渦輪轉(zhuǎn)子內(nèi)動態(tài)燃燒模型機理探討

鄭海飛，唐 豪

(1.上海飛機設計研究院適航工程中心，上海201210；2.南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016)

1 引言

長期以來，為提高航空發(fā)動機推重比，減少污染物排放，降低單位推力燃油消耗率，以及拓寬發(fā)動機穩(wěn)定工作范圍[1-3]，經(jīng)常采用的技術手段是提高燃燒室出口溫度和縮短燃燒室長度。但這種技術會縮短燃燒滯留時間，形成不完全燃燒，導致燃燒繼而發(fā)生于渦輪內(nèi)，這與設計的初衷相違背。為了解決這一難題，利用延續(xù)至渦輪內(nèi)的高溫高壓燃氣再次燃燒提高熱力循環(huán)性能，業(yè)界提出了渦輪內(nèi)增燃技術，即在渦輪內(nèi)增加燃燒室，噴油再次燃燒，以提高熱力循環(huán)性能[4-6]。

國外在上世紀末就開始了渦輪內(nèi)增燃技術的研究。Sirignano等[4-6]首先提出了渦輪內(nèi)增燃技術的概念及射流旋流結(jié)構(gòu)方案，即渦輪葉間燃燒室(TIB)。射流旋流方案是利用周向二次射流產(chǎn)生的旋流離心力進行離心燃燒的新技術概念，在穩(wěn)定燃燒的同時提高航空發(fā)動機的推重比。由于離心燃燒的離心加速度與燃燒環(huán)的半徑成反比，在大型燃氣渦輪發(fā)動機上使用TIB技術時，射流旋流方案無法達到預期的性能指標。因此，針對大型燃氣輪機的射流渦流方案應運而生，其應用駐渦凹腔穩(wěn)焰技術——即利用凹腔前后壁面的二次射流在凹腔內(nèi)形成回流區(qū)，從而達到穩(wěn)定燃燒的目的。Sekar等[7-10]首次提出將駐渦凹腔(TVC)燃燒技術應用于TIB技術中，并分別對駐渦凹腔燃燒室、帶葉片的TIB燃燒室以及帶徑向凹槽葉片的TIB燃燒室的燃燒性能進行研究分析。結(jié)果顯示，由于增加了燃油和空氣的質(zhì)量與動量，燃油和空氣能夠在駐渦凹腔內(nèi)充分混合；此外，駐渦凹腔內(nèi)出現(xiàn)了多個燃燒區(qū)域，這將有利于凹腔內(nèi)的空氣和燃油的燃燒中間產(chǎn)物向主流通道內(nèi)的滲透。

但目前針對射流渦流結(jié)構(gòu)的方案，缺乏將射流渦流結(jié)構(gòu)應用于渦輪轉(zhuǎn)子方面的研究。為此，本文建立了三個模型，即原高壓渦輪轉(zhuǎn)子模型和應用射流渦流方案的高壓渦輪轉(zhuǎn)子模型，利用數(shù)值模擬方法，采用尺度適應模擬湍流模型對高壓渦輪轉(zhuǎn)子內(nèi)應用射流渦輪方案進行了仿真研究。

2 應用射流渦流結(jié)構(gòu)的渦輪轉(zhuǎn)子幾何模型

應用射流渦流結(jié)構(gòu)的渦輪轉(zhuǎn)子幾何模型，是在渦輪葉片底部耦合駐渦凹腔，并于凹腔前后壁面分別設置二次氣流射流孔，即渦輪內(nèi)增燃技術的射流渦流方案。二次氣流的作用是加固燃燒回流區(qū)穩(wěn)定燃燒及強化凹腔內(nèi)燃燒產(chǎn)物與主流燃氣的摻混[10]。如圖1所示，射流渦流方案中，渦輪燃燒室包括駐渦凹腔(TVC)、徑向葉片(RV)和徑向葉片凹槽(RVC)三個結(jié)構(gòu)，所以渦輪增燃技術的射流渦流方案可以簡稱為TIB-TRC方案。

本文研究的幾何模型，包括原高壓渦輪轉(zhuǎn)子模型(model-B1)和應用射流渦流方案的高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片有無徑向凹腔的模型(model-B2，model-B3)。圖2中渦輪轉(zhuǎn)子葉型為某發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片葉型，葉片高度由發(fā)動機主燃室出口截面高度而定。

