應(yīng)用射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案的高壓渦輪導(dǎo)向器性能分析與研究

鄭海飛，唐 豪

(1.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院適航工程中心，上海201210；2.南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京210016)

1 引言

隨著飛機(jī)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能要求的不斷提高，各國(guó)研究工作者都在尋求突破發(fā)動(dòng)機(jī)研制技術(shù)瓶頸的手段和方法[1-3]。近年來(lái)，旨在提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)推重比、減少污染排放、降低單位推力燃油消耗率、提高效率以及拓寬穩(wěn)定工作范圍的渦輪內(nèi)增燃技術(shù)，越來(lái)越引起各航空大國(guó)的關(guān)注。國(guó)外針對(duì)渦輪內(nèi)增燃技術(shù)開(kāi)展了大量的研究，如Sirignano等[4-6]提出了射流旋流結(jié)構(gòu)方案，Sekar等[7-10]提出了射流渦流結(jié)構(gòu)方案。但縱觀國(guó)外航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪內(nèi)增燃技術(shù)研究領(lǐng)域，缺少應(yīng)用射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案的高壓渦輪導(dǎo)向器性能的研究。為此，本文重點(diǎn)關(guān)注于射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)對(duì)高壓渦輪導(dǎo)向器性能的影響。

本文研究的幾何模型包括高壓渦輪導(dǎo)向器模型(model-V1)和應(yīng)用射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案的高壓渦輪導(dǎo)向器模型(model-V2和model-V3)兩個(gè)大類(lèi)。其中，model-V2、model-V3是為了研究和分析射流渦流方案在高壓渦輪導(dǎo)向器不同位置對(duì)原本渦輪導(dǎo)向器性能的影響而進(jìn)行的細(xì)分。采用基于壓力的隱式穩(wěn)態(tài)求解器模擬渦輪內(nèi)增燃燃燒室的流動(dòng)與燃燒過(guò)程，并在數(shù)值模擬過(guò)程中應(yīng)用尺度適應(yīng)模擬湍流模型(SAS)。研究得出了射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)對(duì)高壓渦輪導(dǎo)向器性能的影響，為渦輪內(nèi)增燃技術(shù)的發(fā)展完善提供了有價(jià)值的參考。

2 導(dǎo)向器耦合駐渦凹腔的幾何模型方案

在渦輪葉片頂部耦合駐渦凹腔，并于凹腔前后壁面分別設(shè)置二次射流孔，即渦輪內(nèi)增燃技術(shù)的射流渦流方案。二次射流的作用是加固燃燒回流區(qū)穩(wěn)定燃燒及強(qiáng)化凹腔內(nèi)燃燒產(chǎn)物與主流燃?xì)獾膿交靃10]。如圖1所示，射流渦流方案中，渦輪內(nèi)增燃燃燒室包括駐渦凹腔(Trapped Vortex Cavity，TVC)、徑向葉片(Radial Vane，RV)和徑向葉片凹槽(Radial Vane Cavity，RVC)三個(gè)結(jié)構(gòu)，所以渦輪增燃技術(shù)的射流渦流方案可以簡(jiǎn)稱為T(mén)IB-TRC方案。

圖1 TIB-TRC方案的基本結(jié)構(gòu)Fig.1 Jet-vortex scheme

圖2為用于研究和分析高壓渦輪導(dǎo)向器內(nèi)應(yīng)用射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案對(duì)原本渦輪導(dǎo)向器性能影響的三種模型的具體結(jié)構(gòu)。圖中，渦輪導(dǎo)向器的葉型采用某型發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)向器的葉型，葉高根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室出口截面高度而定。

圖2 射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案應(yīng)用于高壓渦輪導(dǎo)向器的幾何結(jié)構(gòu)Fig.2 Geometry model for HPT turbine nozzle with the jet-vortex

