進口氣流角對加力燃燒室流場的影響分析

文清蘭 張琪 舒慶

摘要：為研究低壓渦輪出口氣流角對加力燃燒室流場的影響，采用三維數(shù)值模擬方法，通過調(diào)整低壓渦輪出口氣流角，模擬加力燃燒室在不同氣流角來流條件下的流場差異并開展影響分析。結(jié)果表明，氣流角的增加將導(dǎo)致內(nèi)涵進口的速度不均勻度、流阻損失增大，影響內(nèi)涵燃油與內(nèi)伸徑向穩(wěn)定器的匹配，惡化了內(nèi)涵燃燒條件；隨著進口氣流角增大，整流支板根部吸力面產(chǎn)生流動分離，降低了支板通道的流通能力，使得整流支板出口速度及密流分布沿葉高方向存在較大的不均勻度，增大了內(nèi)涵燃油匹配的難度；內(nèi)伸徑向穩(wěn)定器后回流區(qū)范圍隨著進口氣流角增大而減小，零速線范圍最大相差約0.5個穩(wěn)定器槽寬；同時隨著進口氣流角的增加，加力燃燒室混合器出口熱混合效率提升約2%。

關(guān)鍵詞：加力燃燒室；低壓渦輪；氣流角；整流支板；回流區(qū)；熱混合效率；數(shù)值模擬

中圖分類號：V231.3文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.07.005

渦輪出口氣流的速度方向與加力燃燒室中心線呈一定的角度，在加力燃燒室設(shè)計中稱這個角度為出口氣流扭角，此角度越小越好，一般不超過10°[1]。但為了進一步提高航空發(fā)動機的推重比，低壓渦輪廣泛采用高負荷葉片，為避免低壓渦輪葉片吸力面出現(xiàn)邊界層分離，在設(shè)計時將預(yù)留一定的出口氣流角（有時高達20°）[2]。而整流支板的設(shè)計受發(fā)動機軸向距離及重量（質(zhì)量）的限制，往往不能完全將氣流扭轉(zhuǎn)到加力燃燒室軸線方向。另外隨著渦輪后框架和加力燃燒室一體化設(shè)計[3-4]的發(fā)展，渦輪出口氣流將帶著較大的氣流角，直接進入加力燃燒室。即使排除低壓渦輪出口沿葉高方向的溫度梯度等不均勻流場帶來的影響，氣流偏轉(zhuǎn)角不均勻分布也將導(dǎo)致加力燃燒室進口速度、壓力分布的差異。目前，加力燃燒室穩(wěn)定器和供油系統(tǒng)一般是在進口均勻的基礎(chǔ)上設(shè)計的，而由于速度不均將會使得穩(wěn)定器流場以及穩(wěn)定器后方區(qū)域油氣比與均勻進口不同，對流動和燃燒產(chǎn)生一些不確定的影響[5]。因此氣流角的存在對于加力燃燒室的影響已無法忽略。

秦偉林等[6]開展了凹腔駐渦與支板穩(wěn)焰組合加力燃燒室模型冷態(tài)流場試驗分析了不同進口偏轉(zhuǎn)角、支板穩(wěn)定器的整流效果及出口流場均勻性的影響。吳飛等[7]開展了進氣預(yù)旋角對環(huán)形混合器混合排氣系統(tǒng)的性能影響，得到了預(yù)旋角可提高混合器熱混合效率等結(jié)論。Kozlowski等[8]和Lu等[9]開展了預(yù)旋角對混合排氣系統(tǒng)推力系數(shù)等性能參數(shù)的影響，并得出了氣流角的存在使排氣系統(tǒng)推力系數(shù)降低的結(jié)論。

本文通過數(shù)值模擬方法，開展低壓渦輪出口不同氣流角條件下帶整流支板的加力燃燒室流場仿真，分析進口氣流角對加力燃燒室流場的影響。

1模擬對象與數(shù)值方法

1.1模擬對象

由于整流支板在不同氣流角來流條件下，出口的速度分布有較大的差異。因此本次計算模擬對象為帶整流支板的加力燃燒室，加力燃燒室采用了平行混合器、曲壁式截錐、蒸發(fā)式V形穩(wěn)定器等部件，如圖1所示。計算網(wǎng)格如圖2所示，以低壓渦輪出口截面為內(nèi)涵進口，整流支撐采用“彎曲葉型”整流支板，帶支板的加力燃燒室在周向以60°呈中心對稱，因此在計算中截取了60°的扇形區(qū)域作為研究對象。采用六面體及多面體網(wǎng)格對帶整流支板的加力燃燒室流域進行劃分，并對穩(wěn)定器區(qū)域、穩(wěn)定器蒸發(fā)孔等進行了加密，網(wǎng)格示意如圖3所示。

