莫 妲 ，唐 豪 ，李 明 ，張 超 ，鄭海飛

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽 110015；2.南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院，南京 210016）

二次氣射流角對渦輪葉間燃燒室的影響研究

莫 妲1，唐 豪2，李 明2，張 超2，鄭海飛2

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽 110015；2.南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院，南京 210016）

為研究二次氣射流角對渦輪葉間燃燒室的影響，設(shè)計了3種帶有不同二次氣射流角的渦輪葉間燃燒室模型，利用FLU EN T軟件的Realizable k-ε湍流模型、PD F燃燒模型、D O輻射模型和離散相模型對燃燒室的流動和燃燒進行數(shù)值模擬。結(jié)果表明：渦輪葉間燃燒室具有高效率（99.2%）的特點，增大二次氣射流角可使切向動量分量增加、油滴蒸發(fā)變慢、出口溫度場分布不均勻、總壓損失增加。

渦輪級間燃燒室；超緊湊燃燒；渦輪內(nèi)燃燒；二次氣射流角；燃?xì)鉁u輪發(fā)動機；燃燒性能

0 引言

為滿足高性能燃?xì)廨啓C燃燒室的性能需要，通常采用提高渦輪進口溫度。方法一是增加渦輪級間燃燒室（TIB）[1-2]，即在高、低壓渦輪間設(shè)置燃燒室，但其結(jié)構(gòu)龐大，增加了發(fā)動機質(zhì)量，應(yīng)用起來比較困難；方法二是采用超緊湊式渦輪級間燃燒——渦輪通道內(nèi)燃燒（或稱為渦輪葉間燃燒室）[3-4]，即將燃燒室置于低壓渦輪轉(zhuǎn)子的葉片通道內(nèi)，其燃燒循環(huán)方式被認(rèn)為是定溫燃燒，不改變發(fā)動機長度和增加發(fā)動機質(zhì)量。目前，渦輪葉間燃燒室以其效率高、壓損低、結(jié)構(gòu)緊湊等優(yōu)點頗受國內(nèi)外研究人員關(guān)注。程本林[5]分析了帶TIB的渦扇發(fā)動機，發(fā)現(xiàn)其推力和效率明顯提高，發(fā)動機性能得到了明顯改善；美國空軍實驗室（AFRL）和Zelina[6]分別研究了可用于TIB上的超緊湊燃燒室（UCC），數(shù)值模擬了UCC的流動及燃燒性能；Thibaud[7-8]研究了不同結(jié)構(gòu)形式的徑向槽對TIB燃燒性能的影響，Greenwood[9]用試驗和數(shù)值模擬方法對TIB進行了一系列研究，分析了不同結(jié)構(gòu)的燃燒室對燃燒性能的影響；Anisko[10]則研究了帶有垂直凹腔結(jié)構(gòu)的二次氣射流角、葉片形狀對燃燒性能的影響。Mawid[11]用STAR-CD數(shù)值模擬了ITB的燃燒性能。Thornburg[12-13]研究了UCC燃燒環(huán)頂部結(jié)構(gòu)及葉片形狀對燃燒室性能的影響。

本文基于Anisko試驗結(jié)構(gòu)設(shè)計，采用傾斜凹腔結(jié)構(gòu)（傾斜角60°），并將二次氣射流角由45°改為37°和55°，建立TIB模型，分析其對燃燒室流場和燃燒性能的影響。

2 物理模型和計算方法

2.1 物理結(jié)構(gòu)

采用傾斜凹腔的TIB幾何結(jié)構(gòu)設(shè)計，如圖1所示，規(guī)定葉片帶RVC的一側(cè)為葉背，反之為葉盆。中心錐體相當(dāng)于發(fā)動機軸，并與前、后管組成1個環(huán)形通道，內(nèi)部均勻分布著6個導(dǎo)向器葉片，在葉背處開有徑向凹槽，葉片頂部的環(huán)形蓋和前、后法蘭形成1個環(huán)形空腔，即燃燒環(huán)的氣流通道。沿著環(huán)形蓋周向平均分布著24個二次氣射流孔和6個噴油孔。燃油垂直入射，二次氣射流角為45°。具體結(jié)構(gòu)尺寸參照文獻[10]。將二次氣射流角為 37°、45°、55°的 3 個模型分別命名為模型1～3。

