La chambre de combustion est l'un des composants principaux d'un moteur d'avion, et les performances aérodynamiques de la chambre de combustion jouent un rôle vital dans les performances du moteur dans son ensemble. Afin de répondre aux exigences techniques de plus en plus strictes imposées par le moteur à la chambre de combustion, le mode d'organisation de la combustion et les caractéristiques d'écoulement à l'intérieur de la chambre sont devenus très complexes. Le processus de décélération et de surpression du diffuseur peut faire face à une séparation d'écoulement sous un gradient de pression défavorable important ; l'air passe par un dispositif de vortex multi-étages pour former une grande structure tourbillonnaire, qui, d'une part, favorise laatomisation et l'évaporation du carburant liquide et forme un mélange fortement pulsatile et instable avec le carburant, et, d'autre part, génère une flamme stationnaire dans la zone de recirculation aérodynamique ; les jets multiples du trou principal de combustion/mélange interagissent avec l'écoulement latéral dans la gaine de flamme pour former une paire de vortex tournant en sens inverse, ce qui a une influence importante sur le mélange turbulent. Sur la base de l'écoulement, des processus physico-chimiques multi-échelles comme l'atomisation et l'évaporation, le mélange, la réaction chimique et l'interaction entre la turbulence et la flamme sont fortement couplés, déterminant ainsi conjointement les caractéristiques aérodynamiques de la chambre de combustion. La modélisation et le calcul précis de ces processus physico-chimiques ont toujours été un sujet de recherche d'actualité tant à l'étranger qu'en Chine.
Les processus de nébulisation, d'évaporation, de mélange et de combustion dans la chambre de combustion se développent et évoluent dans un environnement de flux turbulent, donc le flux est la base pour la simulation des performances aérodynamiques de la chambre de combustion. La caractéristique fondamentale de la turbulence est que les paramètres du flux montrent une pulsation aléatoire due au processus de convection non linéaire. La turbulence contient de nombreuses structures vortex. Les écarts entre différents vortex en termes d'échelles de longueur et de temps sont énormes, et lorsque le nombre de Reynolds augmente, les écarts entre les échelles augmentent rapidement. Selon la proportion des structures vortex turbulentes qui sont directement résolues, la simulation de la turbulence les méthodes sont divisées en simulation numérique directe (DNS), équations de Navier-Stokes moyennées de Reynolds (RANS), simulation aux grandes échelles (LES) et méthodes mixtes de simulation de turbulence. La méthode RANS, largement utilisée dans l'ingénierie, résout le champ moyen turbulent et utilise un modèle pour simuler toutes les informations de pulsation turbulente. Le volume de calcul est faible, mais la précision est mauvaise. Pour les processus à fort tourbillon et à flux instable dans la chambre de combustion, RANS ne peut pas répondre aux exigences du design précis. Pitsch a souligné que la complexité de calcul du LES se situe entre RANS et DNS, et est actuellement utilisée pour les calculs de combustion turbulente dans des espaces non restreints avec des nombres de Reynolds moyens et bas. En raison de l'échelle réduite de la turbulence dans la zone proche de la paroi de la chambre de combustion et du nombre de Reynolds élevé du flux, le nombre de grilles requis pour le calcul LES d'une seule tête de la chambre de combustion seul est de plusieurs centaines de millions à des milliards. Un tel niveau élevé de consommation de ressources de calcul limite l'utilisation généralisée du LES dans les simulations de chambres de combustion.
L'établissement de modèles et de méthodes de calcul à haute précision basés sur les cadres de la Très Grande Simulation des Tourbillons (VLES) et de la Méthode Hybride RANS-LES constitue une tendance importante dans la simulation numérique. La méthode VLES développée par Han et al. résout le problème d'efficacité de calcul faible causé par l'adaptation entre la taille du filtre et la résolution de l'échelle de turbulence dans les LES traditionnelles, et permet une modélisation couplée entre les caractéristiques multi-échelles de la turbulence, les caractéristiques d'évolution transitoire et la résolution de la grille. Le VLES ajuste de manière adaptative le rapport entre la résolution de la turbulence et la modélisation en fonction des caractéristiques en temps réel de l'évolution des structures tourbillonnaires, réduisant ainsi considérablement les coûts de calcul tout en assurant une précision de calcul.
