关键词:
燃烧不稳定
加力燃烧室
波动方程
预测模型
遗传算法
摘要:
加力燃烧室是军用航空发动机的重要部件,其运行时由于能量密度高以及声波阻尼能力低,很容易产生热声耦合不稳定燃烧,即振荡燃烧,这对加力燃烧室及发动机的性能与安全都产生非常不利的影响。由于不稳定燃烧的影响因素多、内在机制复杂,准确预测与定量描述加力燃烧室不稳定燃烧状态还很困难。本文通过模型简化及求解波动方程,建立了加力燃烧室不稳定燃烧预测模型,并开展了优化与分析研究,主要工作与取得的成果如下:首先,本文基于GIM(Generalized Combustion Instability Model),从非均匀波动方程出发,以简化的加力燃烧室为研究对象,建立了加力燃烧室不稳定燃烧预测理论模型,并在Simulink中构建了用于预测加力燃烧室不稳定燃烧的计算程序。通过算例与实验验证表明,本文构建的预测程序能够较好的预测简化后的加力室内的燃烧状态,并计算出振荡燃烧时的脉动主频及幅值,预测程序针对主频的计算误差为8.72%。其次,本文通过将平均流效应及稳定器的阻塞效应加入频率求解器模块中对程序进行了优化,优化后的程序对脉动主频的计算误差为2.43%。然后运用优化后的预测程序研究了不同参数对于振荡燃烧的影响。研究发现:当进口马赫数小于0.5时,随着进口马赫数的增大,火焰稳定器后涡脱落频率增大,加力燃烧室内脉动幅值增大;当马赫数大于0.5时,随着进口马赫数的增大,加力燃烧室内脉动幅值减小;随着阻塞比的增大,气流流通面积减小使得火焰稳定器四周的气流速度增大,火焰稳定器后涡脱落频率增大,脉动幅值不断增大;考虑热释放的空间分布可以略微提高模型的精度,但会消耗大量的时间和计算资源。最后,在加力燃烧室不稳定燃烧预测模型基础上,基于遗传算法对抑制加力燃烧室低频振荡及高频振荡的参数范围进行了研究。首先以一阶热声耦合频率虚部的绝对值为适应度函数,通过遗传算法找到振荡燃烧与稳定燃烧之间的临界进口马赫数为0.3777,临界阻塞比为0.3653。然后利用遗传算法对抑制高频振荡进行研究。在抑制低频振荡的进口马赫数和阻塞比取值范围内,以高频振荡的压力脉动幅值为适应度函数进行参数寻优,最终找到在进口马赫数为0.6823,阻塞比为0.1832时高频振荡压力脉动幅值最小,为299.89Pa,对比基准工况下的脉动幅值降低了33.33Pa。