3 初始條件和數(shù)值模擬方案

對(duì)射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案應(yīng)用于高壓渦輪導(dǎo)向器進(jìn)行數(shù)值模擬研究，表1給出了初始條件和燃油性能參數(shù)。為較真實(shí)地模擬主流通道內(nèi)的燃?xì)馓匦?，首先進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的數(shù)值模擬，得到燃燒室出口截面的溫度分布和燃?xì)饨M分質(zhì)量分?jǐn)?shù)。然后將這些參數(shù)應(yīng)用于三種模型的主流進(jìn)口截面，以提供較為符合實(shí)際情況的高溫高壓主流氣體特性。二次射流為高壓壓氣機(jī)引氣，其溫度范圍700～1 000 K；工質(zhì)為空氣，所以進(jìn)口氣體組分中僅為氧氣。進(jìn)口氣體組分具體參數(shù)值見(jiàn)表2。燃燒室主流進(jìn)口和二次射流進(jìn)口均為質(zhì)量進(jìn)口，出口為壓力出口邊界條件，采用平移周期邊界條件，其余均為壁面。燃油噴嘴使用錐形噴嘴，分布于駐渦凹腔后壁面，且各噴嘴相互獨(dú)立。計(jì)算流體域采用六面體網(wǎng)格劃分，葉片前緣、尾緣及二次射流入射孔處采用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(zhǎng)率為1.2。渦輪內(nèi)增燃燃燒室內(nèi)的流動(dòng)與燃燒過(guò)程采用基于壓力的隱式穩(wěn)態(tài)求解器模擬。梯度差值方案采用基于單元體的最小二乘法插值。壓力項(xiàng)的離散采用標(biāo)準(zhǔn)格式，壓力與速度耦合方程的求解算法為SIMPLEC。動(dòng)量方程、能量方程及湍流方程的離散均采用二階迎風(fēng)格式。數(shù)值模擬過(guò)程中應(yīng)用尺度適應(yīng)模擬湍流模型，以上數(shù)值方法均參考文獻(xiàn)[12]～[14]。壁面函數(shù)為標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，配合適當(dāng)網(wǎng)格，壁面Y+約30，符合數(shù)值模擬要求[11]。

表1 初始條件和燃油性能參數(shù)Table 1 Initial conditions and fuel performance parameters

表2 進(jìn)口氣體組分Table 2 Gas components at inlet

4 結(jié)果與分析

4.1 應(yīng)用射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)高壓渦輪導(dǎo)向器對(duì)流場(chǎng)的影響

圖3 射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案應(yīng)用前后高壓渦輪導(dǎo)向器葉間流場(chǎng)的速度矢量對(duì)比Fig.3 Comparative analysis of flow field velocity vector for turbine nozzle with and without jet-vortex scheme

航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)向器葉間應(yīng)用射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案時(shí)，勢(shì)必對(duì)導(dǎo)向器葉間流場(chǎng)產(chǎn)生影響。圖3展示了主流通道內(nèi)渦輪葉片徑向高度截面(徑向300 mm)處，應(yīng)用射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案前后高壓渦輪導(dǎo)向器葉間流場(chǎng)的速度矢量分布。由圖可看出：導(dǎo)向器尾緣處三種模型的流場(chǎng)形態(tài)相同，均未出現(xiàn)流動(dòng)分離現(xiàn)象，但model-V2和model-V3的速度值較大。這是因?yàn)閙odel-V2和model-V3存在二次射流，相同出口截面積下增加流量會(huì)增大流動(dòng)速度；且這兩種模型均有二次燃油噴入點(diǎn)火燃燒，能量的增加必然導(dǎo)致導(dǎo)向器出口流動(dòng)速度的增加。葉片中間部位，model-V2和model-V3的流場(chǎng)形態(tài)則不同于model-V1的流場(chǎng)形態(tài)。一部分流體被卷吸入model-V2和model-V3的徑向凹腔，在凹腔形成低速區(qū)，造成一定的流動(dòng)損失。這是因?yàn)樵趶较虬记怀隹谔幋嬖诩饨?，促使流體在此急速轉(zhuǎn)向形成瞬間高速，從而造成流動(dòng)損失。另外，無(wú)論是在高壓渦輪導(dǎo)向器頂部還是在底部耦合駐渦凹腔，對(duì)導(dǎo)向器葉間流場(chǎng)形態(tài)、流場(chǎng)中速度矢量大小及流體流動(dòng)轉(zhuǎn)折角均無(wú)明顯影響，維持了原導(dǎo)向器的基本性能。

