燃烧环长宽比对涡轮叶间燃烧室的影响

徐兴亚，唐 豪，郑海飞

(南京航空航天大学能源与动力学院，南京 210016)

1 引言

涡轮叶间燃烧室(TIB)是利用美国空军研究实验室(AFRL)研究的超紧凑燃烧室(UCC)技术，通过在涡轮导向器叶片间安装喷嘴，在涡轮叶片间的通道内进行燃烧的一种新型燃烧室[1～3]。基于Lewis提出的高旋流产生的离心加速度提高火焰传播速度的实验研究，利用周向旋流燃烧代替传统的轴向组织燃烧，通过在涡轮通道外围布置一圈燃烧环周向腔，将高速气流以一定角度射入周向腔内从而产生高旋流，使喷入的雾化燃料迅速蒸发并与空气掺混，形成可燃混气，发生燃烧。高温燃气离开燃烧环后，进入下游叶间通道，未燃尽燃料及其它可燃成分在通道内继续燃烧。高温燃气在通道内与主流空气掺混，发生动量、能量交换，组分扩散，最后排出通道[4]。由于利用了高离心过载提高火焰传播速度，同时延长火焰在燃烧室的滞留时间，不仅实现了在很短轴向长度内火焰稳定、高效燃烧，而且燃烧性能基本达到设计要求[5，6]。

目前，国外对TIB方案已进行了多项数值模拟及实验研究。其中Anisko等[7]研究了3种燃烧环结构分别在两种工况下的流场及燃烧性能；Greenwood[8，9]设计了带径向槽结构的TIB模型，即在每个喷油点下方的叶片上设计一个径向槽，并发现径向槽能提高气流混合、改善出口温度分布。国内对TIB方案的研究，主要是数值模拟了不同涡轮导向器叶片凹槽结构、二次气入射角及当量比等对涡轮叶间燃烧室的影响[10，11]。在燃烧环结构方面，仅国外对几种特定类型进行了研究，但缺乏系统、几何参数化的讨论。本文在Anisko研究的基础上，保持燃烧环轴向宽度一定，仅改变径向长度，通过数值模拟的方法，比较分析了不同长宽比燃烧环结构对TIB模型内部流场和总体性能参数的影响。

2 物理模型

图1 TIB基本结构示意Fig.1 Sketch of the turbine inter-vane burner structure

涡轮叶间燃烧室的几何结构如图1所示。中心体模拟发动机轴，其与前后管组成一个环形通道，主气流流动方向如图1(a)中的箭头所示。通道内有6个周向均布的叶片，每个叶片的同侧都开有径向槽，叶片顶部是个由前后法兰和环形盖围成的环形空腔，即燃烧环周向腔。环形盖上均布6个燃油喷口和6×4个二次气入射孔，每个燃油喷口底部都开有轴向槽。液体燃料垂直喷入燃烧环内，二次气45°倾斜射入燃烧环，做高速向心运动[4]。图1(b)示出了TIB几何结构的剖面图。设定燃烧环轴向宽度W为25 mm，燃烧环径向长度L按如下变化：L/W=0.4、0.6、0.8、1.0、1.2、1.4。

3 计算方法

3.1 网格划分

考虑到TIB几何结构的对称性，为节省计算时间，选取1/6模型即只对60°的扇形域进行计算，如图2所示。利用ANSYS ICEM CFD软件划分网格，模型网格数约为60万。为保证网格质量，在叶片周围及二次气入射孔进行O-grid网格划分，还根据压力、温度、速度、近壁网格的y+，采用网格自适应方法局部加密，最终网格数约为100万。

图2 TIB计算网格Fig.2 Computational grid for the turbine inter-vane burner

3.2 数值方法

数值计算采用Realizable k-ε湍流模型。液体燃料使用煤油(C12H23)，燃烧过程考虑C12H23、CH4、CO、CO2、H2、H2O、H2O(液)、O2、OH、N2及 C(s)等 11 种组分，其中CH4、C(s)只在富油燃烧时考虑。在TIB内，空气和燃油分别从不同入口进入，因此选择非预混燃烧模型(平衡混合分数/PDF模型)。油气混合燃烧为多相流流动，采用离散相模型(DPM)，通过随机颗粒轨道模型模拟两相的相互作用，相间采用耦合计算。通过SIMPLEC算法处理压力-速度耦合项。

