带不同凹腔结构涡轮间燃烧室数值模拟

莫 妲，唐 豪，李 明，郑海飞

（南京航空航天大学能源与动力学院，南京 210016）

0 引言

现代航空装备要求燃气涡轮发动机具有较高的推重比、推进效率和较宽的工作范围。提高涡轮前燃气温度在理论上可以改善热力循环性能，而且涡轮内压力较高，燃烧效率也就高。增加涡轮间燃烧室（TIB）[1-2]是目前提高燃气涡轮发动机性能的常规手段，但其结构庞大，增加质量，应用起来比较困难；Sirignano、Delplanque和Liu[3-5]进行了在涡轮通道内燃烧或TIB的热力性能分析，认为涡轮通道内燃烧可以克服涡轮间燃烧室质量增加的局限，但结构应用实施困难；美国空军研究实验室利用超紧凑燃烧室尺寸小、质量轻等特点[6]，率先探索了涡轮间燃烧室的性能与结构的相互影响规律，开展了在涡轮导向器内燃烧的模拟试验，试验表明该燃烧结构所具有的燃烧性能非常适用于涡轮内补燃，燃烧效率高达99%。国内关于涡轮内燃烧的研究正在开展，程本林[7]进行了采用涡轮通道内补燃的热力循环计算方法提高发动机性能研究表明，采用TIB方法，单位推力可以明显增大，发动机性能得以改善；Thibaud[8]研究了涡轮间燃烧室TIB的叶片结构对发动机燃烧性能的影响；Greenwood[9]和Jonathan[10]对TIB进行了一系列研究。

本文在Jonathan模型的基础上，将操作压力由2.74 kPa改为30.0 kPa。通过改变AC的结构（如垂直AC和倾斜AC），使用UG软件建模，采用ANSYS ICEM 11.0对其进行结构网格划分，应用Fluent进行数值计算，利用Tecplot和Origin等软件进行了结果处理；并用计算流体动力学（CFD）的方法分析凹腔结构对燃烧室燃烧性能的影响；与文献[10]的结果进行对比分析压力对结果的影响。

1 物理模型

涡轮间燃烧室的几何结构如图1所示。中心锥体相当于涡轮的轮毂，其上均匀分布着6个导向器叶片，在叶背处开有径向凹槽（Radial Vane Cavity，RVC），在中心锥体和叶片的上方形成1个环形空腔，即CC。沿着CC的周向方向平均分布着24个二次气流入射口和6个燃油入射口。每个叶片与燃油入射口相对，RVC与AC相对。燃油垂直入射，二次气流入射角为45°。具体结构尺寸参照文献[10]。

TIB的工作原理是以AC供油切向补气，在CC内形成周向燃烧流动，改善了掺混效果，延长了燃烧停留时间；燃烧中间产物被带到RVC内，并以小的当量比继续燃烧；随后，燃烧产物流向主流通道，与主流空气混合。

通过改变AC的水平壁面与竖直壁面间的夹角及竖直壁面的倾斜方向，分析其对燃烧效果的影响。具体几何结构变化情况如图2所示。

2 数值模拟

2.1 网格

为节省时间和计算资源，考虑到几何结构的对称性，针对1/6，即60°的几何模型进行数值模拟。为了保证网格质量，应用ANSYS ICEMCFD软件对其进行结构化网格划分，对壁面处进行加密，近壁网格的y+控制在 30～100，并在叶片周围进行O网格划分，网格总数为86万，网格划分情况如图3所示。

2.2 数值方法

应用FLUENT软件对流动及燃烧过程进行数值模拟。湍流模型采用Realizable k-ε模型，在有分离流存在和带二次流的复杂流动计算及在对强旋流湍流模型的模拟上具有显著的优越性[15]；辐射模型采用离散坐标，可以考虑不同离散方向和散射对辐射热交换的影响，从而更合理的估算辐射对燃烧室壁温和气流温度分布的影响[16]；在欧拉框架下求解空气（连续相）的N-S方程，在拉格朗日框架下求解油滴（离散相）的轨迹方程，即采用FLUENT软件中的离散相模型，通过随机颗粒轨道模型来考虑2相间的相互作用；湍流燃烧模型采用非预混燃烧模型的概率密度函数（PDF）来描述湍流燃烧过程；污染物考虑了热力型NO和快速型NO；液态燃油采用与JP-8+100热力学特性相同[17]的煤油（C12H23）。航空煤油燃烧过程中考虑了 11 种成分，即 C12H23、CH4、CO、CO2、H2、H2O、H2O（液）、O2、OH、C（固）和 N2。

2.3 边界条件

主气流、二次气流进口为质量进口，出口为压力出口，采用旋转周期性边界条件（图3）。除压力不同外，其余工况设置和文献[10]的一致，油滴初速度30.5 m/s，详细参数见表1。燃油入射时的尺寸、流量分配及雾化锥角分布情况见表2。

