间冷对燃气轮机燃烧室性能的影响

吴 森，张智博，郑洪涛，王续陶

（1.海军驻沈阳地区发动机专业军事代表室，沈阳110015；2.哈尔滨工程大学动力与能源工程学院，哈尔滨150001；3.辽宁省实验中学，沈阳110841）

间冷对燃气轮机燃烧室性能的影响

吴 森1，张智博2，郑洪涛2，王续陶3

（1.海军驻沈阳地区发动机专业军事代表室，沈阳110015；2.哈尔滨工程大学动力与能源工程学院，哈尔滨150001；3.辽宁省实验中学，沈阳110841）

间冷循环可使燃气轮机功率提高且耗油率降低，但由于间冷的介入，燃烧室的喷油量和容热负荷会大幅增加，这必然导致燃烧室性能的恶化。采用数值模拟的方法，对比研究了在标准工况和间冷后增容工况下燃烧室冷态流场和燃烧性能的差异，并提出组合涡诱导结构以解决间冷给燃烧室带来的问题。结果表明：间冷后压力损失增加了135%，燃烧后高温区偏心严重，燃烧效率、出口温度分布系数等明显降低；使用组合涡诱导控制结构后燃烧效率可提高1.6%，且出口温度分布改善明显。

燃气轮机；燃烧室；间冷循环；燃烧性能；组合涡诱导结构

0 引言

燃气轮机是1种将燃料的化学能转变为机械能的燃烧式动力机械[1-2]，已被广泛地应用于航空、舰船、电力、石油等诸多工业领域[3-4]，其技术水平也在不断发展[5-6]，但在船舶领域，尤其是对机动性要求很高的大型船舶上，若仅依靠燃气轮机的简单循环，在功率覆盖上尚不能很好地满足技术需要。间冷循环可使燃气轮机具有结构相对简单、功率及效率明显提高、技术可靠性强等优点，因此，被认为是对原型机进行改造的重要可行方法之一。但是由于改造过程中对压气机和涡轮进行了重新匹配，压比、空气流量等参数提高的同时，燃烧室的喷油量也会大幅度增加，必然会引起一系列问题并影响燃烧室性能。

一些应用在其他领域的结构可能会对本文的燃烧室优化设计提供一定的参考。波瓣结构可以诱导出多种流场形式，那么其在燃烧室中或许可以强化燃料和空气的掺混，对燃烧室产生积极作用。文献[7-9]围绕花瓣燃烧器以数值模拟为手段研究了稳燃性能和工作原理，并从理论上分析了冷态流场、颗粒场和火焰发展过程；文献[10-12]数值模拟了某型涡扇发动机的波瓣强迫混合排气系统，分别得到了波瓣长度以及扩张角不变时，不同穿透率模型的流场和涡量场的变化规律以及改变穿透率对强迫排气系统混合性能的影响；文献[13]数值模拟研究了波瓣混合器射流3维定常掺混流场，得到了波瓣混合器加速射流掺混过程的作用原理；文献[14]以飞行器红外隐身技术为背景，对波瓣混合器和小突片在流场中的作用机理与应用前景进行了系统研究；文献[15-16]表明，波瓣混合器除能形成流向涡，加速射流掺混、降低油耗外，还可以有效降低发动机噪声水平，减少红外辐射等。

本文首先对比分析标准工况和间冷后增容工况下燃烧室冷态流场和燃烧性能的差异，然后参考波瓣结构提出组合涡诱导结构，对燃烧室头部重新进行流场组织，并对比研究该结构的存在与否对燃烧特性的影响。

1 燃烧室建模和网格划分

本文研究的某型航空发动机环形燃烧室主要由扩压器、旋流器、主燃孔、燃油喷嘴等基本构件组成。采用的环形燃烧室，其沿周向均匀分布了20个头部。由于模型的周期性，取其中1个头部进行几何建模。使用Pro/E 4.0软件生成了3维模型，其基本结构如图1所示。然后使用ICEM CFD 12.0软件采用6面体核心网格技术进行了网格划分，并在旋流器等存在局部细节几何的部分进行网格加密。环形燃烧室中截面网格形式如图2所示。

图1 环形燃烧室几何模型

图2 环形燃烧室中截面网格

2 数学模型及边界条件

计算中考虑了湍流对连续相燃料的影响及由温度梯度引起的热泳力；忽略了重力和辐射的影响。使用的数学模型主要有：质量守恒定律

动量守恒定律

能量守恒定律

组分输运方程

边界条件：该型燃机燃烧室标准工况时进口空气流量为3 kg/s、温度为796 K；油气比为0.0183；压比为33。本文模拟的间冷循环增容工况进口空气流量为5 kg/s、温度为596 K；油气比为0.022；压比为42。出口为压力出口，喷嘴为直径1mm的空心锥圆锥雾化喷嘴，使用了Rosin-Rammler分布模拟液滴的雾化颗粒尺寸分布；火焰筒壁面为无滑移绝热壁面。