圖4示出了原高壓渦輪導(dǎo)向器出口截面和應(yīng)用射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案后高壓渦輪導(dǎo)向器出口截面的總平均速度和各分速度。由圖看出：應(yīng)用射流渦流方案與否，對(duì)高壓渦輪導(dǎo)向器出口截面的總平均速度、軸向速度、切向速度的變化和影響較大。model-V1的總平均速度，軸向速度，切向速度分別為575.0 m/s、323.5 m/s和475.5 m/s，而model-V2的約為765.0 m/s、433.0 m/s和 627.0 m/s，model-V3 的約為 770.0 m/s、433.0 m/s和642.0 m/s，均有100.0～200.0 m/s的速度增量。這意味著射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案的應(yīng)用，將有更多的能量進(jìn)入渦輪轉(zhuǎn)子并對(duì)其做功。三種模型的徑向速度值均約為3.5 m/s，這說(shuō)明是否采用射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案，或駐渦凹腔耦合位置在何處，對(duì)導(dǎo)向器出口截面徑向速度分布影響較小，沿葉高方向維持了原導(dǎo)向器的基本流動(dòng)性能。

圖4 高壓渦輪導(dǎo)向器出口速度分量Fig.4 Velocity component at the outlet of turbine nozzle

4.2 溫度場(chǎng)比較及渦輪級(jí)內(nèi)等溫燃燒可行性分析

圖5 射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案應(yīng)用前后高壓渦輪導(dǎo)向器葉間溫度場(chǎng)對(duì)比Fig.5 Comparative analysis of temperature field for turbine nozzle with and without jet-vortex scheme

圖5示出了主流通道內(nèi)渦輪葉片徑向高度截面(徑向300 mm)處，原高壓渦輪導(dǎo)向器葉間和應(yīng)用射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案后高壓渦輪導(dǎo)向器葉間的溫度場(chǎng)分布。由圖可看出，應(yīng)用射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案與否對(duì)溫度場(chǎng)的分布存在較大差異。model-V1中，主流通道內(nèi)渦輪葉片徑向截面處的溫度分布沿葉片展弦方向單調(diào)遞減，且葉片吸力面一側(cè)出現(xiàn)了低溫區(qū)。正常情況下葉片吸力面一側(cè)該區(qū)域內(nèi)存在低壓區(qū)，能量損失在該區(qū)域內(nèi)較為嚴(yán)重。model-V2和model-V3中，徑向凹腔處、渦輪葉片吸力面以及渦輪葉片尾緣出現(xiàn)了高溫區(qū)。這是因?yàn)樯淞鳒u流燃燒結(jié)構(gòu)與渦輪葉片的耦合，額外燃油在駐渦凹腔和主流通道內(nèi)進(jìn)行燃燒的結(jié)果。應(yīng)用射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案后，高壓渦輪導(dǎo)向器葉間平均溫度和出口平均溫度均增加。這也同樣意味著射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案的應(yīng)用，將有更多的能量進(jìn)入渦輪轉(zhuǎn)子并對(duì)其做功。另外，無(wú)論是在高壓渦輪導(dǎo)向器頂部還是在底部耦合駐渦凹腔，對(duì)葉間溫度場(chǎng)的形態(tài)及分布無(wú)較大影響。

圖6為高壓渦輪導(dǎo)向器出口截面，原高壓渦輪導(dǎo)向器葉間和應(yīng)用射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案后，沿渦輪導(dǎo)向器徑向高度方向不同半徑處的溫度分布曲線。由圖可看出，三種模型中，model-V1的出口溫度分布較均勻，這是因?yàn)樵瓬u輪導(dǎo)向器僅執(zhí)行了對(duì)主流燃?xì)鈱?dǎo)流的功能。model-V2和model-V3中，由于額外燃油在駐渦凹腔和主流通道內(nèi)進(jìn)行了燃燒，所以其出口截面的溫度分布比model-V1的高。model-V2和model-V3的出口溫度總體上呈均勻分布，但沿葉片徑向不同半徑處存在溫度波動(dòng)，最大溫差約180 K。