TIB工作過程如下：燃油從噴油孔垂直噴入到燃燒環(huán)氣流通道內(nèi)，二次氣以一定的角度傾斜射入，并在燃燒環(huán)的氣流通道內(nèi)做周向燃燒流動，火焰?zhèn)鞑ニ俣雀?，反?yīng)快，燃燒中間產(chǎn)物被帶到葉片凹槽內(nèi)，并以小的當(dāng)量比繼續(xù)燃燒。隨后，燃燒產(chǎn)物流向主流通道，與主流空氣混合，最后排出通道。

2.2 物理模型

由于TIB結(jié)構(gòu)具有軸對稱性，本文只針對1/6的幾何模型進行數(shù)值模擬。為了保證網(wǎng)格質(zhì)量和計算結(jié)果的準(zhǔn)確性，采用ANSYS ICEMCFD軟件對TIB的計算域進行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，并在葉片周圍進行O網(wǎng)格劃分，對壁面處進行相應(yīng)加密，最后得到的網(wǎng)格總數(shù)為86萬，網(wǎng)格劃分情況如圖2所示。

2.3 數(shù)值方法

應(yīng)用商業(yè)軟件FLUENT對TIB的流動及燃燒過程進行數(shù)值模擬。本文在歐拉框架下求解空氣（連續(xù)相）的Navier-Stokes方程，在拉格朗日框架下求解油滴（離散相）的軌跡方程，即采用FLUENT軟件中的離散相模型（DPM），通過隨機顆粒軌道模型來考慮2相間的相互作用，相間采用耦合計算。使用分離隱式穩(wěn)態(tài)求解器，采用PRESTO格式離散壓力項，應(yīng)用SIMPLEC算法處理壓力-速度耦合項。湍流模型采用Realizable模型，在處理旋轉(zhuǎn)剪切流和發(fā)動機燃燒室的數(shù)值計算時，其結(jié)果與試驗值[14-15]比較接近，近壁面處采用非平衡壁面函數(shù)；輻射模型采用離散坐標(biāo)。

湍流燃燒模型采用非預(yù)混燃燒模型的概率密度函數(shù)（PDF）來描述湍流燃燒過程，非常適合湍流擴散火焰和類似過程的模擬，可計算發(fā)動機的燃燒問題。污染物考慮了熱力型NO和快速型NO[16]。液態(tài)燃油采用煤油（C12H23），在航空煤油燃燒過程中考慮了C12H23、CH4、CO、CO2、H2、H2O、H2O（液）、O2、OH、C（固）和N2等11種成分。

2.4 邊界條件

主氣流、二次氣流進口采用質(zhì)量進口，出口為壓力出口，并設(shè)有旋轉(zhuǎn)周期性邊界條件（圖2）。工況設(shè)置和文獻[10]的LMLP（低流量、低壓力）工況一致，油滴直徑為55μm，初速度為30.5m/s。其他參數(shù)見表1。

表1 工況參數(shù)

為保證計算結(jié)果更準(zhǔn)確，應(yīng)考慮對流換熱和輻射換熱。壁面邊界條件見表2。其中：ε為輻射率；?為對流換熱系數(shù)，W/m2K；TS為壁面溫度，K；T∞為流體溫度，K。

表2 壁面邊界條件

3 計算結(jié)果與分析

按照上述物理模型、計算方法和邊界條件，得到燃燒室的速度場、離散相質(zhì)量分?jǐn)?shù)和溫度場分布情況及其他結(jié)果。規(guī)定葉片尾緣下游20mm處，即x=170截面為燃燒室出口。

3.1 速度場分布

x=66.25（通過燃燒室上游二次氣射流孔的中心截面）的切向速度分布如圖3所示。從圖中可見，3個模型的燃燒環(huán)氣流通道內(nèi)的最大切向速度為50m/s，方向向右（規(guī)定向左為正），軸向凹腔內(nèi)的速度方向有正（如 10m/s）、有負(fù)（如 -10m/s），說明氣流在凹腔內(nèi)的流動形成了漩渦，可以穩(wěn)定火焰，當(dāng)二次氣流運動到RVC后，做10m/s的漩渦運動，促進了高溫燃?xì)馀c主流混合。主流通道內(nèi)的切向速度為0m/s，這是因為主流速度較快，高溫燃?xì)夂茈y穿透其內(nèi)。對比發(fā)現(xiàn)：模型3在燃燒環(huán)氣流通道內(nèi)切向速度為50m/s的區(qū)域面積最大，其次為模型2和模型1的。這是由于二次氣射流角越大，燃燒環(huán)氣流通道內(nèi)的切向動量分量越大，混合氣周向流動越劇烈。