3 网格无关性验证

在数值模拟中，网格的数量会对计算结果产生重要影响：网格数量过少，可能会使计算精度较低或无法捕捉某些关键特征；网格数量过多，又会浪费计算资源。因此有必要进行网格数量对计算结果影响的无关性分析，找到适用于研究对象的最佳无关网格数。

对于燃烧室来说，一般进行网格无关性分析时，需要监测出口平均温度和燃烧效率的平均值及变化率，而且还需要对燃烧室内部参数进行监测以更全面的确定合适网格数。因此，监测了9种不同网格数（从2100314到4415871）时中轴线上A、B 2点处CO2质量分数、出口平均温度和燃烧效率的值及变化率，计算结果见表1。从表中可见，当网格数为3605722时，B点处CO2的质量分数和燃烧效率变化率小于1%，此时可以认为这2个参数随网格已呈现无关性变化；当网格数为3891140时，A点处CO2的质量分数变化率和出口平均温度的变化率小于1%，达到网格无关状态。为兼顾对以上参数的精确预测，最终选定网格数为3891140，经计算，收敛精度达到了10-5以下。

A、B 2点的选择依据是：首先给出中轴线上CO2质量分数分布曲线（如图3所示），观察得知，A、B 2点是该曲线的拐点。虽然不同网格数时CO2质量分数分布曲线不会重合，但是A、B 2点的位置应该不会发生太大改变，因此这2个点对应的X轴向位置有一定代表性。

表1 网格无关性验证

图3 中轴线上CO2质量分数分布

4 标准工况与增容工况对比分析

4.1 冷态流场对比

在标准工况和增容工况下中截面上的流线分别如图4、5所示，从图中可见，不同工况下原型燃烧室旋流器后方都能产生2个规则的回流区，可以使燃烧后的火焰稳定在该区域，既不会被气流吹熄也无明显脉动。

图4 标准工况下中截面流线

图5 增容工况下中截面流线

在标准工况和增容工况下压力损失对比见表2。从表中可见：在增容工况下压力损失大幅增加（比标准工况下增加了135%），一般情况下，燃烧室总压损失每增加1%，油耗也会增加1%，那么增容后如果不进行任何结构或参数上的改变，过高的油耗是不可接受的。

表2在标准工况和增容工况下的压力损失对比

4.2 燃烧场对比

在燃烧状态的标准工况和增容工况下的中截面温度场分别如图6、7所示。从图中可见，原型机在标准工况下主燃区范围较大，高温区域最大直径基本与燃烧室火焰筒内径相同，火焰形态饱满；在增容工况下，原型机高温区偏心严重，火焰形态较不规则，出口温度从1008 K至1257 K变化，均匀性较差，势必会对涡轮寿命造成恶劣影响。

图6 在标准工况下中截面温度场

图7 在增容工况下中截面温度场

在标准工况和增容工况下垂直来流方向的温度场分别如图8、9所示，从左至右分别为X方向上70、80、90mm处的结果。从图中可见，在标准工况下，高温区集中在截面中心，且范围随X距离的增加逐渐扩大，与燃烧室常规燃烧情况相符合。在增容工况下，高温区呈现不规则形状，且在壁面附近也会出现高温区域，燃烧效果不理想。

图8 在标准工况下垂直来流方向的温度场

图9 在增容工况下垂直来流方向的温度场

在标准工况下中截面上燃料和氧气的组分分布分别如图10、11所示，从图中可见，在标准工况下燃料分布均较为规则，与数值模拟时使用的空心锥圆锥雾化喷嘴液滴分布的理论状态相符；氧气浓度分布与燃料分布基本一致。在增容工况下中截面上燃料和氧气的组分分布分别如图12、13所示，从图中可见，在增容工况下，燃料和氧气分布明显偏心，说明在较高的喷油量和空气流量下，燃料与空气的流场组织都出现了问题，原型机已经不能很好的满足增容工况的需求了。

图10 在标准工况下中截面上燃料组分分布

图11 在增容工况下中截面上燃料组分分布

图12 在标准工况下中截面上氧气组分分布

图13 在增容工况下中截面上氧气组分分布

在原型燃烧室标准工况和增容工况下的性能参数对比见表3。从表中可见，在原型燃烧室增容工况下各项性能都比标准工况的略差，其中出口径向温度分布系数更是超出了燃烧室性能要求，因此有必要对增容后的燃烧室进行详细的流场组织和结构参数研究，使增容后的燃烧室也能满足常规先进燃烧室的性能要求。