3.3 边界条件

如图2所示，主流和燃烧环上二次气进口均为质量流量进口，两侧壁面为旋转式周期性边界条件，出口为压力出口。燃料、压力、温度的设置参考文献[7]，燃油流量 0.053 kg/min，油滴直径 55 μm，初速度30.5 m/s，工况具体参数如表1所示。

表1 工况参数Table 1 Operating conditions

4 计算结果与分析

4.1 速度场

图3给出了6种长宽比下燃油喷射口截面(x=72.5 mm)的速度矢量分布。对比发现，在长宽比较小时(如L/W=0.4)，燃烧环内的速度场较紊乱，这是由于较小的燃烧环径向长度会导致二次气流在径向更易打穿主流气流，但在径向槽处，具有较大径向动量的二次气流与进入径向槽的主流气流碰撞，主流气流阻碍了二次气流的下潜，从而导致部分气流在燃烧环周向速度的引导下重新上行，上行气流冲击至燃烧环上部壁面后折返，随后沿周向继续流动。L/W=0.6时，由于径向长度增加，燃烧环内的速度场紊乱程度较L/W=0.4时有了明显改善，燃烧环上部仅有周向流动，主流与二次气流的相互扩散渗透主要在燃烧环中部与下部进行，上行气流在流至燃烧中部时即在上部气流的引导下周向流动。

在长宽比较大(如L/W=0.8、1.0、1.2、1.4)时，燃烧环内部为周向流动，仅底部与主流有扩散渗透发生。但在径向槽处，燃烧环底部气流与主流相互作用形成一回流旋涡(图中圆环位置)，随着长宽比的增大，旋涡强度越来越大，涡也越来越饱满，这增加了可燃混气的驻留时间并有利于燃烧产物与主流的掺混。

4.2 温度场

燃烧环内的温度分布如图4所示。可见，不同长宽比的燃烧环内部温度分布存在明显差异。L/W=0.4时，高温区主要分布在燃油喷射口的轴向腔内和主流通道下游带径向槽一侧。这是由于斜射的二次气流无法在具有极短径向长度的燃烧环内促成旋流燃烧，反而阻碍了燃油顺利进入燃烧环内燃烧，导致燃油在轴向腔内富油燃烧，进而形成腔内的高温区；同时，未燃尽油滴与大量可燃气体通过径向槽引导进入主流通道下游后，继续燃烧释放热量再次形成高温区。L/W=0.6时，主要燃烧区域出现在燃烧环中部，轴向腔内的高温区已消失，主流下游带径向槽一侧虽有高温现象，但没有出现大面积的极高温度，温度分布较均匀。

在长宽比较大(如L/W=0.8、1.0、1.2、1.4)时，由于燃烧环周向腔容积增大，旋流燃烧形成，燃料在环内充分燃烧，且燃烧区域都在环的中部及下部，避免了燃烧环壁面出现高温区；叶片两侧都出现了局部高温，但面积较小且温度分布均匀。

图3 不同长宽比下燃油进口截面的速度矢量分布Fig.3 Velocity vectors of fuel inlet for turbine inter-vane burner with different length-width ratio

图4 不同长宽比下TIB内部的温度分布Fig.4 Contours of static temperature along the turbine inter-vane burner flow path with different length-width ratio

燃烧室出口截面(y=170 mm)径向平均温度随叶片无量纲高度的变化如图5所示。在L/W=0.8、1.0、1.2、1.4时，温度分布趋势类似，都是随着高度的增加温度逐渐升高，并在顶层达到最高温。这是由于燃烧环内的燃烧主要发生在燃烧环底部，二次气没有起到充分掺混的作用，导致高温燃气在主流顶层聚集。在L/W=0.4、0.6时，燃烧室出口温度分布与理想的抛物线型出口温度曲线(中间高、两端低)相似，且L/W=0.6对应的曲线更理想，曲线变化平滑，高低温差较低。这是由于燃烧发生在整个燃烧环内(图4(b))且燃烧充分，在主流下游并未形成集中的局部高温区。

