм от кромки стабилизаторов достигает 17% (=3 мм по оси ОУ); на расстоянии 66 мм
— 27% (=3 мм); на расстоянии 110 мм — 38% (=3.5 мм).
По характеру изменения полноты сгорания по длине выгорания можно сделать аналогичный вывод: расчетная кривая выгорания более крутая, чем в эксперименте. По сравнению с одностадийной реакцией, двухстадий-ная дает более близкие значения к эксперименту. На длине 750 мм (по оси ОХ) расчеты одно
— и двухстадийной реакции дают примерно одинаковое значение полноты сгорания (выходят на полку): 0.93706 и 0.94824 соответственно. Экспериментальное значение полноты сгорания на данной длине составляет 0.94059.
Таким образом, согласно проведенному исследованию, моделирование процесса горения гомогенной бензино-воздушной смеси за двумя У-образными стабилизаторами в АКБУБ 12.1 СБХ показывает качественное, а по ряду параметров и количественное соответствие результатов расчета и экспериментальных данных (по полям температур и по полноте сгора-
Рис. 14. Сравнение рассчитанных полей полных температур в различных сечениях для одно — и двухстадийной реакции с данными эксперимента
Рис. 15. Сравнение расчитанной полноты сгорания для одно — и двухстадийной реакции с данными эксперимента
ния). В дальнейшем следует продолжить верификацию расчетов процесса горения и обратить внимание на корректность моделирования течений в температурных слоях смешения, исследовать погрешность при моделировании испарения топлива.
Литература
1. Кишалов А. Е., Халиуллин Р. С., Харитонов В. Ф./ ВНТК молодых ученых и специалистов «Новые решения и технологии в газотурбиностроении». Сб. тезисов и докладов. Москва, ЦИАМ.-2010.- С.167.
2. Кишалов А. Е., Ахмедзянов Д. А., Шарафутди-нов Д. Х. // Журнал «Молодой ученый», Чита, 2009.- №12.- С.36.
3. Кишалов А. Е., Шарафутдинов Д. Х. // Вестник УГАТУ.- Т.14, №3 (38).- 2010.- С. 131.
4. Раушенбах Б. В., Белый С. А., Беспалов И. В. и др. Физические основы рабочего процесса в камерах сгорания воздушно-реактивных двигателей.- М.: Машиностроение, 1964.- 526 с.
5. Лефевр А. Процессы в камерах сгорания ГТД: пер с англ.- М.: Мир, 1986.- 566 с.
6. Идельчик И. Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям. Под редакцией М. О. Штейн-берга.- 3-е изд.- М.: Машиностроение.-1992.- 672 с.
7. Варгафтик Н. Б., Филиппов Л. П., Тарзиманов А. А. и др. Справочник по теплопроводности жидкостей и газов.- М.: Энергоатомиздат, 1990.- 352 с.
8. Дубовкин Н. Ф., Маланичева В. Г., Массур Ю. П. и др. Справочник: Физико-химические и эк-
сплуатационные свойства реактивных топлив.-М.: Химия, 1985.- 240 с.
9. Аксенов А. Ф. Авиационные топлива, смазочные материалы и специальные жидкости. Транспорт, 1970.- 256 с.
10. Варгафтик Н. Б. Теплофизические свойства некоторых авиационных топлив в жидком и газообразном состоянии / Труды МАИ им. С. Орд-жоникидзеинститута.- Выпуск 132.- М.: ОБО-РОНГИЗ, 1961.- 161 с.
11. Стандарт организации. Методика оценки пожа-ровзрывоопасности систем местных отсосов. СТО Газпром РД 1.2-138-2005. Дата введения 2005-2-11.- 89 с.
12. Новиков О. Н. Химические свойства предельных углеводородов (алканов). Экологическая группа.- Ангарск, 2005.- 9 с.
13. Шейн В. П. Закономерности термоконтактного пиролиза углеводородного сырья: Автореф. ... канд. техн. н.- Уфа: УГНТУ, 2002. - 24 с.
14. Dryer F. L. High-temperature oxidation of CO and CH4. F. L. Dryer, J. Classman. 14-th Symposium on Combustion. The Combustion Institute, Pittsburgh, 1972.- P. 987.
15. Ахметов С. А. Технология глубокой переработки переработки нефти и газа.- Уфа: Гилем, 2002.- 672 с.
16. Товарные продукты, свойства и применение. Справочник. Под редакцией В. М. Школьнико-ва.- 2-е изд.- М.: Химия, 1978.
17. Рахманкулов Д. Л., Долматов Л. В. Товароведения нефтяных продуктов. Т 2. Моторные топлива.- М.: Интер, 2006.- 612 с.