Cependant, comparé aux méthodes LES traditionnelles, la théorie et les caractéristiques des VLES n'ont pas encore été largement étudiées ni utilisées. Cet article présente de manière systématique la théorie de modélisation des VLES et leurs effets d'application dans divers scénarios physiques liés aux chambres de combustion, favorisant l'application à grande échelle des VLES dans le domaine de la simulation des chambres de combustion des moteurs d'avion.
L'influence des méthodes de simulation de la turbulence sur la consommation des ressources de calcul et les modèles est illustrée à la figure 1. Les méthodes RANS, LES et VLES réalisent toutes la simulation d'écoulement par le biais de modélisation de la turbulence. Il convient de noter que la définition claire la plus ancienne du VLES a été donnée par Pope, qui se réfère à "l'échelle de la grille de calcul est trop grossière de sorte que l'énergie cinétique turbulente directement résolue est inférieure à 80 % de l'énergie cinétique turbulente totale". En même temps, la définition du LES donnée par Pope [6] est "la grille de calcul est très fine de sorte que l'énergie cinétique turbulente directement résolue est supérieure à 80 % de l'énergie cinétique turbulente totale". Cependant, il faut noter que le VLES présenté dans cet article est une nouvelle méthode de calcul remodelée et développée à partir de la méthode précédente. Bien que les noms soient identiques, la nouvelle méthode VLES est fondamentalement différente de la méthode VLES définie par Pope. Comme on peut le voir sur la figure, les modes de turbulence traditionnels sont, par ordre de précision de calcul, RANS, URANS, hybride RANS/LES, LES et DNS. Dans le cadre du nouveau modèle, les modes de turbulence sont divisés en RANS, VLES et DNS, par ordre de précision de calcul. Autrement dit, la méthode VLES réalise l'unification de plusieurs modes de turbulence traditionnels, et différents modèles passent progressivement et de manière adaptative selon les caractéristiques locales lors des calculs effectifs.
La chambre de combustion d'un moteur d'avion adopte généralement des formes d'organisation du champ de flux telles que le tourbillon multi-étapes et le tourbillon intense. L'écoulement tourbillonnaire est la forme d'écoulement la plus basique dans la chambre de combustion. Étant donné que le tourbillon prédomine à la fois dans la direction de l'écoulement et dans la direction tangentielle, les pulsations turbulentes du tourbillon présentent une anisotropie plus forte que celle des écoulements traditionnels dans les conduites, les canaux et les jets. Par conséquent, la simulation numérique du tourbillon représente un grand défi pour les méthodes de simulation de la turbulence. Xia et al. ont utilisé la méthode VLES pour calculer l'exemple classique d'écoulement tourbillonnaire intense dans le tube ; Dellenback et al. [14] ont mené des expériences sur le champ de flux de cet exemple et disposent de données expérimentales détaillées. Le nombre de Reynolds de l'écoulement de l'exemple calculé est 1,0 × 105 (basé sur le diamètre du tube circulaire) et le nombre de tourbillon est 1,23. Deux ensembles de maillages structurés sont utilisés pour les calculs. Le nombre total de maillages épars (M1) est d'environ 900 000 et le nombre total de maillages cryptés (M2) est d'environ 5,1 millions. Les résultats des moments statistiques obtenus par calcul sont ensuite comparés avec les résultats expérimentaux pour vérifier la précision des calculs de la méthode VLES.
La comparaison des résultats de calcul de différentes méthodes et des résultats expérimentaux de la distribution radiale de la vitesse moyenne circonférentielle et de la vitesse fluctuante à différentes positions en aval sous un écoulement fortement tourbillonnant est présentée à la figure 4. Dans la figure, les coordonnées horizontales et verticales sont respectivement la distance adimensionnelle et la vitesse adimensionnelle, où D1 est le diamètre du tuyau circulaire d'entrée et Uin est la vitesse moyenne d'entrée. Comme on peut le voir sur la figure, le champ de flux présente un vortex composé typique de Rankin qui se transforme progressivement en un vortex rigide unique. En comparant les résultats des calculs et des expériences, il apparaît que la méthode VLES offre une grande précision dans la prédiction de la vitesse circonférentielle pour les écoulements fortement tourbillonnants, avec une bonne concordance avec les mesures expérimentales. La méthode RANS traditionnelle présente une déviation très importante dans le calcul des écoulements tourbillonnants et ne peut pas prévoir correctement l'évolution spatiale du champ tourbillonnaire et des fluctuations turbulentes. En revanche, la méthode VLES montre une très grande précision dans la prédiction du champ de vitesse moyenne, du champ de vitesse fluctuante et de l'évolution spatiale sous un écoulement complexe fortement tourbillonnant, tout en maintenant une haute précision de calcul même avec une résolution de grille relativement épars. Pour la prédiction de la vitesse moyenne circonférentielle, les résultats de calcul de la méthode VLES sont fondamentalement cohérents à deux niveaux de résolution de grille, dense et épars.
