整流支板和火焰穩定器的一體化設計加力燃燒室性能的數值模擬

李鋒，郭瑞卿，李龍賢，劉濤，徐興平，高家春，尚守堂

（1.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191；2.中航工業沈陽發動機設計所，沈陽 110015）

整流支板和火焰穩定器的一體化設計加力燃燒室性能的數值模擬

李鋒1，郭瑞卿1，李龍賢1，劉濤2，徐興平2，高家春2，尚守堂2

（1.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191；2.中航工業沈陽發動機設計所，沈陽 110015）

李鋒(1966)，男，教授，博士生導師，主要從事航空及沖壓發動機燃燒室設計、紅外隱身、推力矢量控制等方向的研究工作。

針對高推重比、高隱身航空發動機的技術需求，提出了1種帶氣膜冷卻的加力內錐、整流支板和火焰穩定器的加力燃燒室一體化設計方法，對一體化加力燃燒室的溫升、壁溫分布、總壓恢復系數、CO排放和燃燒效率分別進行了計算。結果表明：該方法在保證加力燃燒室燃燒性能不變的前提下，能將現有的加力燃燒室長度縮短1/5，并使加力內錐壁溫降低33.3%。為實現高推重比、高隱身動力技術提供了新的思路和研究方向。

加力燃燒室；整流支板；火焰穩定器；一體化設計；加力內錐；氣膜冷卻；航空發動機

0 引言

新1代的殲擊機具有高機動性和敏捷性，良好隱身能力、可操縱和可維護性，能實現超聲速巡航等特點。因此，要求其動力系統的航空發動機具有高推重比、良好隱身能力，并具有推力矢量功能。對于加力燃燒室來說，要求其具有更高的內涵進口氣流溫度和低的耗油率，在非加力狀態下具有較低的流阻損失和較高的推進效率，還需降低紅外輻射和加力燃燒室的可探測性。

采用加力燃燒室是提高航空發動機推重比的重要技術手段,但是傳統的加力燃燒室噴油裝置和火焰穩定器直接被安置在加力燃燒室主氣體流路中，不可避免地對堵塞主氣流產生堵塞，造成明顯的總壓損失，尤其是不開加力時的“冷態”下流阻損失較大，導致其耗油率較高，不能長期使用[1-4]。將加力燃燒室火焰穩定器與渦輪后整流支板和帶氣膜冷卻的加力內錐進行一體化設計，可取消傳統加力燃燒室火焰穩定器，大大減小非加力“冷態”下的流阻損失，縮短加力燃燒室長度，減少附加質量，提高發動機的推重比[5-7]。另外，引外涵空氣冷卻整流支板和加力內錐，可降低其壁溫，從而降低加力燃燒室的紅外輻射強度。該方案的突出優點是在加力狀態下有利于穩定燃燒；在非加力狀態下具有較小的流阻損失和較高的推進效率，還能降低紅外輻射，有效縮短加力燃燒室長度[8-13]。

本文介紹了整流支板與加力燃燒室的火焰穩定器一體化設計方法，對采用一體化設計后加力燃燒室長度縮短進行了可行性分析。

1 數理模型的建立

1.1 物理模型的建立

新設計加力燃燒室的特點是在內涵把整流支板與火焰穩定器整合在一起，整流支板的葉型采用NACA（National Advisory Committee for Aeronautics，NACA）對稱翼型設計[14]；在外涵把機匣支承與外火焰穩定器整合在一起，取消了核心流中的噴油裝置和鈍體火焰穩定器；在內、外涵之間設置專門的聯焰裝置，同時利用穩定器后突擴及與外涵氣流的摻混作用形成漩渦回流區來穩定火焰，將加力內錐設計為尖錐，并對內錐壁面進行氣膜冷卻以降低整流支板和加力內錐的壁溫，從而降低加力燃燒室的紅外輻射強度。通過對加力內錐的結構和冷卻方式進行精心設計，可避免在加力內錐后產生流動分離和回流區，降低流動損失，來滿足雷達和紅外隱身的需要。一體化加力燃燒室設計采用2種方案：（1）加力燃燒室長度與V型穩定器相同；（2）將加力燃燒室長度縮短1/5，以便觀察一體化加力燃燒室對于縮短加力燃燒室長度的效果。所設計的一體化加力燃燒室結構和試驗件如圖1所示。基于壓力的不可壓縮流，對Realizable k-ε湍流模型、DDM噴霧模型、PDF燃燒模型、DO輻射模型和熱力型NOX排放模型等進行了計算[15]。

圖1 一體化加力燃燒室結構和試驗件

1.2 網格劃分和邊界條件

1.2.1 計算域和網格劃分

一體化加力燃燒室計算域和網格分別如圖2、3所示。計算域選取加力燃燒室流場的1/8，采用非結構化網格劃分。計算域劃分為47個區，網格數約為130萬，大部分區域為6面體網格，前擴壓器局部幾何結構較復雜的區域采用4面體網格填充。

1.2.2 邊界條件

所有的計算工況均取發動機地面臺架狀態，加力燃燒室內、外涵進口和出口分別為壓力進口和出口，側面為周期性邊界條件，加力內錐冷卻采用外涵引氣，通過改變外涵壓力調節冷卻氣流。