表1 工况参数

表2 油滴尺寸、流量分配及雾化锥角分布

3 计算结果与分析

3.1 各截面温度分布

燃烧室内各截面温度分布如图4所示。面x=66.25 mm和x=78.75 mm是通过前后二次气流入射口的中心截面。从图4中可见，高温区域集中在CC下部和下游主流通道的叶片顶部。燃烧产物与主流气体的混合情况在叶片两侧截然不同。在叶背一侧温度分布比较均匀，而在叶盆一侧的通道底部温度很低，仍然保持着主流空气入口的温度。这是因为，当CC底部燃气流过叶片后，部分燃气流入RVC内形成漩涡，加强了燃烧产物与主流的掺混，使叶背一侧温度分布更为均匀。而由于受高速主流空气的影响，高温燃气不能穿透到通道底部，而只能在通道顶部与主流混合。

图4 内部各截面温度分布

从图4中还可见，在整个CC空间内，模型1的燃烧都比较强烈，对燃烧室的温度分布比较有利，而模型2、3在CC的下半部分区域的燃烧才比较剧烈。由主流通道各截面的温度云图可知，模型1在叶盆一侧的温度分布相对均匀，高温燃气与主流气体混合较好，而模型2的高温燃气停留在主流通道顶层，掺混效果不好。说明AC结构对温度场分布影响较大。

碰撞周期的稳定性是由庞加莱映射的线性化矩阵的特征值Dfv,0决定的。若线性化矩阵Dfv,0的全部特征值位于单位圆内，则碰撞振动系统具有稳定的n-1运动。若线性化矩阵的特征值有一个不在单位圆上，则系统稳定的周期n-1运动将发生分岔。

3.2 出口截面温度分布

取截面x=170 mm为出口截面，其温度分布如图5所示。从图中可见，在出口截面都有热斑出现。温度沿圆周方向分布不均匀，在右侧区域较低。其中，模型1的低温区域沿着叶高方向分布更为均匀，而且左侧的高温区域面积比较大。模型2、3的低温区域集中在出口截面右侧的底部，说明主流气体与高温燃气没有充分混合。其中，模型2的高温区域集中在出口截面的顶层，模型3的高温区域在截面右侧，高温气体仅占据顶层区域的一部分，其温度分布比模型2的好些。

出口截面径向平均温度分布曲线如图6所示。横坐标为径向平均温度，纵坐标为无量纲半径，沿叶高方向变化范围为0～1。

从图6中可见，模型1的温度变化范围最小，符合燃烧室设计的出口截面温度分布要求。模型2、3的温度分布曲线大致相同，温度变化范围比较大。所以模型1的出口截面温度分布比较好。

3.3 燃油颗粒轨迹分布

以停留时间标记的颗粒轨迹追踪曲线如图7所示。

从图7中可见，模型1的燃油颗粒运动轨迹最短，油滴几乎在CC内全部蒸发，燃油颗粒停留时间最短，为0.994 ms，模型3的停留时间最长，为6.67 ms，模型2、3的油滴颗粒主要集中在叶盆一侧，在叶背一侧几乎没有，这是因为在叶背一侧燃烧剧烈，油滴运动轨迹甚至延伸到出口截面处，使出口截面处HC的含量增加。可见，采用倾斜AC，油滴蒸发速度变慢。

3.4 排放物含量、总压损失及燃烧效率的比较

采用3种AC结构TIB模型的排放物、总压损失和燃烧效率的比较见表3。从表3中可知，TIB的燃烧效率高达99.3%，与美国空军实验室的实验结果相吻合[6]，且总压损失低于1.10%，也说明了AC结构对燃烧效率和压力损失的影响较小。模型1未烧完的HC的排放量最小，原因是燃油大部分都在CC和凹槽内燃烧，主流通道中残留的HC比较少。

表3 排放物、总压损失及燃烧效率比较

4 计算结果与文献结果对比分析

文献 [10]是在操作压力为274 kPa下得到的结果，将本文计算结果与其对比，可以分析压力对结果的影响。

4.1 内部截面温度分布比较

模型1和文献[10]的燃油入射口截面温度分布结果对比如图8所示。

从图8中可见，文献[10]的温度梯度较大，高温区域主要集中在CC下部区域和凹槽内，高温区域的平均温度较高，而本文模型1的CC的整个空间内温度都比较高，温度梯度较小。由此可知，增大压力可以加强CC内的燃烧。

5 结论

通过改变AC的几何结构，分析组分浓度、温度场和颗粒轨迹分布，以及排放物含量、总压损失和燃烧效率等，可以得出以下结论：

（1）涡轮间燃烧室的燃烧效率高达99.3%，压力损失低于1.10%，说明TIB的燃烧性能好，燃烧稳定。

（2）AC结构对燃烧效率和压力损失的影响较小，而对燃烧室内温度场分布影响较大。

（3）采用垂直AC结构的TIB，燃油在稳焰AC内便开始剧烈燃烧，出口截面温度分布曲线符合燃烧室设计要求，即对应的涡轮叶片两端温度低。

（4）采用垂直AC结构的TIB，HC的排放量最小。

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