Afin d'étudier la faisabilité de la méthode VLES dans la prédiction des problèmes de combustion turbulente [15-16], un modèle de combustion turbulente basé sur la méthode VLES couplée avec les variétés générées par flammes (FGM) a été développé. L'idée de base est de supposer que la flamme turbulente a localement une structure de flamme laminaire unidimensionnelle, et que la surface de la flamme turbulente est la moyenne ensemble d'une série de surfaces de flammes laminaires. Par conséquent, l'espace à haute dimension des composants peut être mappé vers un motif de flux à faible dimension composé de quelques variables caractéristiques (fraction de mélange, variable de progression de réaction, etc.). Sous réserve de prendre en compte le mécanisme de réaction détaillé, le nombre d'équations de transport à résoudre est considérablement réduit, ce qui diminue significativement le coût de calcul.
Le processus de mise en œuvre spécifique consiste à construire le tableau de données laminaire FGM basé sur la fraction de mélange et les variables de progression de la réaction, à prendre en compte l'interaction entre la combustion turbulente en supposant la méthode de fonction de densité de probabilité pour intégrer le tableau de données laminaire, et ainsi obtenir le tableau de données turbulent. Dans le calcul numérique, les équations de transport de la fraction de mélange, des variables de progression de la réaction et de la variance correspondante sont résolues, et les informations sur le champ de combustion sont obtenues en consultant le tableau de données turbulent.
Le modèle de combustion turbulente basé sur VLES et FGM a été utilisé pour effectuer des calculs numériques sur la flamme de jet turbulent methane/air (Flame D) mesurée par le laboratoire Sandia aux États-Unis, et des comparaisons quantitatives ont été réalisées avec les données expérimentales mesurées. Le matériau carburant de l'exemple de la Flamme D de Sandia (nombre de Reynolds de 22400) est un mélange complet de méthane et d'air avec un rapport volumique de 1:3, la vitesse d'entrée du carburant est d'environ 49,9 m/s, et la vitesse de réveil est d'environ 11,4 m/s. La flamme principale est un mélange de méthane brûlé et d'air, et le matériau de réveil est de l'air pur. Le calcul utilise une grille structurée, et le nombre total de grilles est d'environ 1,9 million.
La distribution de la fraction moyenne de masse des différents composants le long de l'axe est présentée à la figure 5. Les coordonnées horizontales et verticales sur la figure représentent respectivement la distance sans dimension (D2 est le diamètre du tube d'entrée du jet) et la fraction de masse sans dimension. Il ressort de la figure que la prédiction des principaux composants du processus de combustion par la méthode VLES est généralement en bon accord avec les résultats expérimentaux. La distribution dispersée de la température aux différentes positions en aval dans l'espace de fraction de mélange est montrée à la figure 6. On peut voir sur la figure que la tendance de distribution dispersée prédite par la méthode VLES est globalement cohérente avec les résultats expérimentaux, et que seule la valeur extrême calculée de la température est légèrement supérieure à la valeur expérimentale. La distribution de la vorticité instantanée, de la température et de la fonction de contrôle de résolution calculée par VLES est présentée à la figure 7, où la ligne continue est prise comme Zst=0,351. On peut voir sur la figure que la zone du jet central présente de fortes pulsations turbulentes, et que, lorsque le champ de fluide se développe en aval, l'échelle de la structure tourbillonnaire augmente progressivement. Comme on peut le voir sur la figure 7 (b) et (c), dans la plupart des zones de réaction chimique, la fonction de contrôle de résolution est comprise entre 0 et 1, indiquant que la résolution locale de la grille peut capturer la turbulence à grande échelle et simuler uniquement la turbulence à petite échelle via le modèle. À ce moment-là, VLES agit comme un mode de solution approchant une simulation aux grandes échelles. Dans la couche de cisaillement du jet et à l'extérieur de la flamme en aval, la fonction de contrôle de résolution est proche de 1, indiquant que l'échelle de filtre tronquée de la grille de calcul est plus grande que l'échelle de turbulence locale. À ce moment-là, VLES agit comme un mode de solution instable basé sur la moyenne de Reynolds. En résumé, il apparaît que la méthode VLES peut réaliser la transformation de plusieurs modes de résolution de turbulence selon les caractéristiques en temps réel de l'évolution de la structure tourbillonnaire, et peut prédire précisément le processus de combustion instable dans les flammes turbulentes.