圖2 一體化加力燃燒室計算域

圖3 一體化加力燃燒室計算網格

2 計算結果及分析

2.1 加力燃燒室溫度場

一體化加力燃燒室和V型穩定器加力燃燒室的溫度場分別如圖4、5所示。計算結果表明，采用V型穩定器加力燃燒室依靠鈍體產生的回流區形成值班火焰，進而引燃整個反應區，在出口處溫度場分布較均勻。采用一體化加力燃燒室可以實現整個流域內的燃燒，火焰形狀較細長，在燃燒室出口處表現為軸對稱花瓣形。內外涵火焰穩定器后面可以形成值班火焰并引燃整個反應區域，聯焰器在周向和徑向可以實現聯焰。

圖4 一體化加力燃燒室溫度場

圖5 V型穩定器加力燃燒室溫度場

2.2 加力燃燒室壁溫

未冷卻的一體化加力燃燒室壁溫分布如圖6所示，氣膜冷卻加力內錐壁溫分布如圖7所示，不同開孔方式對壁溫的影響見表1。

圖6 未冷卻的一體化加力燃燒室壁溫分布

圖7 氣膜冷卻加力內錐壁溫分布

表1 不同開孔方式對壁溫的影響

由上述分析可知，未冷卻的加力內錐和穩定器的壁溫很高，氣膜冷卻可大幅降低該壁溫；開孔方式對平均壁溫的影響很大，在開孔率不變的條件下，采用φ=1.0mm，錯排的方式冷卻效果最好,加力內錐壁溫最高可下降33.3%（加力內錐是加力燃燒室的重要紅外輻射源）。因此，采用氣冷內錐的方法可大幅降低加力內錐溫度，進而降低加力燃燒室的紅外輻射強度。

2.3 總壓恢復系數

3種不同結構加力燃燒室在非加力狀態和加力狀態下的總壓恢復系數分別如圖8、9所示。一體化加力燃燒室可明顯提高非加力狀態下的沿程總壓恢復系數。而在加力狀態下，前半段的總壓恢復系數雖然比V型穩定器的小，但加力燃燒室出口總壓恢復系數比V型穩定器的大。其原因可能是為了燃燒組織的需要，對整流支板進行了修改造成前段的流阻損失較大，但由于取消了后面的火焰穩定器，使得后段的流阻損失較小，從而使出口總壓恢復系數較大。

圖8 不同結構加力燃燒室在非加力狀態下的總壓恢復系數

圖9 不同結構加力燃燒室在加力狀態下的總壓恢復系數

因此，一體化加力燃燒室對提高加力燃燒室總壓恢復系數、減少流動損失是有利的。

2.4 加力燃燒室溫升

3種不同結構加力燃燒室在加力狀態下的溫升曲線如圖10所示。在相同的供油量條件下，3種不同結構加力燃燒室在加力狀態下的總溫升效果差別不大，但一體化加力燃燒室可明顯加快溫升過程，有利于縮短加力燃燒室的長度。

圖10 不同結構加力燃燒室在加力狀態下的溫升曲線

2.5 加力燃燒室的CO排放

3種不同結構加力燃燒室在加力狀態下的CO排放曲線如圖11所示。3條曲線差別不大，但采用短的一體化加力燃燒室可明顯降低CO沿程生成，有利于縮短加力燃燒室的長度。

從圖10、11中可見，導致上述現象的原因可能是一體化加力燃燒室的燃燒組織方式更有利于燃油的霧化和燃燒，可從如圖12所示3種不同結構加力燃燒室在加力狀態下的燃燒效率中得到進一步驗證。

2.6 加力燃燒室燃燒效率

燃燒效率的計算公式為

圖11 不同結構加力燃燒室在加力狀態下CO排放曲線

圖12 不同結構加力燃燒室在加力狀態下的燃燒效率

式中：UHC為燃燒產物中除CH4之外的未燃碳氫化合物，各成分之值為容積百分比。

在相同的供油量條件下，一體化加力燃燒室的燃燒組織方式更有利于燃油的霧化和燃燒，可明顯提高在加力狀態下的燃燒效率，在加力燃燒室長度縮短1/5的前提下，一體化加力燃燒室的燃燒效率接近V型穩定器的。因此，采用一體化加力燃燒室可縮短加力燃燒室的長度。

3 結束語

通過對比3種不同結構加力燃燒室的計算結果可知，采用一體化加力燃燒室可以明顯改善發動機加力燃燒室的性能。在加力燃燒室燃燒性能不變的前提下，能將現有的加力燃燒室長度縮短1/5，采用φ=1.0mm、錯排的方式冷卻,加力內錐壁溫最高可下降33.3%。帶氣膜冷卻的加力內錐、整流支板和火焰穩定器一體化設計的加力燃燒室方案可為實現高推重比、高隱身動力技術提供1種新的思路。

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Numercial Simulation of Characteristics for Aftrerburner with Integrated Flow Plate and Flam eho lder

LI Feng1，GUO Rui-qing1，LILong-xian1,LIU Tao2,XU X ing-ping2,
GAO Jia-chun2,SHANG Shou-tang2
（1.Schoolof Jet Propulsion,Beihang University,Beijing 100191,China；2.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

Aiming at high thrust weight ratio and high stealthy aeroengine,the integrated design of afterburner with film cooling interior cone,frameplate and flameholder was conducted.The temperature rise,wall temperature distribution,total pressure recovery coefficient,CO emission and combustion efficiency of integrated afterburner were calculated.The simulation results show that the afterburner length contracts 1/5 and interior cone wall temperature decreases 33.3%.It helps to providea new way andmethod for achiving thehigh thrustweight ratioand high stealthy.

afterburner;flow plate;flameholder;integration design;interior cone;film cooling;aeroengine

航空重點基金（2010ZB06）資助

2012-02-29