3.2 離散相質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布

油滴運動軌跡、噴油孔截面油滴質(zhì)量分?jǐn)?shù)（DPM Consentration）分布及其蒸發(fā)速率（DPM Evaporation）分布如圖4所示。從圖4中可見，隨著二次氣射流角的增大，油滴蒸發(fā)的位置逐漸向燃燒環(huán)氣流通道的中部移動（如模型3），油滴質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布形狀與油滴運動軌跡類似，即隨著二次氣流向葉背處。油滴顆粒在3個模型內(nèi)的停留時間依次為2.94、3.07、4.21ms。說明隨著二次氣射流角的增大，油滴顆粒的停留時間越來越長，油滴蒸發(fā)得越來越慢。

3.3 溫度分布

由于葉背處存在RVC，燃燒物與主流氣體的混合情況在葉片兩側(cè)截然不同，當(dāng)燃燒環(huán)底部燃?xì)饬鬟^葉片后，部分燃?xì)饬魅隦VC內(nèi)，形成漩渦，燃燒物與主流摻混較強，使葉背一側(cè)溫度分布均勻，而主流流速很快，葉盆側(cè)的高溫燃?xì)庵荒茉陧敳颗c主流混合，很難穿透到主流通道底部。

x=66.25截面溫度分布如圖5所示。從圖中可見，隨著二次氣射流角的增大，燃燒環(huán)氣流通道內(nèi)溫度梯度逐漸增大，高溫區(qū)逐漸向底層移動。這是由于二次氣射流角越小，徑向動量分量越大，促進了徑向的火焰?zhèn)鞑?，因此模?溫度分布比較均勻?？傮w說明，二次氣射流角對溫度場分布影響較大。

3個模型的出口截面溫度分布如圖6所示。從圖中可見，模型1的出口截面溫度分布與模型2的類似，即葉背一側(cè)溫度高于葉盆一側(cè)，而模型3的高溫區(qū)停留在出口截面頂層且偏葉盆一側(cè)，經(jīng)對比，模型1的熱斑出現(xiàn)在中部，而模型2的在頂層。產(chǎn)生以上現(xiàn)象的原因是二次氣射流角越大，徑向動量分量越小，高溫燃?xì)馀c主流氣體混合越弱，停留在主流通道頂層的高溫燃?xì)庠蕉唷?/p>

燃燒室出口截面徑向平均溫度隨葉片無量綱高度變化的分布曲線如圖7所示。從圖中可見，模型1和2的出口溫度分布曲線比較符合燃燒室設(shè)計要求，即葉片兩端溫度高，中間溫度低，而模型3溫度分布曲線不理想。對比模型1和2可以發(fā)現(xiàn)，二次氣射流角為45°時，出口平面的溫度范圍小，最高溫度在葉高的50%處，而模型1的最高溫度在葉高的70%處，航空發(fā)動機燃燒室出口最高溫度要求在葉高的2/3處，所以模型1的出口截面溫度分布最理想。

3.4 污染物排放量與總壓損失和燃燒效率的比較

燃燒效率高、壓力損失小、污染少是燃燒室設(shè)計時應(yīng)考慮的重點，燃燒室總壓損失對發(fā)動機的單位油耗有直接影響。3種模型的污染物排放量、總壓損失及燃燒效率的比較見表3。表中污染物排放數(shù)量表示在每百萬的排放物顆粒中含有的此污染物顆粒數(shù)。由此可見，3個模型的燃燒效率都為99.2%，說明二次氣射流角對燃燒效率影響小，TIB燃燒性能穩(wěn)定。隨著二次氣射流角的增大，總壓損失增加；比較其他參數(shù)，模型2只有在HC排放量上最有優(yōu)勢，模型1的