La majeure partie du carburant utilisé dans la chambre de combustion d'un moteur d'avion est un carburant liquide. Le carburant liquide entre dans la chambre de combustion et subit des processus deatomisation primaire et secondaire. Il existe de nombreuses difficultés pour simuler le processus complet deatomisation du carburant liquide, y compris la capture de la configuration de l'interface topologique à deux phases gazeuse-liquide, la déformation et la rupture de la colonne liquide, l'évolution de la fragmentation des bandes et filaments liquides en gouttelettes, ainsi que l'interaction entre l'écoulement turbulent et les gouttelettes. Huang Ziwei [19] a développé un modèle de simulation du processus complet deatomisation basé sur la méthode VLES couplée avec la méthode de calcul d'atomisation hybride VOF-DPM, réalisant ainsi une simulation numérique complète du processus d'atomisation du carburant, de la phase liquide continue à la phase de gouttelettes discrètes.
Un modèle de simulation de processus deatomisation nouvellement développé a été utilisé pour effectuer des calculs numériques précis du processus classique d'atomisation de colonnes liquides en écoulement latéral, et une comparaison détaillée a été réalisée avec les résultats expérimentaux publiés dans la littérature [20] et les résultats de calculs par simulation aux grandes échelles [21]. Dans l'exemple de calcul, la phase gazeuse est de l'air avec des vitesses respectives de 77,89 et 110,0 m/s, et la phase liquide est de l'eau avec une vitesse de 8,6 m/s. Les nombres de Weber correspondants sont respectivement 100 et 200. Afin de mieux simuler le processus de rupture secondaire, le modèle de rupture utilise le modèle Kelvin-Helmholtz et Rayleigh-Taylor (KHRT).
Le processus complet de atomisation prédit par VLES sous la condition du nombre de Weber 100 est illustré à la figure 8. Comme on peut le voir sur la figure, une fine couche de colonne liquide se forme dans la zone initiale, puis la colonne liquide se brise en bandes et filaments liquides, et se fragmente en gouttelettes sous l'effet de la force aérodynamique, après quoi les gouttelettes se divisent en gouttelettes plus petites par fragmentation secondaire. La vitesse du jet et la distribution de vorticité transversale calculées par VLES sous la condition du nombre de Weber 100 sont présentées à la figure 9. Comme on peut le voir sur la figure, il existe une zone typique de recirculation à faible vitesse côté abrité de la colonne liquide. On peut observer à partir de la distribution instantanée de vorticité que le côté abrité de la colonne liquide présente une structure vortex intense, et le mouvement turbulent intense dans la zone de recirculation à faible vitesse contribue à la rupture de la feuille de colonne liquide et à la formation des gouttelettes.
Le rapport entre le diamètre initial du jet et la dimension minimale d'écoulement du jet liquide lorsque la colonne liquide commence à se désintégrer pour différents nombres de Weber est illustré à la Figure 10. Dans la figure, di représente la dimension minimale d'écoulement du jet liquide lorsque la colonne liquide commence à se désintégrer, et D3 est le diamètre initial du jet liquide. Il ressort de la figure que les résultats des calculs VLES sont en bon accord avec les résultats expérimentaux, ce qui est meilleur que les résultats des calculs de simulation aux grandes échelles présentés dans la littérature [21].
