帶不同凹腔結構渦輪間燃燒室數(shù)值模擬

莫 妲，唐 豪，李 明，鄭海飛

（南京航空航天大學能源與動力學院，南京 210016）

0 引言

現(xiàn)代航空裝備要求燃氣渦輪發(fā)動機具有較高的推重比、推進效率和較寬的工作范圍。提高渦輪前燃氣溫度在理論上可以改善熱力循環(huán)性能，而且渦輪內壓力較高，燃燒效率也就高。增加渦輪間燃燒室（TIB）[1-2]是目前提高燃氣渦輪發(fā)動機性能的常規(guī)手段，但其結構龐大，增加質量，應用起來比較困難；Sirignano、Delplanque和Liu[3-5]進行了在渦輪通道內燃燒或TIB的熱力性能分析，認為渦輪通道內燃燒可以克服渦輪間燃燒室質量增加的局限，但結構應用實施困難；美國空軍研究實驗室利用超緊湊燃燒室尺寸小、質量輕等特點[6]，率先探索了渦輪間燃燒室的性能與結構的相互影響規(guī)律，開展了在渦輪導向器內燃燒的模擬試驗，試驗表明該燃燒結構所具有的燃燒性能非常適用于渦輪內補燃，燃燒效率高達99%。國內關于渦輪內燃燒的研究正在開展，程本林[7]進行了采用渦輪通道內補燃的熱力循環(huán)計算方法提高發(fā)動機性能研究表明，采用TIB方法，單位推力可以明顯增大，發(fā)動機性能得以改善；Thibaud[8]研究了渦輪間燃燒室TIB的葉片結構對發(fā)動機燃燒性能的影響；Greenwood[9]和Jonathan[10]對TIB進行了一系列研究。

本文在Jonathan模型的基礎上，將操作壓力由2.74 kPa改為30.0 kPa。通過改變AC的結構（如垂直AC和傾斜AC），使用UG軟件建模，采用ANSYS ICEM 11.0對其進行結構網(wǎng)格劃分，應用Fluent進行數(shù)值計算，利用Tecplot和Origin等軟件進行了結果處理；并用計算流體動力學（CFD）的方法分析凹腔結構對燃燒室燃燒性能的影響；與文獻[10]的結果進行對比分析壓力對結果的影響。

1 物理模型

渦輪間燃燒室的幾何結構如圖1所示。中心錐體相當于渦輪的輪轂，其上均勻分布著6個導向器葉片，在葉背處開有徑向凹槽（Radial Vane Cavity，RVC），在中心錐體和葉片的上方形成1個環(huán)形空腔，即CC。沿著CC的周向方向平均分布著24個二次氣流入射口和6個燃油入射口。每個葉片與燃油入射口相對，RVC與AC相對。燃油垂直入射，二次氣流入射角為45°。具體結構尺寸參照文獻[10]。

TIB的工作原理是以AC供油切向補氣，在CC內形成周向燃燒流動，改善了摻混效果，延長了燃燒停留時間；燃燒中間產(chǎn)物被帶到RVC內，并以小的當量比繼續(xù)燃燒；隨后，燃燒產(chǎn)物流向主流通道，與主流空氣混合。

通過改變AC的水平壁面與豎直壁面間的夾角及豎直壁面的傾斜方向，分析其對燃燒效果的影響。具體幾何結構變化情況如圖2所示。

2 數(shù)值模擬

2.1 網(wǎng)格

為節(jié)省時間和計算資源，考慮到幾何結構的對稱性，針對1/6，即60°的幾何模型進行數(shù)值模擬。為了保證網(wǎng)格質量，應用ANSYS ICEMCFD軟件對其進行結構化網(wǎng)格劃分，對壁面處進行加密，近壁網(wǎng)格的y+控制在 30～100，并在葉片周圍進行O網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格總數(shù)為86萬，網(wǎng)格劃分情況如圖3所示。

2.2 數(shù)值方法

應用FLUENT軟件對流動及燃燒過程進行數(shù)值模擬。湍流模型采用Realizable k-ε模型，在有分離流存在和帶二次流的復雜流動計算及在對強旋流湍流模型的模擬上具有顯著的優(yōu)越性[15]；輻射模型采用離散坐標，可以考慮不同離散方向和散射對輻射熱交換的影響，從而更合理的估算輻射對燃燒室壁溫和氣流溫度分布的影響[16]；在歐拉框架下求解空氣（連續(xù)相）的N-S方程，在拉格朗日框架下求解油滴（離散相）的軌跡方程，即采用FLUENT軟件中的離散相模型，通過隨機顆粒軌道模型來考慮2相間的相互作用；湍流燃燒模型采用非預混燃燒模型的概率密度函數(shù)（PDF）來描述湍流燃燒過程；污染物考慮了熱力型NO和快速型NO；液態(tài)燃油采用與JP-8+100熱力學特性相同[17]的煤油（C12H23）。航空煤油燃燒過程中考慮了 11 種成分，即 C12H23、CH4、CO、CO2、H2、H2O、H2O（液）、O2、OH、C（固）和 N2。