表3 在标准工况和增容工况下的性能参数对比

5 组合涡诱导结构对燃烧性能的影响

由于燃烧室进口气流速度较大，为了不使火焰在高速状态下被吹熄，现役燃气轮机燃烧室中主要靠旋流器诱导周向涡并以此产生回流区以稳定火焰。传统旋流器冷态流场周向涡流线如图14所示。从图中可见，在垂直于气流来流方向的截面上，周向涡所占空间相对于燃烧室来说范围较小，燃料和空气在相对较小的范围内进行掺混，由此带来了几何空间利用率相对较低、容积负荷相对较小等问题，制约了燃烧室性能进一步提升。

设计了1种组合涡诱导控制结构：将旋流器和波瓣结构组合（如图15所示），保持旋流器使进口高速气流产生预旋，并降低进口气流速度，同时诱导出回流区，将气流和燃料稳定在回流区内，防止火焰被高速气流吹熄；设置波瓣结构是与旋流器共同诱导产生3维组合流向涡，可加强燃料与空气掺混作用，并扩大回流区范围，提高燃烧室空间利用率。

图14 传统旋流器冷态流场周向涡流线

图15 组合涡诱导控制结构

组合涡诱导控制结构放置在燃气轮机燃烧室后，中截面温度分布和垂直来流截面温度分布分别如图16、17所示。

从图16中可见，使用该结构，在增容工况下燃烧室也能达到与原型机几乎相同的燃烧效果，高温区几乎充满旋流器后、主燃孔前的全部区域，燃烧室空间利用效果较好，壁面附近温度约1100 K，满足材料长期使用要求。从图17中可见，从X=90mm处至X=110mm处，高温区范围逐渐增大，在垂直来流截面方向对燃烧室空间利用的率较好。

图16 组合涡诱导控制结构中截面温度分布

图17 组合涡诱导控制结构垂直来流截面温度分布

为精确对比该结构对燃烧室燃烧性能的影响，不同情况下的部分关键性能参数见表4。从表中可见，该结构在增容工况下表现良好，已能使燃烧室克服原型机增容后带来的性能急剧恶化的问题，使增容后的燃烧室性能满足燃烧室的合理性能要求，如在火焰长度方面，使用新结构后从112mm减小到103mm，如果火焰长度增加，高温区域会向燃烧室出口方向移动，并且火焰长度超过燃烧室性能的要求值会导致燃烧室性能下降，甚至危及涡轮叶片寿命。

表4 不同情况下燃烧室性能对比

6 结论

（1）相对于标准工况，在增容工况下冷态流场的中截面流线基本没有变化，但压力损失增加了135%，燃烧后高温区偏心严重，燃料和空气的掺混效果不好，燃烧效率、出口温度分布、出口径向温度分布等性能参数明显降低；

（2）使用组合涡诱导控制结构后燃烧室空间利用效果较好，壁面附近温度约1100 K，可满足材料长期使用要求；

（3）组合涡诱导控制结构可使原型机在增容工况下的燃烧效率提高1.6%，且出口温度分布改善明显。

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（编辑：张宝玲）

Effect of Intercooled Cycle on Performance of Gas Turbine Combustor

WU Sen1，ZHANG Zhi-bo2，ZHENG Hong-tao2，WANG Xu-tao3
（1.Navy Consumer Representative Office of Engine in Shenyang，Shenyang 110015，China；2.College of Power and Energy Engineering，Harbin Engineering University，Harbin 150001，China；3.Liaoning Province Shiyan High School，Shenyang 110841,China）

Intercooled Cycle（IC）could enhance the power of gas turbine and decrease the fuel consumption.Provided the intervening of IC，it increases fuel-injection quantity and volumetric heat intensity,and it leads to bad performance of the combustor.Cold flow field and combustion performance of standard condition and capacity-increase condition were compared with numerical simulation methods.And then combined vortex induced device to solve aforementioned problems were given.The result shows that under IC condition，once pressure loss increases 135%，high-temperature region is eccentric，and combustion efficiency and outlet temperature distribution factor are decreasing.Using combined vortex induced device，the combustion efficiency was increased 1.6%，and outlet temperature distribution was improved obviously.

gas turbine;combustor;intercooled cycle;combustion performance;combined vortex induced device

V 231.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.05.003

2014-12-09 基金项目：燃气轮机工程研究项目资助

吴森（1982），男，博士，工程师，从事航空发动机监造及质量管理工作；woserwusen201@sina.com。

吴森，张智博，郑洪涛，等.间冷对燃气轮机燃烧室性能的影响[J].航空发动机，2015，41（5）：14-19.WUSen，ZHANGZhibo，ZHENGHongtao，etal. Effect ofintercooled cycle on performance ofgas turbine combustor [J].Aeroengine，2015，41（5）：14- 19.