基于Gam bit前处理的气膜冷却火焰筒壁温分析

程 明，扈鹏飞，万 斌，常 峰

（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015）

基于Gam bit前处理的气膜冷却火焰筒壁温分析

程 明，扈鹏飞，万 斌，常 峰

（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015）

为更好实现航空发动机燃烧室气膜冷却结构火焰筒的壁温分析和冷却结构优化,针对原有的火焰筒2维壁温计算程序开展了2次开发工作，形成了基于G A M BIT前处理的火焰筒壁温分析程序。新的计算过程采用G ambit软件对几何模型进行前处理，生成三角形网格、指定边界条件分组，通过编制前处理模块代码，对导出的网格文件进行解析，进一步将各种信息导入已有的有限元壁温计算程序，完成壁温计算分析。给出了采用以上方法进行火焰筒壁温计算和优化的实例，结果表明：该方法较为有效地克服了原方法的各项缺点，其交互性强，大幅度提高了工作效率。

火焰筒；壁温分析；有限元G ambit；前置处理；航空发动机

0 引言

火焰筒是航空发动机最重要的受热部件之一。随着燃烧室温升的不断提高，火焰筒的工作环境变得极为恶劣,在极大的热负荷以及严重的热冲击下，火焰筒承受着很大的热应力、蠕动应力和疲劳应力。因此，必须采取有效措施，对火焰筒壁面进行冷却，以降低火焰筒壁温水平及温度梯度，保证火焰筒的使用寿命[1-2]。

气膜冷却是1种主动防护性冷却技术[1-2]。典型的燃气轮机燃烧室气膜冷却结构中，冷却气流沿壁面切线方向以一定的入射角向高温燃气中喷射，在主流的压力和摩擦力作用下，冷却气流黏附在壁面附近形成温度较低的冷气膜，将高温燃气与壁面隔离，避免了高温燃气直接对壁面进行对流换热，并能将一部分高温燃气或发光火焰对壁面的辐射热量带走，从而对壁面起到良好的防护作用。通常沿着火焰筒轴向大约30～50 mm的间距就要引入下一段冷却进气。

葛绍岩、刘登瀛[3]给出了气膜冷却结构火焰筒内外表面对流换热系数、气膜冷却效率等的经验准则，使火焰筒计算域的能量方程得到封闭,可用于壁温计算。在火焰筒壁温计算中，一般采用有限元分析方法[4-5]。将火焰筒内/外壁面抽象为2维轴对称计算域，对其进行三网格划分，加载对流换热、辐射换热等边界条件，可获得详细的壁面温度分布。这种方法已经在工程实践中得到了应用[6-7]。

杨志民等[8]对气膜冷却结构火焰筒开展了3维壁温计算，考虑了复杂几何结构及火焰筒内进气不均的影响。张勃、吉洪湖[9]采用流热耦合的方法进行实际燃烧室内燃烧场和气膜冷却火焰筒壁面温度场的3维耦合计算，可获得更为详尽的信息，但是由于工作量较大,很显然这种方法暂时还不适用于方案设计阶段。另外，随着燃烧室设计技术的发展，更先进的多斜孔、层板等冷却结构已经在航空发动机上得到了应用[2,10]，但目前仍有相当数量的在役航空发动机采用机加环气膜冷却结构。这样，针对机加环气膜冷却结构火焰筒、基于经验换热公式的有限元壁温计算方法仍有进一步研究的需求。

在以前的有限元壁温计算中，针对三角形有限元网格的划分往往采用手工操作的方式，边界单元换热条件的加载也是手工进行的。常用做法是：（1）将壁面2维模型放大5～10倍，并绘制在坐标纸上。在纸上人工划分为三角形网格，并读出网格节点坐标，人工进行节点/线元/单元编号和组合，并录入数据文件；（2）人为指定计算域内的边界单元的边界条件类型和计算换热量的特征参数。该做法的缺点为：一方面工作效率很低，划分的网格数量/尺度不可控，点坐标读取精度较差/易出低级错误；另一方面整个壁温分析的过程不能实现交互式处理，不适应需要多方案优化时的工程需求。

本文开发了1种基于Gambit前处理的气膜冷却结构火焰筒壁温分析方法，可以对火焰筒冷却方案快速实现几何建模、网格生成、边界条件加载和壁温的数值模拟，成熟可靠、交互性强，有效提高了火焰筒冷却结构优化设计工作的效率。

