航空发动机加力燃烧室跨流气冷稳定器流场研究

刘 涛，张孝春，徐兴平，游庆江，李江宁，何小民

（1.中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015；2.南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016）

航空发动机加力燃烧室跨流气冷稳定器流场研究

刘 涛1，张孝春1，徐兴平1，游庆江1，李江宁1，何小民2

（1.中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015；2.南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016）

针对1种航空发动机加力燃烧室用引气冷却的跨流稳定器结构形式，采用标准k-ε湍流模型数值模拟方法，对其流场结构进行了分析和研究，将数值计算结果与封闭风洞中PIV流场测试结果进行了对比。结果表明：跨流气冷稳定器流场结构复杂，呈3维分布，环形稳定器后方的流场结构与普通钝体的类似，带后掠角的径向稳定器后方回流区与环形稳定器回流区互相耦合为整体，与沿环形稳定器展向的回流区形成高度一体的复杂回流区结构，形成稳定的低速区，起到良好的火焰稳定作用。

跨流气冷稳定器；航空发动机；加力燃烧室；PIV测试；回流区；流场

0 引言

加力燃烧室的技术进步与火焰稳定器的发展密切相关。目前，高推重比发动机加力燃烧室进口温度已达到1200 K以上，接近了材料使用温度极限，需要引入冷却气体才能保证火焰稳定器可靠工作。钝体后流动研究已有上百年历史。1911年通过系统研究钝体绕流问题首次提出了“卡门涡街”理论，具有里程碑意义。Gerrard和Coutancean等对尾迹中涡街形成机制进行了理论和试验研究；Taylor利用LDV对圆盘和锥形稳定器的受限流进行了研究，探讨了回流区长度、宽度、速度场、脉动场、回流率等流场特征[2]；Raffoul也利用LDV对2维钝体稳定器近尾迹流进行了测量，得到了速度场、脉动场的分布规律，并与计算结果进行对比[3-4]；张孝春、钱壬章等对中缝稳定器流场进行了理论和试验研究，对稳定器后方漩涡脱落尺度及脱落机理进行了系统研究[5-7]。这些研究都是基于钝体前方来流是均一流场而展开的，缺乏对引气后钝体后方流场形态的研究。

本文针对跨流气冷稳定器引气后流场结构，采用标准κ-ε湍流模型进行数值模拟与封闭风洞中PIV方法进行对比研究。

1 跨流气冷稳定器数值模拟

1.1 跨流气冷稳定器

在涡轮风扇发动机中，加力燃烧室进口分为内、外涵2股气流，经过混合器混合后才能组织燃烧，其后布置火焰稳定器。传统的V型槽稳定器处于内涵或混合后的均一来流条件下，本文研究的跨流气冷稳定器置于内、外涵之间，其模型如图1所示。由于该稳定器置于内、外涵之间，使其有别于传统稳定器的工作方式。通过引气装置将外涵气流引入环形稳定器和径向稳定器内对稳定器形成冷却，同时外涵气流通过稳定器后与内涵气流进行混合，参与燃烧。

图1 跨流气冷稳定器

1.2 湍流模型

描述流动特征的湍流模型较多，主要有零方程模型、单方程模型、双方程模型、双尺度湍流模型、雷诺应力模型、代数应力模型和随机涡模型等。本研究采用工程上普遍采用的双方程模型。

湍流动能定义为

式中：k为湍流动能；ε为湍流动能耗散率；l为湍流尺度；u、v、w 为速度分量。

湍流黏性系数μt定义为

式中:Cμ为常数；ρ为密度。

κ-ε双方程模型则用2个偏微分方程来描述湍流。

湍流动能k的输运方程

式中：σk＝1.0。

湍流动能耗散率ε的输运方程

式中：C1=1.44；C2=1.92；σε=1.3。

1.3 计算模型建立

稳定器所处的流动通道横截面为180 mm×90 mm的矩形通道，计算模型总长458 mm，其中稳定器后长300mm。在网格划分时，在稳定器后100mm处把整个通道划分为2部分，稳定器前段由于结构比较复杂，采用非结构化网格，后段采用结构化网格，且网格较大。中间面为结构化过渡面。整个通道模型如图2所示。由于稳定器流动通道中速度系数较小，按不可压流来处理。稳定器表面和流道外边界设置为固体表面，并用标准的壁面函数进行模拟。