图5 不同长宽比下出口截面的径向平均温度Fig.5 Radial temperature profile at outlet of TIB with different length-width ratio

4.3 总体性能对比

表2定量给出了6种TIB模型的燃烧效率ηb、总压损失dp/p、CO污染物及未燃碳氢化合物(UHC)排放量与长宽比的关系。可见，不同长宽比的燃烧环的总压损失和燃烧效率相差不大，但污染物排放量相差巨大。这是由于长宽比不同带来不同的燃烧区域及燃烧充分程度，从而导致污染物排放量差异巨大。L/W=0.6时，CO排放量最低。UHC排放量随着长宽比的增加而减少，这是由于富油状态下燃烧环体积增加使得UHC的燃烧更加充分。

表2 不同长宽比下燃烧环的总体性能参数Table 2 Performance parameters of TIB with different length-width ratio

5 结论

对比文中6种模型的速度场、温度场及总体性能参数发现，不同长宽比的燃烧环对涡轮叶间燃烧室性能有很大影响：当燃烧环长宽比为0.6时，出口径向温度分布呈抛物线型，CO排放量最低，总压损失低，燃烧效率高，最适合涡轮叶间燃烧室设计；长宽比为0.4时，燃烧环内掺混充分，但温度场内易出现局部高温区，导致燃烧效率降低；长宽比为0.8、1.0、1.2、1.4时，燃烧环温度分布平均，但燃烧都发生在燃烧环底部且与主流掺混不剧烈，从而导致出口温度分布不理想且CO排放量较高。

另外，由于TIB燃烧室属于超紧凑燃烧室，因此为避免径向长度过大，应优先考虑较低长宽比的燃烧环。同时，不同工况(如当量比)在同一长宽比燃烧环下对TIB的影响也必不相同，因此在实际的燃烧环长宽比设计中还需综合考虑，使TIB性能达到最优。

[1]Sirignano A W，Liu F.Performance Increases for Gas-Tur⁃bine Engines through Combustion inside the Turbine[J].Journal of Propulsion and Power，1999，15(1)：111—118.

[2]Liu F，Sirignano W A.Turbojet and Turbofan Engine Per⁃formance Increases through Turbine Burners[J].Journal of Propulsion and Power，2001，17(3)：695—705.

[3]Li Q，Fan W.Parametric Cycle Analysis of Dual-Spool Mixed-Exhaust Turbofan with Interstage Turbine Burner[R].AIAA 2007-651，2007.

[4]李 明.不同结构导向器对涡轮叶间补燃室性能影响的研究[D].南京：南京航空航天大学，2012.

[5]骆广琦，孟龙，刘琨.不同叶片径向凹槽结构的超紧凑型涡轮级间燃烧室数值模拟[J].空军工程大学学报(自然科学版)，2012，13(3)：6—10.

[6]李明，唐豪，张超，等.一种新型涡轮叶间燃烧室的数值模拟[J].航空动力学报，2012，26(10)：1—8.

[7]Anisko J F，Anthenien R A，Zelina J.Numerical Investiga⁃tion of Cavity-Vane Interactions within the Ultra Compact Combustor[R].AIAA 2006-805，2006.

[8]Greenwood R T.Numerical Analysis and Optimization of the Ultra Compact Combustor[D].Ohio：Department of the Air force Air University，2005.

[9]Greenwood R T，Anthenien R A.Computational Analysis of the Ultra Compact Combustor[R].AIAA 2005-220，2005.

[10]莫妲，唐豪，李明，等.二次气射流角对涡轮叶间燃烧室的影响研究[J].航空发动机，2012，38(5)：18—21.

[11]李明，唐豪，莫妲，等.当量比对涡轮叶间燃烧室性能影响的数值模拟[J].燃烧科学与技术，2012，18(2)：161—168.