工况变化对涡轮燃烧射流涡流技术方案的影响

郑海飞，唐 豪

(1.上海飞机设计研究院适航工程中心，上海201210；2.南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016)

1 引言

为突破航空发动机近年来发展过程遇到的研制瓶颈[1-5]，国外研究人员于上世纪末开始了涡轮内增燃技术的研究并取得一定成果。Sirignano[6-8]等首先提出了涡轮内增燃技术(TIB)概念，以提高航空发动机的推重比和效率，减少污染物排放，降低单位推力燃油消耗率和拓宽稳定工作范围；随后，Sekar[9-12]等提出了针对大型燃气涡轮发动机的射流涡流结构方案，即在涡轮内增燃技术中采用驻涡燃烧代替离心燃烧。但查阅资料发现，在航空发动机涡轮内增燃技术的研发中，鲜有有关工况变化对涡轮燃烧射流涡流方案影响的研究。

本文就二次射流流量变化和环境压力变化对涡轮燃烧射流涡流方案的影响进行了研究。其中，二次射流流量变化时，环境压力保持不变；环境压力变化时，二次射流流量保持不变。采用基于压力的隐式稳态求解器模拟涡轮内增燃燃烧室的流动与燃烧过程，并在数值模拟过程中应用尺度适应模拟湍流模型(SAS)。研究得出了不同工况条件下射流涡流燃烧室性能的变化，可为涡轮内增燃技术的发展完善提供有价值的参考。

2 射流涡轮方案和数值模拟

在涡轮叶片底部耦合驻涡凹腔，并于凹腔前后壁面分别设置二次气流射流孔，这种结构即为应用涡轮内增燃技术的射流涡流方案。二次射流的作用是加固燃烧回流区稳定燃烧，及强化凹腔内燃烧产物与主流燃气的掺混[11]。如图1所示，射流涡流方案中，涡轮燃烧室包括驻涡凹腔(TVC)、径向叶片(RV)和径向叶片凹槽(RVC)三个结构，所以涡轮增燃技术的射流涡流方案可简称为TIB-TRC方案。

TIB-TRC方案的流体域及其边界条件选择如图2所示。燃烧室主流进口和二次射流进口均为质量进口，出口为压力出口边界条件；采用平移周期边界条件，其余均为壁面。计算流体域采用六面体网格划分，叶片前缘、尾缘及二次射流入射孔处采用O型网格划分[12]。壁面处网格距离为0.1 mm，网格增长率为1.2。

涡轮内增燃燃烧室内的流动与燃烧过程采用基于压力的隐式稳态求解器模拟。梯度差值方案采用基于单元体的最小二乘法插值，其适用于六面体网格，与基于节点的格林-高斯格式具有相同的精度且不会出现伪扩散。压力项的离散采用标准格式，压力与速度耦合方程的求解算法为SIMPLEC。动量方程、能量方程及湍流方程的离散均采用二阶迎风格式；数值模拟过程中采用尺度适应模拟湍流模型(SAS)；壁面函数为标准壁面函数，配合适当的网格，壁面 y+约为30，符合数值模拟要求[13-16]。

3 工况方案设计

表1、表2分别给出了二次射流流量变化和环境压力变化的工况条件。其中，二次射流流量变化时，环境压力保持101 325 Pa不变；环境压力变化时，二次射流流量保持0.014 kg/s不变。二次射流流量变化值选取依据为：二次射流是从发动机的部分冷却气流中抽取，因此选取核心流量的约20%为二次射流流量的上限值。环境压力变化值选取依据是：常规发动机的稳定工作压力在1 013 250～3 039 750 Pa范围内，因此选取常压到1 013 250 Pa的环境压力进行比较分析。

表1 二次射流流量变化的工况条件Table 1 Operation conditions for secondary flow change

表2 环境压力变化的工况条件Table 2 Operation conditions for ambient pressure change

4 结果与分析

4.1 不同工况对温度场的影响

图3给出了二次射流流量变化时射流涡流方案燃烧室的主流通道和驻涡凹腔内纵横截面的温度分布。从图中可看出，在X=18 mm的驻涡凹腔及径向凹腔中间截面处，随着二次射流流量的增加，其温度度分布中局部高温区逐步减少。这是因为在二次射流流量增加时，驻涡凹腔内的燃油喷入量保持不变，从而造成燃烧当量比下降，燃料的相对减少必然导致高浓度燃料区域的减少，所以该截面处的局部高温区逐步减少。在X=65 mm的涡轮叶片出口截面处，随着二次射流流量的增加，其温度分布在叶片出口截面逐步趋向于均匀，涡轮叶片吸力面侧和压力面侧的温度梯度逐步下降。在Y=60 mm的主流通道的Y方向截面处，随着二次射流流量的增加，其温度分布在驻涡凹腔内逐步趋向于均匀，局部高温区逐步缩小、直至消失。