3 初始條件和數(shù)值模擬方案

為準確模擬主流通道內(nèi)的燃氣特性，渦輪轉(zhuǎn)子進口截面的溫度分布采用渦輪導向器出口截面溫度分布。渦輪轉(zhuǎn)子的進氣角度和轉(zhuǎn)速分別為68.5°、1.2×104r/min。渦輪轉(zhuǎn)子進口截面的燃氣氣體質(zhì)量分數(shù)采用渦輪導向器出口截面燃氣氣體質(zhì)量分數(shù)，以提供較為符合實際的高溫高壓主流氣體特性。表1給出了進口氣體組分。

采用基于壓力的隱式穩(wěn)態(tài)求解器模擬渦輪內(nèi)增燃燃燒室內(nèi)的流動與燃燒過程。梯度差值方案采用基于單元體的最小二乘法插值，其適用于六面體網(wǎng)格，與基于節(jié)點的格林-高斯格式具有相同的精度且不會出現(xiàn)偽擴散。壓力項的離散采用標準格式，壓力與速度耦合方程的求解算法為SIMPLEC。動量方程、能量方程及湍流方程的離散均采用二階迎風格式。數(shù)值模擬過程中應用尺度適應模擬湍流模型(SAS)，以上數(shù)值方法均參考文獻[11]～[13]。壁面函數(shù)為標準壁面函數(shù)，配合適當網(wǎng)格，壁面Y+約為30，符合數(shù)值模擬要求[14]。

表1 進口氣體組分Table 1 Gas component at inlet

對計算流體域進行六面體網(wǎng)格劃分。葉片前緣、尾緣及二次流入射孔處采用O型網(wǎng)格劃分[11]。壁面處網(wǎng)格距離為0.1 mm，網(wǎng)格增長率為1.2。邊界條件設置中，燃燒室主流進口和二次流進口均為質(zhì)量進口，出口為壓力出口；周期邊界條件為旋轉(zhuǎn)周期邊界條件，其余均為壁面。表2列出了進出口的流量、溫度、壓力等初始條件參數(shù)和燃油性能參數(shù)。為模擬航空發(fā)動機實際情況，表中二次射流溫度取850 K，是因為來自高壓壓氣機的二次射流引氣的溫度范圍為700～1 000 K。燃油噴嘴為錐形噴嘴，分布于駐渦凹腔后壁面，且各噴嘴相互獨立。

表2 初始條件和燃油性能參數(shù)Table 2 Initial conditions and fuel performance parameters

4 結(jié)果與分析

4.1 動態(tài)燃燒對流場的影響

航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉間應用射流渦流方案，勢必對渦輪轉(zhuǎn)子葉間流場產(chǎn)生影響。圖3為主流通道內(nèi)渦輪轉(zhuǎn)子葉片徑向截面(Radial=300 mm)處，原高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉間和應用射流渦流方案后高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉間流場的相對速度矢量分布。由圖可知，在葉片中間部位，model-B3的相對速度矢量場形態(tài)與model-B1和model-B2的不同。一部分流體被卷吸入model-B3的徑向凹腔后，在凹腔內(nèi)形成低速區(qū)，造成一定的流動損失。這是因為徑向凹腔出口處存在尖角，促使流體在此急速轉(zhuǎn)向形成瞬間高速，進而造成流動損失。比較分析model-B1和mod?el-B2可發(fā)現(xiàn)，無徑向凹腔時，駐渦凹腔的增加與否對渦輪轉(zhuǎn)子葉間的相對速度矢量場形態(tài)影響不大，射流渦流方案的應用只是增加了渦輪轉(zhuǎn)子葉間的氣流速度，以及渦輪轉(zhuǎn)子葉間氣流對渦輪轉(zhuǎn)子做功的能量值。

4.2 溫度場比較及渦輪轉(zhuǎn)子內(nèi)等溫燃燒可行性分析

圖4展示了主流通道內(nèi)渦輪轉(zhuǎn)子葉片徑向截面(Radial=300 mm)處，原高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉間和應用射流渦流方案后，高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉間溫度場分布。由圖可看出，是否采用射流渦流方案溫度場的分布存在較大差異。model-B1中，主流通道內(nèi)渦輪轉(zhuǎn)子葉片進口截面處的平均溫度值較高，且沿主流通道流動方向單調(diào)遞減；出口截面處的溫度分布較均勻，其平均溫度低于進口截面處的平均溫度，這是由于主流燃氣對渦輪轉(zhuǎn)子葉片做功的結(jié)果。model-B2中，主流通道內(nèi)渦輪轉(zhuǎn)子葉片進口截面處的平均溫度略高于出口截面處的平均溫度，且主流通道內(nèi)的溫度分布基本趨于均勻化；在渦輪轉(zhuǎn)子葉片無徑向凹腔的情況下，應用射流渦流方案可實現(xiàn)渦輪內(nèi)的近似等溫燃燒過程。model-B3中，主流通道內(nèi)的溫度分布十分均勻，渦輪轉(zhuǎn)子葉片進出口截面處的平均溫度基本相等；在渦輪轉(zhuǎn)子葉片帶徑向凹腔的情況下，應用射流渦流方案可基本實現(xiàn)渦輪內(nèi)的等溫燃燒過程。這是因為徑向凹腔促進了主流燃氣與駐渦凹腔內(nèi)二次氣流和燃燒中間產(chǎn)物的摻混，使燃燒較為充分，二次噴油燃燒所得能量對渦輪轉(zhuǎn)子葉片做功；在部分能量消耗的前提下，原主流燃氣的溫度較為均勻地分布于主流通道內(nèi)。