1 计算方法和计算模型

在不考虑火焰筒头部/旋流器的情况下，将火焰筒内/外壁面抽象为2维轴对称计算域。火焰筒壁温计算几何模型如图1所示。

在几何建模和网格划分时不考虑气膜孔、主燃孔和掺混孔的存在，但是在边界条件加载时，要考虑开孔流量对火焰筒燃气侧、冷气侧热力参数的影响。对应基于2维轴对称稳态导热微分方程[3]

图1 火焰筒壁温计算几何模型

其边界条件为

第Ⅰ类：T|Γr=T0

第Ⅱ类：-λ/（∂T/∂n）|Γq=q

第Ⅲ类：-λ/（∂T/∂n）|Γh=h（T-T0）。式（1）的泛函表达式为

式中:x、r为轴向、径向坐标；λ为导热系数；T为温度；T0为周围介质温度；q为热流密度；h为换热系数；ΓT、Γq、Γh分别为第Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ类边界。

将计算对象划分为Ne个3节点三角形环元素。元素的3个节点分别为i、j、m，则单元内温度插值函数可表示为

其中 [N]=[Ni,Nj,Nk]，{T}e={Ti,Yj,Tk}τ

温度插值函数为

式中：t=s/L，s为距节点的距离；边界线段i、j的长度L=（xi-xj）2+（ri-rj）2。

将单元内及边界线段上的温度分布公式带入泛函表达式（2），可得到Je及（∂Je）/∂{T}e的表达式。对于计算域内的任一点M，把所有与M点有关的元素进行单元分析，将其系数和常数部分按 ∂J/∂TM=Σ（∂Je/∂TM）建立代数方程。

对所有节点，得到代数方程组

采用Cholesky法求解方程组（6）可得出整个计算域上的温度分布。

2 边界条件

针对图1中火焰筒壁面模型，火焰筒壁面换热表面分类如图2所示。图中给出了典型气膜段及其各换热表面的特征[2]：

（1）第 1类：壁面接受高温燃气的辐射和气膜冷却的对流换热；

（2）第 2类：壁面向燃烧室机匣辐射热，同时与2股腔道的冷却空气之间进行对流换热；

（3）第3、4类：壁面承受冷却空气与壁的对流换热及二者之间的辐射换热的复合作用；

（4）第5类：近似认为与外界的热交换为0。

对以上各类表面，其具体的换热方程见文献[3-6]。在计算过程中所采用的开孔流量分配、火焰筒燃气侧/冷气侧沿程热力参数使用1维流量分配程序的计算结果。

图2 火焰筒壁面换热表面分类

3 半自动化计算过程的前置处理和壁温计算

3.1 模型导入和网格划分过程

（1）在几何建模软件中，对壁面型线进行处理（图2），并以acis文件的格式导出。

（2）打开Gambit软件[11]：导入几何模型（使用前一步骤生成的acis文件）；对型线进行必要的切割、合并处理；指定网格划分的尺度，完成三角形网格划分；选定求解器类型为polyflow；为后续计算加载边界条件方便，对如图2所示的5类表面，按特定的规则指定所有的边界线的名称；导出网格文件（其扩展名为“neu”）。

火焰筒壁温计算的网格示例如图3所示。

3.2 “neu”网格文件解析

“neu”文件中包含了所有网格的节点、线元、三角形单元的信息以及边界线元的边界条件分组等信息。“neu”文件所含数据信息解析见表1。同时，该文件中还包含了一些与本文计算无关的信息，表中未全部列出。

图3 火焰筒壁温计算的网格示例

3.3 有限元壁温计算

表1 "neu"文件所含数据信息解析

在有限元壁温计算程序中，读入前述的neu文件中的数据及由1维性能计算程序获得的相关开孔流量分配、沿程热力参数数据，即可通过迭代计算获得火焰筒壁温分布。

在火焰筒流路方案发生变化、导致几何模型变化时，只需重新运行第3.1节中的“模型导入和网格划分过程”，就可迅速得到新模型对应的有限元网格及边界分组信息，结合前期已实现交互式自动化运行的“1维性能计算程序”，可获得新方案的火焰筒壁温分布。