為了排除網(wǎng)格數(shù)量對加力燃燒室流場仿真計算的影響，對本次計算的模型開展了網(wǎng)格的獨立性的驗證。本文采用1158萬、1445萬、1933萬、3618萬4種網(wǎng)格數(shù)量，計算結(jié)果分析中選取穩(wěn)定器后緣橫截面與模型子午面交線作為對象，對比分析4種網(wǎng)格數(shù)量模型在徑向方向的速度，如圖4所示。從圖4中可以看出，三種網(wǎng)格數(shù)量劃分對流動影響比較小，速度分布大小基本一致，即可認為網(wǎng)格數(shù)量在1933萬以上時，加力燃燒室內(nèi)部流場結(jié)構(gòu)基本不受網(wǎng)格數(shù)量的影響。因此，本文選取1933萬的網(wǎng)格數(shù)量進行流場計算。

1.2數(shù)值方法

本文采用計算流體力學(xué)（CFD）商用軟件，基于壓力的隱式求解器，湍流模型為Realizable k-ε模型[10]，壁面為絕熱邊界條件，標準壁面函數(shù)，壓力—速度耦合基于COUPLED算法，動量方程、湍流動能和湍流耗散率等方程的對流項采用二階迎風(fēng)離散格式。其中Realizable k-ε湍流模型能準確模擬圓射流中剪切層的擴散和帶旋流的流場[7]。

采用DPM模型模擬加力燃燒室燃油霧化、運動和蒸發(fā)，燃油粒徑初始狀態(tài)的分布按Rosin-Rammler分布，燃油粒子離散相與氣相之間的相互作用采用隨機軌道模型進行計算[11]。根據(jù)該型加力燃燒室直射式噴嘴參數(shù)，設(shè)置燃油初始粒徑為22μm。

假設(shè)不同進口氣流角條件下，發(fā)動機全加力狀態(tài)轉(zhuǎn)速及涵道比不變。已知加力燃燒室內(nèi)外涵的質(zhì)量流量、總溫、總壓及組分百分數(shù)。加力燃燒室內(nèi)/外涵進口采用質(zhì)量進口、出口為壓力出口邊界條件。

已知該型發(fā)動機設(shè)計點狀態(tài)整流支板進口及出口氣流角沿葉高方向分布如圖5所示?？梢姎饬髟谡髦О暹M口存在較大的氣流偏轉(zhuǎn)角，平均值約為30°，經(jīng)過整流支板后氣流偏轉(zhuǎn)角明顯減小，但在出口仍存在平均值約15°的氣流偏轉(zhuǎn)。同時在整流支板出口氣流角沿徑向方向存在較大的不均勻度，局部不均勻度可達60%。

為分析不同大小氣流角對該型加力燃燒室流場的影響。參考該型機整流支板進口氣流角范圍，內(nèi)涵進口的流動矢量方向分別按與加力燃燒室軸線夾角θ為15°、20°、25°、30°進行定義，用于模擬進口氣流角的偏轉(zhuǎn)。

2數(shù)值模擬結(jié)果與分析

2.1流場分析

帶整流支板加力燃燒室的流線如圖6和圖7所示，通過對比可看出氣流角沿程的變化情況?？梢娬髦О鍖τ谶M口氣流角有一定的整流作用，進口氣流角θ為15°時，在混合器出口截面，內(nèi)涵氣流基本趨于軸向。氣流角θ為30°時混合器出口的氣流相對軸向仍有一定程度的偏轉(zhuǎn)。總體來看氣流的偏轉(zhuǎn)作用主要影響穩(wěn)定器上游區(qū)域，在穩(wěn)定器后基本趨于軸向。加力燃燒室進口截面（整流支板出口）氣流角見表1，其中θ為低壓渦輪出口氣流角，β為整流支板出口氣流角。

針對上述氣流角的影響范圍，主要以混合器出口內(nèi)涵區(qū)域流場情況進行分析。渦扇發(fā)動機加力燃燒室內(nèi)涵進口最大速度與平均速度的比值，即速度不均勻度系數(shù)，根據(jù)設(shè)計準則要求，一般不大于1.10[1]，表2列出了不同氣流角度加力燃燒室內(nèi)涵進口速度的最大值及不均勻度系數(shù)。隨進口氣流角增加，速度最大值及速度不均勻度系數(shù)增加，速度最大值約增加28%，具體數(shù)據(jù)見表2。