Pour répondre aux exigences de faibles émissions, les chambres de combustion des avions civils sont généralement conçues avec une combustion pauvre pré-mélangée ou partiellement pré-mélangée. Cependant, la combustion pauvre pré-mélangée présente une stabilité médiocre et est sujette à exciter des modes de combustion oscillatoires couplés thermo-acoustiques, entraînant une instabilité de combustion. L'instabilité de combustion est très destructrice et peut être accompagnée de problèmes tels que le retour amont (flashback) et la déformation solide, ce qui constitue un problème majeur auquel est confrontée la conception des chambres de combustion.
Le calcul numérique de l'instabilité de combustion peut être divisé en deux catégories : méthode de découplage et méthode de couplage direct. La méthode de prédiction d'instabilité de combustion découpée sépare les solutions de combustion instable et acoustique. La combustion instable nécessite un grand nombre d'échantillons de calcul numérique pour construire une fonction descriptive de flamme fiable. Si la méthode de simulation des grandes édemies est utilisée, sa consommation de ressources de calcul est trop importante. La méthode de calcul par couplage direct repose sur la méthode de solution compressible et obtient directement le résultat de l'instabilité de combustion par un calcul instable haute précision, c'est-à-dire que le processus de calcul de couplage entre la combustion instable et l'acoustique sous des conditions de travail données est terminé en une seule fois dans le même cadre de calcul.
Dans l'étude de la simulation numérique de la découplage de l'instabilité de combustion, Huang et al. [27] ont développé un modèle de calcul d'instabilité de combustion basé sur la méthode VLES couplée avec la méthode de calcul de flamme épaissie, et ont réussi à prédire précisément le processus de combustion instable sous excitation acoustique. L'exemple de calcul est une flamme stationnaire d'éthylène/air entièrement pré-mélangée développée par l'Université de Cambridge, avec un rapport d'équivalence de 0.55 et un nombre de Reynolds d'environ 17000. La comparaison entre les résultats du calcul VLES et les résultats expérimentaux des caractéristiques dynamiques de la flamme instable sous excitation acoustique est présentée à la figure 12. Il ressort de la figure que, pendant le processus d'excitation à l'entrée, la flamme roule à la fois aux couches de cisaillement intérieure et extérieure et évolue en un couple de vortex en rotation inverse. Dans ce processus, l'évolution du profil de flamme en forme de champignon continue de se développer avec la variation de l'angle de phase. Les résultats du calcul VLES reproduisent bien les caractéristiques d'évolution de la flamme observées dans l'expérience. La comparaison de l'amplitude et de la différence de phase de la réponse du taux de libération de chaleur sous excitation acoustique de 160 Hz obtenue par différentes méthodes de calcul et mesures expérimentales est montrée à la figure 13. Dans la figure, Q' et Q ͂ sont respectivement la libération de chaleur pulsatile et la libération moyenne de chaleur de la combustion, A est l'amplitude de l'excitation acoustique sinusoïdale, et l'ordonnée de la figure 13 (b) est la différence de phase entre le signal de libération de chaleur transitoire de la combustion sous excitation acoustique et le signal d'excitation de la vitesse d'entrée. Comme on peut le voir sur la figure, la précision des prédictions de la méthode VLES est comparable à la précision de la simulation aux grandes échelles [28], et les deux sont en bon accord avec les valeurs expérimentales. Bien que la méthode RANS instationnaire prédise la tendance de la réponse non linéaire, les résultats quantitatifs calculés s'écartent considérablement des valeurs expérimentales. Pour les résultats de différence de phase (figure 13 (b)), la tendance de la différence de phase prédite par la méthode VLES en fonction de l'amplitude de perturbation est fondamentalement en accord avec les résultats expérimentaux, tandis que les résultats de simulation aux grandes échelles ne prédisent pas bien la tendance susmentionnée.
Actualités à la Une2024-12-31
2024-12-04
2024-12-03
2024-12-05
2024-11-27
2024-11-26
Notre équipe de vente professionnelle attend votre consultation.
EN
AR
BG
HR
CS
DA
NL
FI
FR
DE
EL
HI
IT
JA
KO
NO
PL
PT
RO
RU
ES
SV
TL
IW
LV
LT
SR
SK
SL
UK
VI
ET
HU
TH
TR
AF
MS
GA
IS