采用上述方法，1个全新方案的气膜冷却火焰筒的壁温计算时间可以由以前的1～2天缩短为现在10～30 min，从而有效提高了工作效率。

4 改进方案壁温计算实例

图4 火焰筒外壁初始方案和改进方案

火焰筒外壁的初始方案和改进方案如图4所示。根据燃烧室总体设计要求，与初始方案相比，改进型燃烧室火焰筒的长度和出口外径略有增加，而火焰筒进口尺寸和冷却空气量基本不变。对此，以燃烧室集成设计系统为平台，开展了多方案燃烧室的优化设计，主要工作内容包括流路和流量分配设计、火焰筒开孔方案及气膜段设计、2维壁温计算等。如图4所示的改进方案为最终的外壁优化设计结果。其特征是，除满足前述燃烧室总体设计要求以外，仍采用气膜冷却结构，且气膜段数保持不变，但是各气膜段的长度与初始方案相比有所变化，各段气膜的冷却空气量在初始方案基础上进一步优化、调整，以达到火焰筒壁面温度低、温度梯度小的目的。

地面起飞状态初始方案和改进方案火焰筒外壁壁温计算结果如图5所示。

图5 初始方案和改进方案火焰筒外壁壁温计算结果

从图中可见：

（1）在每个气膜段内，火焰筒壁温呈现先低后高的过程。“先低”是由于初始段气膜冷却的效率最高，“后高”是由于随着壁面气膜与火焰筒内燃气的掺混，气膜冷却效率逐渐降低。

（2）与初始方案相比，由于改进方案火焰筒气膜段长度的调整以及冷却空气量分配的优化，其壁温最大值有明显下降。同时，各气膜段的温度最高值（在该气膜段末尾处）的离散度大幅度减小。

5 结束语

（1）针对气膜冷却火焰筒壁温计算所采用的传统有限元方法，开展了二次开发工作，形成了基于商业软件前处理的火焰筒壁温分析软件。通过Gambit软件几何模型前处理、网格生成、边界条件分组、网格文件解析、前处理模块代码的编制等，进一步完成了壁温计算分析。通过文中给出的火焰筒壁温计算和优化的实例，表明该方法较为有效地克服了原方法的各项缺点，成熟可靠、交互性强，大幅度提高了工作效率。

（2）对文中涉及的火焰筒外壁初始设计方案，通过流路和流量分配设计、火焰筒开孔方案及气膜段设计调整，在冷却空气总量不变的设计要求下可实现火焰筒壁面温度低、温度梯度减小的目标。

[1]金如山.航空燃气轮机燃烧室 [M].北京：中国宇航出版社，1988:340-342.JIN Rushan.Aero-turbine combustion [M].Beijing:China Astronautic Publishing House，1988:340-342.(in Chinese)

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[11]Fluent Inc.GAMBIT 2.0 User's Guide[M].Fluent Inc.，2003.

Wall Temperature Analysis of Film Cooling Flame Tube Based on Gambit

CHENG M ing,HU Pengfei,WAN Bin,CHANG Feng
（AECC Shenyang Engine Research Institute,Shengyang 110015,China）

In order to effectively realize wall temperature analysis and cooling structure optimization of film cooling flame tube for aeroengine combustor,secondary development work was carried out on an existing two-dimensional temperature calculation program for flame tube wall.A new flame tube wall temperature analysis program generates based on Gambit.The new calculation procedure deal with geometric model,form a triangle mesh and specify the boundary conditions using Gambit.Then,use a developed preprocessing module code to explain the exported mesh file，and various needed information was imported into the existing wall temperature calculation program.An example was given to calculate and optimize the flame tube wall temperature using the method.The result shows that the method is more effective and overcomes the shortcomings of original method,with better efficiency and strong interaction.

flame tube;wall temperature analysis;finite element;Gambit;aeroengine

V 231.1+3

A

1 0.1 3477/j.cnki.aeroengine.201 7.02.002

2016-09-30 基金项目：国家重大基础研究项目资助

程明（1971），男，博士，自然科学研究员，主要从事航空发动机主燃烧室技术研究工作；E-mail:cm.ln@hotmail.com。

程明，扈鹏飞，万斌,等.基于 Gambit前处理的火焰筒壁温分析[J].航空发动机，2017，43（2）：6-9.CHENG Ming,HU Pengfei,WAN bin，etal.Wall temperature analysis offilm cooling flame tube based on Gambit[J].Aeroengine，2017，43（2）：6-9.

（编辑：张宝玲）