图2 计算通道模型

2 数值计算结果与分析

数值模拟结果表明，跨流气冷稳定器流场结构复杂，在稳定器不同截面位置其流场形态各异。跨流气冷稳定器有着十分独特的流场结构，径向稳定器截面、环形稳定器截面和环形稳定器后方的横截面是研究其流场结构的3个典型截面。3个截面与稳定器的相对关系如图3所示。

图3 稳定器典型截面

跨流气冷稳定器后方典型截面的流场形态如图4～6所示。径向稳定器与环形稳定器组合成一体，在径向稳定器后方形成1个大复合回流区。回流中心在环形稳定器后方偏下位置，回流区体积远远大于普通钝体的体积，回流区内的低速气流为保持火焰稳定提供良好的条件。

图4 环形稳定器后典型流场

从图4中可见，环形稳定器后方流场形态与普通钝体后方流场结构类似，其回流区长度约为稳定器槽宽的2.3倍。

图5 径向稳定器后典型流场

从图5中可见，径向稳定器和主稳定器之间形成1个完整的大回流区，径向稳定器隔板后的流动呈下洗状态，有利于点火环稳和径稳流动的相互掺混。

气冷稳定器结构不对称，上壁为平直壁与来流无夹角，下壁则与普通V型稳定器相同。环形稳定器横截面形状也有变化，特别是径向稳定器的存在，使流场呈现高度的3维分布。环稳横截面的流场如图6所示。从图6中可见，环形稳定器横截面流动形态与普通钝体的差别较大，其尾缘的涡流和漩流明显增强，且流动方向与主气流方向相反。回流区连接了径向稳定器两侧的主稳定器尾流，将这2个区域连成一体，对气冷稳定器的整体火焰稳定起到非常积极的作用。

图6 环形稳定器横截面典型流场

引气冷却稳定器在不同截面如径向稳定器后方、主稳定器后方以及沿主稳定器展向方向上，回流区的形状并不一样，各截面、方向、高度上不同的回流区之间高度耦合，起到良好的火焰稳定作用。

3 PIV流场试验

3.1 试验系统

跨流气冷稳定器流动结构试验在一封闭风洞中进行。试验系统如图7所示。系统包括2套气路，分别模拟稳定器进口的内、外涵流道。内涵流道包括压气机1、调节阀门、孔板、电加温器等，外涵流道包括压气机2、调节阀门、孔板等。系统中2路流量都采用孔板测量，稳定器下游流场采用PIV测量，测量窗口为90mm×90mm。PIV测试系统包括脉冲激光装置、高速相机和示踪粒子发生器。示踪粒子在稳定器上游的内、外涵道中加入。由小压气机将高压气（高于内、外涵流道即可）供入粒子容器底部，出口分2路，分别通往内、外涵道，每一路上都装有调节阀门，用来控制粒子流量。在试验中，内涵流道空气利用电加温器加温至573 K，外涵空气保持常温。

图7 试验系统

3.2 测试位置

图8 PIV测试截面

在4个截面进行流场测量，截面位置如图8所示。第1、2个位置都包括了径向和环形稳定器，第1个位置在稳定器中间截面，第2个位置在径向稳定器出气处；第3、4个位置仅包括环形稳定器，第3个位置环稳不出气，第4个位置在环稳出气处。

3.3 测试结果及分析

引气冷却稳定器4个截面均有明显的回流区，各截面存在1个主回流区。其时均场流场结构如图9所示。从尺度上看，从截面1～4，径向回流区范围变小；轴向，由于PIV视角所限，没有把整个回流区拍出来，但从流线上看，截面2回流区涡心的轴向位置最远，其次是截面1，截面3、4的回流区轴向位置较小。回流区长度与稳定器槽宽之比均大于2，与数值计算结果较为符合。