圖6 射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案應(yīng)用前后高壓渦輪導(dǎo)向器出口溫度分布對(duì)比Fig.6 Comparative analysis of outlet temperature distribution for turbine nozzle with and without jet-vortex scheme

傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪導(dǎo)向器出口截面溫度分布為中間低兩端高的態(tài)勢(shì)。高壓渦輪導(dǎo)向器耦合射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案后，渦輪導(dǎo)向器出口溫度分布呈現(xiàn)均勻分布的態(tài)勢(shì)。model-V2和model-V3射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)進(jìn)出口的平均溫升約為400 K，根據(jù)文獻(xiàn)[15]中公布的F101-GE-102發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪做功后溫降約為373 K，可以說(shuō)明高壓渦輪導(dǎo)向器內(nèi)燃燒所得能量能滿足高壓渦輪做功所需，從而實(shí)現(xiàn)整個(gè)渦輪級(jí)內(nèi)的等溫燃燒。

4.3 應(yīng)用射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)高壓渦輪導(dǎo)向器對(duì)壓力場(chǎng)的影響

圖7 射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案應(yīng)用于高壓渦輪導(dǎo)向器葉間壓力場(chǎng)對(duì)比Fig.7 Comparative analysis of pressure field for turbine nozzle with and without jet-vortex scheme

圖7示出了主流通道內(nèi)渦輪葉片徑向高度截面(徑向300 mm)處，原高壓渦輪導(dǎo)向器葉間和應(yīng)用射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案后高壓渦輪導(dǎo)向器葉間的靜壓力場(chǎng)分布。由圖可看出，應(yīng)用射流渦流方案與否，壓力分布不存在較大差別，均是葉片壓力側(cè)出現(xiàn)高壓區(qū)、吸力側(cè)出現(xiàn)低壓區(qū)。不同之處在于，model-V2和model-V3葉片壓力側(cè)的壓力比model-V1的高，model-V2和model-V3葉片吸力側(cè)的低速區(qū)域面積比model-V1的小。這是因?yàn)閙odel-V2和model-V3耦合了射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)，對(duì)主流燃?xì)獾脑俅螄娪腿紵偈筸odel-V2和model-V3射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)內(nèi)壓力升高。另外，無(wú)論是在高壓渦輪導(dǎo)向器頂部還是在底部耦合駐渦凹腔，對(duì)導(dǎo)向器葉間靜壓力場(chǎng)的形態(tài)及分布無(wú)明顯影響。

圖8為渦輪導(dǎo)向器出口截面，原高壓渦輪導(dǎo)向器葉間和應(yīng)用射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案后所研究模型進(jìn)出口總壓損失對(duì)比。由圖可看出，model-V2和model-V3射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)的總壓損失比model-V1的大。這是因?yàn)樵趍odel-V2和model-V3增加了射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)以及駐渦凹腔內(nèi)的二次射流。與model-V1相比，model-V2、model-V3的結(jié)構(gòu)和流動(dòng)均較為復(fù)雜，增加了總壓損失，且值均在6%左右。另外，無(wú)論是在高壓渦輪導(dǎo)向器頂部還是在底部耦合駐渦凹腔，射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)的總壓損失基本相同。

圖8 射流渦流方案應(yīng)用于高壓渦輪導(dǎo)向器總壓損失對(duì)比Fig.8 Comparative analysis of total pressure losses for turbine nozzle with and without jet-vortex scheme

5 結(jié)論

(1)無(wú)論是在高壓渦輪導(dǎo)向器頂部還是在底部耦合駐渦凹腔，對(duì)導(dǎo)向器葉間流場(chǎng)形態(tài)、流體流動(dòng)轉(zhuǎn)折角基本無(wú)較大影響，維持了原高壓渦輪導(dǎo)向器的基本性能；對(duì)導(dǎo)向器葉間靜壓力場(chǎng)的形態(tài)及分布無(wú)較大影響；總壓損失基本相同。

(2)高壓渦輪導(dǎo)向器耦合射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)后，增加了渦輪導(dǎo)向器葉間平均溫度和渦輪導(dǎo)向器出口平均溫度。射流渦流燃燒結(jié)構(gòu)方案的應(yīng)用，將有更多的能量進(jìn)入渦輪轉(zhuǎn)子并對(duì)其做功。