图4给出了环境压力变化时射流涡流方案燃烧室的主流通道和驻涡凹腔内纵横截面的温度分布。从图中可看出，在X=18 mm的驻涡凹腔及径向凹腔中间截面处，随着环境压力的增大，其温度分布，局部高温区的位置、数量、大小以及径向凹腔内的温度分布均大致相同。在X=65 mm的涡轮叶片出口截面处，随着环境压力的增大，其温度分布大致相同，涡轮叶片吸力面侧和压力面侧存在相似的温度梯度，且工况4的温度梯度较大。在Y=60 mm的主流通道的Y方向截面处，随着环境压力的增大，其温度分布在驻涡凹腔内大致相同，径向凹腔内存在局部高温区，工况4局部高温区的温度较高。

图5为二次射流流量变化时涡轮叶片出口截面处沿涡轮叶高方向的温度分布。从图中可看出，工况1时温度分布呈现出叶中温度低、叶顶和叶根区域温度较高的趋势，最大温差约250 K，其中叶顶与叶根的温差约为120 K。工况2和工况3时叶片出口温度均呈现递减趋势，但不存在温度阶跃，递减趋势较为平缓，特别是工况3。工况2与工况3时叶片出口温度的最大温差约170 K。

图6为环境压力变化时涡轮叶片出口截面处沿涡轮叶高方向的温度分布。从图中可看出，工况4～工况6时温度分布均呈现出叶中温度低、叶顶和叶根区域温度较高的趋势。其中，工况5和工况6的温度分布曲线在工况4的下方，其叶片出口温度最大温差约200 K，叶顶与叶根的温差约120 K。

4.2 不同工况对燃烧性能的影响

图7给出了二次射流流量变化时射流涡流结构方案燃烧室的总压损失和燃烧效率的变化。从图中可清晰看出，随着二次射流流量的增加，总压损失和燃烧效率均呈现单调递增的趋势。二次射流流量为0.014 kg/s时总压损失约为8.3%，但流量增加至0.041 kg/s后总压损失增加至约11.5%。这是因为在二次射流进口面积不增加的条件下，流量增加将导致二次射流在主流方向和径向凹腔高度方向的动量增加，湍流度增加，从而促使总压损失增加。二次射流流量为0.041 kg/s时燃烧效率最高，约99.3%。这是因为二次射流流量增加导致燃烧室内燃油当量比下降，使得燃烧更充分。此外，流量增加还使得二次射流在主流方向和径向凹腔高度方向的动量增加，促进了燃料与空气的掺混，有利于燃烧的充分性。

图8给出了环境压力变化时射流涡流结构方案燃烧室的总压损失和燃烧效率的变化。从图中可清晰看出，随着环境压力的增大，总压损失呈单调递减的趋势，燃烧效率则呈单调递增的趋势。环境压力的增大促进了燃烧的充分性。当环境压力达到1 013 250 Pa时，燃烧效率约为99.3%。这表明高压环境下，射流涡流方案燃烧室具备高燃烧效率和低总压损失的优良燃烧性能。

表3、表4分别列出了二次射流流量变化和环境压力变化时，射流涡流结构方案燃烧室污染物(未燃碳氢(UHC)、一氧化碳(CO)和一氧化氮(NO))排放量的变化。由表3可知，随着二次射流流量的增加，燃烧室的燃烧效率增加，使得涡轮叶片出口截面的未燃碳氢和一氧化碳排放量逐步下降。此外，随着二次射流流量的增加，涡轮叶片出口截面的一氧化氮排放量呈等倍递减的趋势。这是因为随着流量的增加，燃烧室内局部高温区的数量和面积减小，同时局部高温区的温度也在下降，这就抑制了一氧化氮的排放。这表明增加流量，可以达到减少射流涡流方案燃烧室污染物排放的目的。由表4可知，随着环境压力的增大，燃烧室的燃烧效率增加，使得叶片出口截面的未燃碳氢和一氧化碳的排放量逐步下降。

表3 二次射流流量变化对污染物排放量的影响Table 3 Effects of secondary flow change on pollutant emissions

表4 环境压力变化对污染物排放量的影响Table 4 Effects of ambient pressure change on pollutant emissions

5 结论

(1)随着二次射流流量的增加，驻涡凹腔及径向凹腔中间截面处的温度分布中局部高温区逐步减少；涡轮叶片出口截面处的温度分布在局部区域均匀，叶片吸力面侧和压力面侧的温度梯度逐渐下降；主流通道Y方向截面处的温度分布逐步趋向均匀，局部高温区缩小，直至消失。环境压力变化对射流涡轮方案燃烧室内温度分布的影响较小。

(2)随着二次射流流量的增加，燃烧室总压损失呈单调递增的趋势。随着环境压力的增大，射流涡流方案的燃烧效率呈单调递增的趋势，总压损失呈单调递减的趋势。高压环境下，射流涡流方案燃烧结构所造成的损失可忽略不计。

(3)随着二次射流流量的增加，涡轮叶片出口截面的未燃碳氢和一氧化碳、一氧化氮排放量均逐步下降，达到了减少污染物排放的目的。随着环境压力的增加，涡轮叶片出口截面的未燃碳氢和一氧化碳排放量也逐步下降。

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