表3列出了原渦輪轉(zhuǎn)子葉片和高壓渦輪轉(zhuǎn)子采用射流渦流方案情況下，渦輪轉(zhuǎn)子葉片進出口截面處總溫平均值和溫降值?？煽闯觯瓬u輪轉(zhuǎn)子葉片進出口的溫降值近200 K，這是由于主流燃氣對渦輪轉(zhuǎn)子葉片做功的結(jié)果。應用射流渦流方案后，渦輪轉(zhuǎn)子葉片進出口的溫降值分別為60 K和25 K，基本實現(xiàn)了渦輪內(nèi)等溫燃燒過程。

表3 渦輪轉(zhuǎn)子進出口截面總溫比較Table 3 Comparison between total temperature at inlet and outlet of turbine rotor

4.3 動態(tài)燃燒對壓力場的影響

表4列出了原渦輪轉(zhuǎn)子葉片和高壓渦輪轉(zhuǎn)子采用射流渦流方案情況下，渦輪轉(zhuǎn)子葉片進出口截面總壓平均值和落壓比。從表中可看出，射流渦流方案應用于渦輪轉(zhuǎn)子葉片通道內(nèi)時，高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片的落壓比與原渦輪轉(zhuǎn)子葉片的落壓比基本相等，這說明射流渦流方案的應用不會對原渦輪轉(zhuǎn)子葉片的做功能力和做功效果造成十分明顯的影響。

表4 渦輪轉(zhuǎn)子進出口截面總壓比較Table 4 Comparison between total pressure at inlet and outlet of turbine rotor

圖5為主流通道內(nèi)渦輪轉(zhuǎn)子葉片徑向截面(Ra?dial=300 mm)處，原高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片葉間和應用射流渦流方案后，高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉間的靜壓力場分布。從圖中可看出，是否采用射流渦流方案對靜壓力分布形態(tài)無較大差別，均是渦輪葉片壓力側(cè)為高壓區(qū)，吸力側(cè)為低壓區(qū)。不同之處在于，model-B2和model-B3渦輪葉片通道內(nèi)的靜壓力要高于mod?el-B1渦輪葉片通道內(nèi)的靜壓力，這是因為mod?el-B2和model-B3耦合了射流渦流結(jié)構(gòu)，對主流燃氣的再次噴油燃燒促使了model-B2和model-B3燃燒室內(nèi)壓力升高。對比model-B2和model-B3可發(fā)現(xiàn)：射流渦流方案應用于渦輪轉(zhuǎn)子葉片通道時，無論是否帶徑向凹腔，對渦輪轉(zhuǎn)子葉間靜壓力場的形態(tài)及分布均無較大影響。

5 結(jié)論

(1)是否帶駐渦凹腔對渦輪轉(zhuǎn)子葉間的相對速度矢量場形態(tài)影響不明顯，射流渦流方案的應用只是增加了渦輪轉(zhuǎn)子葉間的氣流速度和渦輪轉(zhuǎn)子葉間氣流對渦輪轉(zhuǎn)子做功的能量值。

(2)渦輪轉(zhuǎn)子內(nèi)應用射流渦流方案，主流通道內(nèi)的溫度分布較均勻(model-B2)和十分均勻(mod?el-B3)，渦輪轉(zhuǎn)子葉片進出口截面處的平均溫度基本相等。帶徑向凹腔的情況下，應用射流渦流方案渦輪轉(zhuǎn)子葉片進出口的溫降值分別為60 K和25 K，基本實現(xiàn)了渦輪內(nèi)等溫燃燒過程，驗證了渦輪內(nèi)增燃技術可實現(xiàn)渦輪內(nèi)等溫燃燒的可行性。

(3)射流渦流方案的應用不會對原渦輪轉(zhuǎn)子葉片的做功能力和做功效果造成影響。此外，射流渦流方案應用于渦輪轉(zhuǎn)子葉片通道時，無論高壓渦輪葉片是否帶徑向凹腔，對渦輪轉(zhuǎn)子葉間靜壓力場的形態(tài)及分布均無較大影響。

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