由于加力燃燒室內(nèi)的氣流速度增加，燃油在一定長度的加力燃燒室內(nèi)的停留時間減少，參與化學(xué)反應(yīng)的時間減少，并且當氣流速度過高時將帶走穩(wěn)定器后回流區(qū)內(nèi)的部分熱量，進而降低燃燒的穩(wěn)定性及燃燒效率。同時高速氣流對流阻損失也有較大的影響，氣流速度大，使穩(wěn)定器的流阻損失、氣流在筒體壁面的摩擦損失、加力狀態(tài)的熱阻損失全面增加[1]。

對比不同氣流角下整流支板通道的流場差異，開展加力燃燒室進口速度分布的原因分析。當氣流角θ為15°時，整流支板的葉根及葉尖截面流線圖如圖8和圖9所示，可見葉根及葉尖處流線基本類似，未見流動分離。當氣流角θ為30°時，整流支板根部及尖部截面流線如圖8和圖9所示，在整流支板根部截面，支板吸力面的尾緣產(chǎn)生了較大的分離渦，進而導(dǎo)致支板根部通道流通能力下降；而在整流支板的尖部截面，氣流并未出現(xiàn)流動分離和回流的現(xiàn)象?？梢姎饬鹘铅葹?0°時整流支板的葉根及葉尖流動的差異導(dǎo)致大部分氣流由靠近葉尖的通道流出，進而使得葉尖區(qū)域氣流速度明顯高于葉根區(qū)域。

綜上可知氣流經(jīng)過整流支板后局部流速增加的主要原因為整流支板通道流通能力的差異。

圖10為不同低壓渦輪出口氣流角，整流支板出口截面密流值沿徑向的分布的仿真結(jié)果。其中密流定義為加力燃燒室出口（混合器出口）截面軸向速度分量與密度的乘積。

可見，當氣流角為15°、20°時整流支板出口截面密流在徑向分布梯度較小，在較大區(qū)域內(nèi)密流基本一致。隨著氣流角增大，高密流區(qū)域集中在整流支板出口截面徑向半徑較大的區(qū)域，密流分布在該截面的不均勻度較大，且在支板根部存在負密流值。上述結(jié)果與流場分析相對應(yīng)，即不同氣流角經(jīng)過整流支板產(chǎn)生的流動差異會導(dǎo)致加力燃燒室進口流場分布的差異。

當內(nèi)涵含氧量百分數(shù)、流道環(huán)面面積一定時，加力燃燒室內(nèi)涵燃油分配主要取決于密流值的大小。因此為實現(xiàn)加力燃燒室基于氧分布的燃油匹配，內(nèi)涵燃油噴點布局，在較大進口氣流角進氣條件下應(yīng)考慮整流支板及氣流角對加力燃燒室流場產(chǎn)生的影響，因此氣流角的存在一定程度上提高了加力燃燒室供油匹配的難度。

綜合上述分析低壓渦輪出口氣流角越大，對于加力燃燒室內(nèi)涵區(qū)域的流阻損失、供油匹配、燃燒效率都有不利的影響。

2.2進口氣流角對穩(wěn)定器流場的影響

圖11為不同進口氣流角條件下，內(nèi)伸徑向穩(wěn)定器（處于內(nèi)涵區(qū)域）后回流區(qū)軸向零速線的示意圖，可見不同進口氣流角對于穩(wěn)定器后回流區(qū)大小也有不同。當氣流角θ= 15°時穩(wěn)定器下游回流區(qū)的零速線范圍最大，隨著氣流角增加，穩(wěn)定器后的零速線范圍逐漸縮小。零速線范圍最大相差約0.5個穩(wěn)定器槽寬。

氣流角θ=15°時，即加力燃燒室進口氣流幾乎與加力燃燒室軸線平行時，穩(wěn)定器后的回流區(qū)范圍最大，回流區(qū)越大對于內(nèi)涵區(qū)域的燃燒穩(wěn)定性及燃燒效率也越有利，因此加力燃燒室進口的氣流角越小越好。

2.3總壓損失分析

2.4進口氣流角對供油軌跡的影響

該型加力燃燒室在高空臺及臺架試驗中表現(xiàn)出加力燃燒室分區(qū)供油以內(nèi)涵區(qū)域為主要供油燃燒時，燃燒效率偏低的現(xiàn)象，其中內(nèi)涵區(qū)域余氣系數(shù)約為1.2。