图9 不同测试截面的时均场

径向稳定器后方存在的下洗流动是引气冷却带有后掠倾角径向稳定器所特有的。沿径向稳定器的流动，可将主稳定器后方的高温燃气流导入径向稳定器后方，扩大了值班火焰区域及稳定边界，提高了稳定范围。

截面2对应于径向稳定器的开槽位置，从槽缝处流出的气流对回流区有一些影响：与截面1相比，缝隙气流使回流区往下游移，同时出流分成上下2路，一路往下游环形稳定器方向流动，这会往下压缩回流区；另一路往主流方向流动，这对回流区有加强作用。但总体而言，这种影响不大，只是截面1的回流区更靠近稳定器。

截面4对应于环形稳定器的开槽位置，与截面3相比，从槽缝处流出的气流破坏了原回流区，形成2个较明显的回流区，在不同的瞬态过程中，2个回流区会合并为一体，但回流区在流出气流的作用下往下游移了一段距离。

4 结论

（1）跨流气冷稳定器依靠环形稳定器和径向稳定器组合的回流区组织燃烧，在较小的燃油流量下，可建立起稳定的点火源，起到值班稳定器作用。

（2）引气冷却稳定器的环形稳定器后方流场形态与普通钝体后方流场结构类似，主回流区长度与稳定器槽宽之比为2.0～2.3。

（3）带后掠角的径向稳定器和主稳定器之间形成1个完整的大回流区，径向稳定器隔板后的流动呈下洗状态。

（4）跨流气冷稳定器在不同截面如径向稳定器后方、主稳定器后方以及沿主稳定器展向方向上，回流区的形状并不一样，各回流区之间高度耦合，相互联系，成为不可分割的整体。

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美国完成多燃料发动机的设计

据美国《无人机网站》2014年3月4日报道，轨道公司宣布成功完成了下一代无人机多燃料推进系统设计。该型发动机将满足因斯图公司所有的军民用无人机客户，项目总价值450万美元。

因斯图公司是波音公司的子公司，也是全世界最大和最有经验的无人系统运营商。目前，轨道公司开始生产原型机的硬件，以支持该推荐系统的地面试验和最终的飞行试验。完成该项目还要经过几轮迭代，之后的发展和验证阶段工作需要因斯图和轨道公司密切合作。

下一代发动机可使用多种燃料（汽油、JP5和JP8），将成为世界范围内性能最先进的小型无人机发动机，使用了当今最小、最轻的发动机控制单元。该发动机计划在2014年年底之前进行飞行试验。

（中航工业动力所 孟令扬）

Study on Flow field of Air Cooled Flameholder for Aeroengine Afterburner

LIU Tao1,ZHANG Xiao-chun1,XU Xing-ping1,YOU Qing-jiang1,LIJiang-ning1,HE Xiao-m in2
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China;2.College of Energy and Power,Nanjing University of Aeronauticsand Astronautics,Nanjing 210016,China）

Aiming at the air cooled flameholder structure of an aeroengine afterburner,the flowfield structure was analyzed by the standard k-εtuebulencemodel,and the resultswere compared between the simulation calculation and the PIV measurement.The results show that the flowfield structure ofair cooled flameholder is complicated,and the flowfield distributeswith 3D structure.Flowfield structures of ring flameholder are similar as recirculation zones of V-gutter.Recirculation zones of radial flameholderwith sweepback are coupled with ring flameholder.Recirculation zones of ring flameholder in spanwise form a huge integrated complex flowfield with recirculation of ring flameholderas low velocity zones,which stabilize the flame.

flameholder;aeroengine;afterburner;PIV measurement;recirculation zone；flowfield

V231.2

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.03.006

2013-03-10 基金项目：航空动力基础研究项目资助

刘涛（1982），男，硕士，工程师，从事航空发动机加力燃烧室设计工作；E-mail:my8487118@outlook.com。

刘涛，张孝春，徐兴平，等.航空发动机加力燃烧室跨流气冷稳定器流场研究[J].航空发动机，2014，40（3）:29-33.LIU Tao,ZHANG Xiaochun,XU Xingping,etal.Study on flowfield of air cooled flameholder for aeroengine afterburner[J].Aeroengine,2014,40（3）：29-33.