2.3 邊界條件

主氣流、二次氣流進口為質量進口，出口為壓力出口，采用旋轉周期性邊界條件（圖3）。除壓力不同外，其余工況設置和文獻[10]的一致，油滴初速度30.5 m/s，詳細參數(shù)見表1。燃油入射時的尺寸、流量分配及霧化錐角分布情況見表2。

表1 工況參數(shù)

表2 油滴尺寸、流量分配及霧化錐角分布

3 計算結果與分析

3.1 各截面溫度分布

燃燒室內各截面溫度分布如圖4所示。面x=66.25 mm和x=78.75 mm是通過前后二次氣流入射口的中心截面。從圖4中可見，高溫區(qū)域集中在CC下部和下游主流通道的葉片頂部。燃燒產(chǎn)物與主流氣體的混合情況在葉片兩側截然不同。在葉背一側溫度分布比較均勻，而在葉盆一側的通道底部溫度很低，仍然保持著主流空氣入口的溫度。這是因為，當CC底部燃氣流過葉片后，部分燃氣流入RVC內形成漩渦，加強了燃燒產(chǎn)物與主流的摻混，使葉背一側溫度分布更為均勻。而由于受高速主流空氣的影響，高溫燃氣不能穿透到通道底部，而只能在通道頂部與主流混合。

圖4 內部各截面溫度分布

從圖4中還可見，在整個CC空間內，模型1的燃燒都比較強烈，對燃燒室的溫度分布比較有利，而模型2、3在CC的下半部分區(qū)域的燃燒才比較劇烈。由主流通道各截面的溫度云圖可知，模型1在葉盆一側的溫度分布相對均勻，高溫燃氣與主流氣體混合較好，而模型2的高溫燃氣停留在主流通道頂層，摻混效果不好。說明AC結構對溫度場分布影響較大。

碰撞周期的穩(wěn)定性是由龐加萊映射的線性化矩陣的特征值Dfv,0決定的。若線性化矩陣Dfv,0的全部特征值位于單位圓內，則碰撞振動系統(tǒng)具有穩(wěn)定的n-1運動。若線性化矩陣的特征值有一個不在單位圓上，則系統(tǒng)穩(wěn)定的周期n-1運動將發(fā)生分岔。

3.2 出口截面溫度分布

取截面x=170 mm為出口截面，其溫度分布如圖5所示。從圖中可見，在出口截面都有熱斑出現(xiàn)。溫度沿圓周方向分布不均勻，在右側區(qū)域較低。其中，模型1的低溫區(qū)域沿著葉高方向分布更為均勻，而且左側的高溫區(qū)域面積比較大。模型2、3的低溫區(qū)域集中在出口截面右側的底部，說明主流氣體與高溫燃氣沒有充分混合。其中，模型2的高溫區(qū)域集中在出口截面的頂層，模型3的高溫區(qū)域在截面右側，高溫氣體僅占據(jù)頂層區(qū)域的一部分，其溫度分布比模型2的好些。

出口截面徑向平均溫度分布曲線如圖6所示。橫坐標為徑向平均溫度，縱坐標為無量綱半徑，沿葉高方向變化范圍為0～1。

從圖6中可見，模型1的溫度變化范圍最小，符合燃燒室設計的出口截面溫度分布要求。模型2、3的溫度分布曲線大致相同，溫度變化范圍比較大。所以模型1的出口截面溫度分布比較好。

3.3 燃油顆粒軌跡分布

以停留時間標記的顆粒軌跡追蹤曲線如圖7所示。

從圖7中可見，模型1的燃油顆粒運動軌跡最短，油滴幾乎在CC內全部蒸發(fā)，燃油顆粒停留時間最短，為0.994 ms，模型3的停留時間最長，為6.67 ms，模型2、3的油滴顆粒主要集中在葉盆一側，在葉背一側幾乎沒有，這是因為在葉背一側燃燒劇烈，油滴運動軌跡甚至延伸到出口截面處，使出口截面處HC的含量增加?？梢姡捎脙A斜AC，油滴蒸發(fā)速度變慢。