為分析內(nèi)涵供油燃燒效率偏低的原因，開展了氣流角對燃油分布的影響分析。圖13為氣流角θ=15°、θ=30°時的內(nèi)涵區(qū)域燃油軌跡與徑向截面速度場分布示意圖。

對比來看θ=15°時內(nèi)涵燃油與內(nèi)伸徑向穩(wěn)定器位置及穩(wěn)定器后的低速回流區(qū)匹配，此時加力燃燒室進口氣流角非常小，可將此狀態(tài)認為理論狀態(tài)內(nèi)涵燃油的供油軌跡。當氣流角θ=30°時，燃油軌跡逐漸向一側(cè)偏移，偏轉(zhuǎn)至兩個徑向穩(wěn)定器之間。加力燃燒室進口氣流角的存在使得氣流存在切向分速，產(chǎn)生一定的離心力。進而導(dǎo)致未蒸發(fā)的燃油偏離既定位置，降低燃油穿透深度，增加了控制油氣分布的難度[1]。同時θ=30°時，燃油主要經(jīng)過兩個徑向穩(wěn)定器之間的高速區(qū)，燃油在加力燃燒室內(nèi)停留時間縮短，將導(dǎo)致燃燒效率降低。

2.5熱混合效率分析

通過上述公式對加力燃燒室進口截面熱混合效率進行評估，結(jié)果如圖14所示，可見隨著氣流角的增加，混合器后剪切層的摻混強度增強，混合器的射流范圍擴展，使內(nèi)外涵氣流摻混加劇，加力燃燒室進口截面的熱混合效率增加，增加最大幅度為2%。熱混合效率提升意味著外涵溫度提高，內(nèi)涵溫度降低，加力燃燒室進口截面溫度趨于均勻。

3結(jié)論

通過研究，可以得到以下結(jié)論：

（1）加力燃燒室進口氣流角越大，內(nèi)涵區(qū)域的局部流速、速度不均勻度系數(shù)隨之增加。

（2）隨著進口氣流角增大，整流支板根部吸力面產(chǎn)生流動分離，降低支板通道流通能力，使得整流支板出口的速度及密流分布沿葉高方向存在較大的不均勻度。因此內(nèi)涵燃油噴點布局匹配時需考慮上游流場帶來的影響。

（3）隨著氣流角增加，穩(wěn)定器后的零速線范圍逐漸縮小，零速線最大最小相差約0.5個穩(wěn)定器槽寬。

（4）氣流角增大將導(dǎo)致整流支承及加力燃燒室損失增大，加力燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)的差異不大于1%，整流支撐在不同氣流角條件下的總壓恢復(fù)系數(shù)差異約為3%。

（5）隨著氣流角增大，內(nèi)涵燃油軌跡與理論供油狀態(tài)偏離較大，導(dǎo)致內(nèi)涵供油與內(nèi)伸穩(wěn)定器周向不匹配。

（6）氣流角的增大使得加力燃燒室混合器出口截面的熱混合效率增加約2%。

參考文獻

[1]《航空發(fā)動機設(shè)計手冊》總編委會.航空發(fā)動機設(shè)計手冊：第11冊加力燃燒室[M].北京：航空工業(yè)出版社，2000. TotalEditorialBoardofAeroengineDesignManual. Aeroenginedesignmanual：Volume11 Afterburner[M]. Beijing：Aviation Industry Press， 2000. （in Chinese）

[2]雷志軍.進口預(yù)旋條件下渦扇發(fā)動機波瓣射流摻混機理的試驗研究[D].北京：中國科學(xué)院，2010. Lei Zhijun. Experimental study on the mixer with inlet swirl in model turbofan engines[D]. Beijing： Chinese Academy of Sciences，2010.（in Chinese）

[3]張孝春，孫雨超，劉濤.先進加力燃燒室設(shè)計技術(shù)綜述[J].航空發(fā)動機，2014，40（2）：24-30. Zhang Xiaochun， Sun Yuchao， Liu Tao. Summary of advanced afterburner design technology[J].Aeroengine， 2014，40（2）：24-30. （in Chinese）

[4]孫雨超，張志學(xué)，李江寧，等.一體化加力燃燒方案設(shè)計及數(shù)值分析[J].航空科學(xué)技術(shù)，2011，20（4）：71-74. Sun Yuchao， Zhang Zhixue， Li Jiangning，et al. Design and numerical research of integrated rear frame and afterburner[J]. Aeronautical Science & Technology，2011（4）：71-74.（in Chinese）

