燃烧室与涡轮气动性能全3维联合数值仿真

刘太秋，张宏达，刘日晨，王 鹏，朱 健，万 斌

（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015）

0 引言

航空发动机作为工业皇冠上的明珠，其关键技术之一是高温、高速、高压条件下热端部件（燃烧室和涡轮）的设计研发，其中对热端部件内部气动热力场进行精准辨析一直是制约其设计能力的瓶颈。随着计算流体力学、燃烧学和传热学的快速发展，全3维数值仿真在航空发动机各部件的方案筛选、优化设计、性能评估等方面得到了广泛应用[1]，并发挥了愈加重要的作用[2-4]。然而，由于各部件的3维仿真均是独立进行，无法全面考虑部件间多物理场的耦合作用，同时进、出口边界条件也难以准确模拟整机工作环境，因此各部件在理想边界下达到甚至超过总体指标，但在整机环境下部件间匹配工作可能不理想，甚至导致整机性能不达标。目前，与各部件相对成熟的3维仿真相比，多部件和整机3维仿真相对滞后，仍集中在0维和1维热力循环参数计算。多部件和整机3维仿真能够完整地获取气体从发动机流入至流出的3维演化过程，不需要借助理想假设和经验公式就可以获得各部件在多部件匹配和整机环境下的性能表现，有助于进一步提升部件设计水平；多部件和整机3维仿真也可在数字孪生、虚拟样机等技术中发挥作用，助推数字发动机的发展。

国际上针对多部件和整机3维仿真主要有间接仿真和直接仿真2类方法。间接3维仿真包括分区迭代集成和多维耦合方法。分区迭代集成是一种多物理场弱耦合方法，将多部件的计算域进行分区，各计算域单独进行仿真，在交界面处传递数据进行迭代，Jameson等[5-7]采用该方法完成了对PW6000发动机的间接3维仿真，分析了各部件间的匹配关系；多维耦合方法是对分区迭代集成的完善，基于各部件独立的3维仿真，运用整机低维计算程序、部件匹配程序，应用交界面技术，不断调整各部件边界条件，直至满足整机匹配要求；Turner等[8-10]采用该方法实现了对GE90发动机的间接3维仿真，分析了各部件性能。直接3维仿真将所有部件视为单一控制体，不人为割裂各部件，基于整机的进出口边界条件，使用统一平台完成整机的3维仿真，一站式获取整机内部物理场信息。直接3维仿真处于探索阶段，张剑等[11]基于CFX平台开展了核心机3维仿真，涡轮冷却采用源项法，燃烧过程采用基于单步反应的有限速率/涡耗散模型模化，关注与典型截面下试验数据的对比分析及直接3维仿真的可行性验证。

作为整机直接3维仿真的第1步，本文基于CFX平台，针对燃烧室和涡轮二者间气动性能匹配，开展燃烧室和涡轮部件间的直接3维仿真，分析2大部件相互耦合下物理场演化细节，并与部件单独仿真进行对比分析。

1 仿真模型建立

1.1 物理模型和网格划分

以某核心机为研究对象，针对燃烧室和高压涡轮开展全3维数值仿真。物理模型由环形燃烧室和单级高压涡轮组成，基于热态几何尺寸建模。考虑到模型内几何尺寸跨度大，选择全环燃烧室的单头部、高压涡轮导向叶片4通道和工作叶片单通道作为联合仿真几何模型。

全3维仿真中燃烧室采用ICEM软件进行网格划分，网格形式为四面体非结构网格，在燃烧室头部（旋流器叶片）、扩压器型面、气膜冷却孔等流动参数变化剧烈的区域进行局部加密，同时在近壁面处采用增强的壁面函数进行处理。涡轮采用AutoGrid软件进行结构网格划分，为保证涡轮计算的准确性，在轴向、径向均保持足够的网格节点数目，壁面y+<5。计算域内的网格总数约1700万。

1.2 边界条件和计算方法

选取发动机地面起飞状态作为数值仿真工况点，计算区域入口采用质量流量进口边界条件，出口采用压力出口边界条件，涡轮转子设定物理转速。

在欧拉框架下求解气相的动量方程、能量方程和混合物分数方程，在拉格朗日框架下求解油滴（离散相）的轨迹方程，通过随机颗粒轨道模型来考虑2相间的相互作用，相间采用耦合计算。喷嘴燃油的初始位置、粒径、锥角等参数根据喷雾特性试验结果进行设置，以便进行燃油离散相轨迹和雾化燃烧的计算；根据涡轮冷却设计结果，通过源项法给定冷却喷射的温度、流量和方向，如图1所示。湍流模拟选用适合叶轮机旋转和分离捕捉的k-ωSST模型，组分模拟采用基于详细化学反应的化学热力学建表模型，其方法是通过详细化学反应机理构建化学热力学表，将复杂、多维的化学反应信息映射到几个特征标量中，从而实现降维处理[12-13]。为了得到组分场信息，只需要求解描述化学热力学参数的特征标量方程，而放弃求解所有组分的输运方程。该方法的优势在于将多尺度湍流的计算和多尺度化学反应的计算进行解耦，在考虑详细化学反应的基础上显著降低计算成本[14-15]。

图1 涡轮冷却喷射

2 仿真精度验证

基于本文采用的数理模型，分别对全环燃烧室试验件和高压涡轮试验件进行仿真计算，数值仿真选取的计算状态与试验工况保持一致，包括燃烧室部件试验中进口温度、进口压力、流量和油气比，以及涡轮部件试验中进口温度、进口压力和膨胀比等，试验录取的燃烧室和涡轮主要性能参数与仿真结果的对比情况见表1。通过对比分析，主要性能参数偏差均处于工程可接受范围内，验证了仿真方法的精度。