NOx排放量最小。

表3 排放物、總壓損失和燃燒效率比較

4 結(jié)論

通過對3個模型的速度場、油滴分布、溫度場、污染物排放、總壓損失、燃燒效率比較發(fā)現(xiàn)，二次氣射流角對渦輪葉間燃燒室性能有很大影響。

（1）無論二次氣射流角如何，渦輪葉間燃燒室燃燒性能穩(wěn)定，并保持高燃燒效率（99.2%）。

（2）增大二次氣射流角使燃燒環(huán)氣流通道內(nèi)切向動量分量增加，油滴蒸發(fā)變慢，溫度梯度增大，總壓損失增加。

（3）減小二次氣射流角，出口溫度分布更加均勻，溫度分布曲線更加理想，NOx排放更少。

[1]Ryder R C,Brankovic A,Bulzan D L,et al.CFD definition study of interstage burners in turbine engine transition duct[R].ASME 2003-GT-38440.

[2]Chiu Y T.A performance study of a super-cruise engine with isothermal combustion inside the turbine[D].Virginia:Virginia polytechnic institute&state university,2004.

[3]Isvoranu Dragos D,Cizmas Paul G A.Numerical simulation of combustion and rotor-stator interaction in a turbine combustor[J].International Journal of Rotating Machinenery,2003（9）：363-374.

[4]Rice Matthew J.Simulation of isothermal combustion in gas turbines[D].Virginia：Virginia Polytechnic Institute and State University，2004.

[5]程本林，唐豪，徐夏，等.帶TIB的渦扇發(fā)動機性能研究[J].航空發(fā)動機，2010，36（6）：19-22.

[6]Zelina J,Ehret J,Hancock R D,et al.Ultra-compact combustion technology using high swirl for enhanced burning rate[R].AIAA-2002-3725.

[7]Thibaud Van Moe.Numerical investigation of ultra-compact combustor models for Turbine Inter-Blade burner （TIB）[D].Nanjing:Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,2011.

[8]Thibaud V M,Tang H.Numerical investigation of Turbine Inter-Blade Burner （TIB）concepts with two different radial vane cavity shapes [C]//The seventh International Conference on Computational and Experimental Engineering and Sciences.Nanjing：Hohai University，ICCES-2011：151-153.

[9]Greenwood R T.Numerical analysis and optimization of the ultra compact combustor[R].AD-434747,2005.

[10]Anisko J.Numerical investigation of cavity-vane interactions within the ultra compact combustor [R].AD-A-449336,2006.

[11]Mawid M A,Park T W,Thornburg H,et al.Numerical analysis of Inter-Blade burner（ITB）concepts for improved gas turbine engine performance[R].AIAA-2005-1162.

[12]Thornburg H,Sekar B,Zelina J,et al.Geometrical parametric studies of Inter-Blade burner（ITB）for improved performance[R].AIAA-2007-5099.

[13]Thornburg H,Sekar B,Zelina J,et al.Numerical study of an Inter-Blade burner（ITB）concept with curved radial vane[R].AIAA-2007-649.

[14]金戈，張志學(xué)，顧銘企.QD128航改燃?xì)廨啓C燃燒室數(shù)值模擬[J].航空發(fā)動機，2008（2）：30-35.

[15]蒲寧.航空發(fā)動機燃燒室數(shù)值仿真中湍流模型的比較研究[D].沈陽：沈陽航空工業(yè)學(xué)院,2009.

[16]徐旭常，周力行.燃燒技術(shù)手冊[M].北京：化學(xué)工業(yè)出版社，2007：1368-1372.

Influence of Secondary Air Injection Angle on Inter-blade Turbine Burner

MO Da1,TANG Hao2,LI Ming2,ZHANG Chao2,ZHENG Hai-fei2
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China;2.College of Energy and Power Engineering,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China）

To study the influence of angle for secondary air injection on Inter-stage Turbine Burner （ITB）,three ITB models with different air injection angle were designed.The turbulent flow and combustion of the burner were simulated by the Realizable k-ε turbulent model,PDF combustion model and DO radiation model and DPM model of FLUENT software.The results show that ITB is of high combustion efficiency（99.2%）.The increasing air injection angle can lead to the increase of circumferential momentum,the decrease of fuel evaporation velocity,the increase of outlet temperature distubution uneveness and the increase of total pressure loss.

Inter-stage Turbine Burner;Ultra-Compact Combustion;turbine burner;secondary air injection angle;gas turbines;combustion performance

莫妲（1987），女，碩士，研究方向為航空發(fā)動機燃燒技術(shù)。