3.4 排放物含量、總壓損失及燃燒效率的比較

采用3種AC結構TIB模型的排放物、總壓損失和燃燒效率的比較見表3。從表3中可知，TIB的燃燒效率高達99.3%，與美國空軍實驗室的實驗結果相吻合[6]，且總壓損失低于1.10%，也說明了AC結構對燃燒效率和壓力損失的影響較小。模型1未燒完的HC的排放量最小，原因是燃油大部分都在CC和凹槽內燃燒，主流通道中殘留的HC比較少。

表3 排放物、總壓損失及燃燒效率比較

4 計算結果與文獻結果對比分析

文獻 [10]是在操作壓力為274 kPa下得到的結果，將本文計算結果與其對比，可以分析壓力對結果的影響。

4.1 內部截面溫度分布比較

模型1和文獻[10]的燃油入射口截面溫度分布結果對比如圖8所示。

從圖8中可見，文獻[10]的溫度梯度較大，高溫區(qū)域主要集中在CC下部區(qū)域和凹槽內，高溫區(qū)域的平均溫度較高，而本文模型1的CC的整個空間內溫度都比較高，溫度梯度較小。由此可知，增大壓力可以加強CC內的燃燒。

5 結論

通過改變AC的幾何結構，分析組分濃度、溫度場和顆粒軌跡分布，以及排放物含量、總壓損失和燃燒效率等，可以得出以下結論：

（1）渦輪間燃燒室的燃燒效率高達99.3%，壓力損失低于1.10%，說明TIB的燃燒性能好，燃燒穩(wěn)定。

（2）AC結構對燃燒效率和壓力損失的影響較小，而對燃燒室內溫度場分布影響較大。

（3）采用垂直AC結構的TIB，燃油在穩(wěn)焰AC內便開始劇烈燃燒，出口截面溫度分布曲線符合燃燒室設計要求，即對應的渦輪葉片兩端溫度低。

（4）采用垂直AC結構的TIB，HC的排放量最小。

[1]Ryder R C，Brankovic A，Bulzan D L，et al.CFD definition study of interstage burners in turbine engine transition duct[R].ASME 2003-GT-38440.

[2]Chiu Ya-tien.A performance study of a super-cruise engine with isothermal combustion inside the turbine[D].Virginia：Virginia polytechnic institute&state university,2004.

[3]Sirignano W A，Delplanque J P，Liu F.Sected challenges in jet and rocket engine combustion research[R].AIAA-97-2701.

[4]Liu F，Sirignano W A.Turbojet and turbofan engine performance increases through turbine burners[J].Journal of Propulsion and Power，2001，17（3）：695-705.

[5]Sirignano W A，Liu F.Performance increases for gas turbine engines through combustion inside the turbine[J].Journal of Propulsion and Power，1999，15（1）：111-118.

[6]Zelina J，Shouse D T，Neuroth C.High-pressure tests of a high-g,ultra compact combustor[R].AIAA-2005-3779.

[7]程本林，唐豪，徐夏，等.帶TIB的渦扇發(fā)動機性能研究[J].航空發(fā)動機，2010，36（6）：19-22.

[8]Thibaud V M.Numerical investigation of ultra compact combustor models for Turbine Inter-blade Burner(TIB)[D].南京：南京航空航天大學，2011.

[9]Greenwood R T.Numerical analysis and optimization of the ultra compact combustor[D].Arlington，Virginia：Air Force Institute of Technology，2005.

[10] Jonathan A.Numericalinvestigation ofcavity-vane interactionswithin the ultra compactcombustor[D].Arlington，Virginia：Air Force Institute of Technology，2006.

[11]刁永發(fā)，何伯述，許晉源，等.四角燃燒器射流向火側相干結構渦的研究[J].中國電機工程學報，2003，23（3）：150-155.

[12]趙海亮，徐旭常，李彥，等.脈動供燃料燃燒技術及火焰頻率特征[J].燃燒科學與技術，2004，10（5）：459-464.

[13]樊未軍，孫文超.氣脈沖除灰器工作機理研究[J].中國電機工程學報，2002，22（6）：137-141.

[14]樊未軍，孫文超，吳承康.氣脈沖發(fā)生器中火焰?zhèn)鞑ヅc壓力變化的研究 [J].中國電機工程學報，2002，22（7）：140-144.

[15]由長福，祁海鷹，徐旭常，等.采用不同湍流模型及差分格式對四角切向燃燒煤粉鍋爐內冷態(tài)流場的數(shù)值模擬[J].動力工程，2001，21（2）：1128-1131.

[16]徐旭常，周力行.燃燒技術手冊[M].北京：化學工業(yè)出版社，2007：1368-1372.