表1 燃烧室和涡轮仿真精度分析

3 计算结果与分析

3.1 收敛性分析

由于涉及2大部件的联合仿真计算，其求解过程是否稳定、计算结果是否收敛将直接影响到仿真结果的准确性，3维流域求解连续方程、动量方程和能量方程的收敛曲线如图2所示。从图中可见，监测的参数最终均趋于稳定或在一定范围内周期性波动，符合收敛条件。同时，2大部件联合仿真计算的迭代收敛步数与部件单独仿真基本相当，即可实现计算快速收敛。

图2 连续方程、动量方程和能量方程收敛曲线

3.2 物理场分析

中心截面流线分布如图3所示。从图中可见，在火焰筒头部下游主燃区形成了1个较大的中心回流区，同时在火焰筒内外壁与头部转接段的夹角处形成2个角回流区。头部中心回流区是由于旋流器出口的旋流形成的，回流区内速度较低，提高了燃料与空气的混合效率，有利于稳定燃烧并提高燃烧效率。大孔射流起到了截止回流区的作用，同时部分气流受回流区的卷吸作用参与了回流。在燃烧室出口区域涡系消失，涡轮流线光滑平顺，未出现明显的漩涡与分离现象。

图3 中心截面流线分布

中心截面主要无量纲参数分布如图4~6所示。定义无量纲总压为当地压力与燃烧室进口总压的比值，无量纲总温为当地总温与燃烧室出口平均总温的比值。从图中可见，燃烧室火焰筒内总压低于内外2股腔道的总压，在火焰筒头部，由于燃油不断吸热蒸发，蒸发的燃料气体被卷吸进入头部中心回流区，回流区内较低的气流速度为燃烧创造了有利条件，同时存在着不断补充的新鲜空气，大部分燃料在回流区中燃烧，导致燃料快速消耗，温度迅速升高。气流经燃烧室加热升温后进入涡轮加速降压作功。燃烧室区域的气流马赫数均较低，存在明显的不可压效应，高温气流经过涡轮导向器收缩流道后膨胀加速，在其出口处出现局部超声速。综上所述可知，燃烧室与涡轮各流场参数分布趋势合理，符合物理规律。

图4 中心截面无量纲压力分布

图5 中心截面无量纲温度分布

图6 中心截面马赫数分布

涡轮中截面S1流面主要无量纲参数分布如图7~9所示。从图中可见，各参数在流动中均保持连续，涡轮导向器出口处局部超声速，总压呈现逐渐降低趋势。

图7 涡轮S1流面无量纲压力分布

图8 涡轮S1流面无量纲温度分布

3.3 与部件单独仿真结果对比

需要说明的是，在涡轮部件单独仿真计算中，计算网格、湍流模型、冷却源项设置等均与联合仿真的一致，二者的差异有以下2方面：（1）在单独、联合仿真计算中涡轮进口温度边界分别为假定的温度径向分布和燃烧室的出口温度场，如图10所示；（2）在单独、联合仿真计算中工质分别为理想气体和燃烧室的燃烧产物。涡轮S1流面主要无量纲参数分布部件单独仿真和联合仿真计算结果对比如图11~13所示。从图中可见，联合仿真与单独仿真获取的通道内压力、马赫数的流通规律基本一致，而温度场分布表现出差异，由于在单独仿真中忽略了涡轮进口温度的周向不均匀性，导向叶片通道内燃气总温几乎一致，而在联合仿真中涡轮进口温度的周向分布明显不均匀，部分区域存在热斑。

图9 涡轮S1流面马赫数分布

图10 仿真计算中涡轮进口温度边界

图11 涡轮S1流面无量纲压力分布部件单独仿真和联合仿真计算结果对比

图12 涡轮S1流面无量纲温度分布部件单独仿真和联合仿真计算结果对比

图13 涡轮S1流面马赫数分布部件单独仿真和联合仿真计算结果对比

沿流程分布的特征截面（燃烧室进口截面和出口截面、涡轮导向叶片出口截面和工作叶片出口截面）无量纲温度联合仿真结果与部件单独仿真结果的对比如图14所示。从图中可见，与部件单独仿真相比，联合仿真获取的导向叶片和工作叶片出口截面的温度更高，导向叶片出口温度高2.5%，工作叶片出口温度高4.9%，与试验结果更吻合。分析认为，上述差异是由于部件联合仿真和单独仿真中工质气体的物性参数不同而导致的。

图14 特征截面无量纲温度分布

4 结论

（1）通过对燃烧室和涡轮中心截面与S1流面的数值仿真分析，得到流体总温、总压、马赫数等参数的分布细节，各流场参数分布的趋势合理，符合物理规律。

（2）部件联合仿真与单独仿真获取的压力和马赫数的演化规律基本一致，温度场的分布表现出差异，联合仿真捕捉到涡轮叶片通道内部分区域存在热斑，克服了单部件仿真无法准确捕捉热斑的不足，可用于指导气冷叶片的精细化研究。

（3）实现了基于统一平台的燃烧室与涡轮部件间流动燃烧耦合3维数值仿真，并可实现计算快速收敛，为多部件耦合关系下气动性能的匹配和优化设计提供了工程可用的3维分析手段。