[5]薛沖.不均勻流場下穩(wěn)定器流動和燃燒性能研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2014. Xue Chong. Investigation on the flow and combustion characteristics of flameholder in nonuniform field[D].Nanjing： Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2014. （in Chinese）

[6]秦偉林，何小民，金義，等.凹腔駐渦與支板穩(wěn)焰組合加力燃燒室模型冷態(tài)流場試驗[J].航空動力學(xué)報，2012，27（6）：1347-1354. Qin Weilin， He Xiaomin， Jin Yi， et al. Experimental investigation on cold flow characteristics of afterburner with cavity/strut hybrid flameholders[J]. Journal of Aerospace Power， 2012，27（6）：1347-1354. （in Chinese）

[7]吳飛，謝翌，邵萬仁，等.進氣預(yù)旋對環(huán)形混合器混合排氣系統(tǒng)氣動熱力性能的影響[J].航空動力學(xué)報，2015，30（4）：901-909. Wu Fei， Xie Yi， Shao Wanren， et al. Effect of inlet preswirl on the aerothermodynamic performance of splitter mixing exhaust system[J]. Journal of Aerospace Power， 2015，30（4）：901-909.（in Chinese）

[8]Kozlowski H，Larkin M. Energy efficient engine-ex-haust mixer model technology report[R]. NASA Contractor Report，NASA-CR-16545，184.

[9]Lu H Y，Ramsay J W，Miller D L. Noise of swirling exhaust jets[J].AIAAJournal，1977，15（5）：642-646.

[10]Shin T H，Liou W W，Shabbir A，et al. A new k-εeddy viscosity model for high Reynolds number turbulent flows model development and validation[J]. Computers Fluids，1995，24（3）：227-238.

[11]徐興平，張孝春，劉寶，等.加力燃燒室三維兩相化學(xué)反應(yīng)流數(shù)值模擬[J].航空發(fā)動機，2009，35（5）：15-18. Xu Xingping， Zhang Xiaochun， Liu Bao， et al. Numerical simulation of 3d and 2-phase chemical reaction flow for afterburner[J].Aeroengine， 2009，35（5）：15-18. （in Chinese）

[12]Frost T H. Practical bypass mixing systems for fan jet aeroengines[J].Aeronautical Quarterly，1966.17（5）：141-160.

[13]劉友宏，謝翌.菊花形混合器混合效率理論計算[J].航空動力學(xué)報，2009，24（4）：740-745. Liu Youhong， Xie Yi. Analytical solution of mixing efficiency of lobed mixer[J]. Journal of Aerospace Power， 2009， 24（4）： 740-745. （in Chinese）

[14]劉友宏，杜力偉.新型熱混合效率公式及其在一體化加力燃燒室中的應(yīng)用[J].推進技術(shù)，2018，39（7）：1515-1522. Liu Youhong， Du Liwei. A new thermal mixing efficiency formula and its application in integrated afterburner[J]. Journal of Propulsion Technology， 2018， 39（7）：1515-1522. （in Chinese）

[15]Xie Y，Liu Y H. A modified thermal mixing effici-ency and its application to lobed mixer nozzle for aeroengines[J]. Heat Transfer Research，2011，42（4）：317-335.

Influence Analysis of Inlet Flow Angle on the Flow Field of Afterburner

Wen Qinglan，Zhang Qi，Shu Qing

AECC Guiyang Engine Design Research Institute，Guiyang 550081，China

Abstract： In order to study the influence of outlet flow angle of low-pressure turbine on afterburner flow field， threedimensional numerical simulation method was used to simulate the flow field difference of afterburner under different flow angle conditions by adjusting outlet flow angle of low pressure turbine， and the influence analysis was carried out. The results show that the increase of the flow angle will lead to the increase of velocity non-uniformity and flow resistance loss at the inner inlet， affect the matching between the inner fuel and the inner radial stabilizer， and worsen the inner combustion conditions. With the increase of inlet air flow angle， the suction surface at the root of the struts generates flow separation， which reduces the flow capacity of the strut passage， makes the velocity and dense flow distribution of the struts have a large degree of unevenness and increase the difficulty of matching the inner fuel. The range backflow area after the internal stabilizer decreases with the increase of inlet flow angle， and the maximum difference of zero-speed line range is about 0.5 stabilizer slot width. At the same time， with the increase of the inlet flow angle， the thermal mixing efficiency at the outlet of the afterburner mixer increases by about 2%.

Key Words： afterburner； low-pressure turbine； flow angle； strut； recirculation zone； thermal mixing efficiency； numerical simulation