1種渦輪葉間補燃室的數值研究

李明，唐豪，高大鵬，莫妲

（1.中國輕型燃氣輪機開發中心，北京100009；2.南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016；3.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015）

1種渦輪葉間補燃室的數值研究

李明1，2，唐豪2，高大鵬1，莫妲3

（1.中國輕型燃氣輪機開發中心，北京100009；2.南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016；3.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015）

李明（1986），男，碩士研究生，主要研究方向為發動機新型燃燒技術。

為提高燃氣渦輪發動機性能，將UCC技術應用在低壓渦輪導向器上，建立低壓渦輪導向葉片補燃室（Turbine Inter-vane Burners,TIB）模型。通過改變燃燒室結構，設計了3種渦輪葉間補燃室模型，利用計算流體力學軟件FLUENT對燃燒室的流動及燃燒進行數值模擬，采用CFD的方法，分析燃燒室的燃燒和流動特性。結果表明：3種結構的渦輪葉間補燃室均提高了燃燒效率，選擇的數學模型合理、計算方法可行，其結果可為渦輪葉間補燃室設計提供參考。

渦輪葉間燃燒；超緊湊燃燒；數值模擬；燃氣渦輪發動機

0 引言

航空燃氣渦輪發動機作為航空器的主要動力形式[1]。其工作過程是定壓加熱循環，即布雷頓（Brayton）熱力循環，對于實際定壓加熱循環，要想提高熱效率，必須盡量提高渦輪進口溫度[2]。但此方法受到材料耐熱程度的嚴重制約，尤其是現在渦輪進口溫度已經很高，如F119發動機的渦輪進口溫度已高達2050 K，同時高溫還會帶來氮氧化物排放增多等問題，因此，需要探索新的能提高發動機性能的方法。Sirignano[3-4]等人提出了渦輪內燃燒方法，其主要思想是撤消燃燒室，即在各級的渦輪通道內實現連續燃燒，由此實現近似恒溫循環，理論計算表明，其效率比Brayton循環高30%～40%。Liu[5]提出了保留主燃燒室，增加渦輪內燃燒作為補燃燒室的方案。美國空軍研究實驗室[6]（AFRL）為實現渦輪內燃燒，開發了超緊湊燃燒室（UCC），并用FLUENT軟件研究了UCC的流動及燃燒性能。Greenwood[7-8]數值研究了不同結構的UCC特點，及其在不同工況下的燃燒及排放情況。Mawid[9]用STAR-CD軟件模擬了直葉片中徑向槽對UCC的影響。Thornburg[10]模擬了帶有徑向槽的彎曲葉片的TIB的性能特征。Thibaud[11-12]則研究了梭型葉片對UCC性能的影響。

本文基于Greenwood的UCC結構基礎，將UCC技術應用在低壓渦輪導向器上，建立3種TIB模型，通過改變燃燒室結構，分析燃燒室的流動和燃燒特性。

1 物理模型

TIB基本結構（結構1）如圖1所示。中心體模擬發動機軸，中心體和前后管組成1個環形通道，通道內有6個周向均勻分布的葉片，每個葉片的同一側都開有徑向槽，葉片的頂部是由前后法蘭和環形蓋圍成的燃燒環，環形蓋上均勻分布6個燃油噴口和6×4個2次氣入射孔，每個燃油噴口底部均開有軸向槽，主氣流流動方向如圖1（a）中的粗箭頭所示。燃燒環寬為48 mm，具體尺寸可參考文獻[7]的試驗模型，但根據Anisko[13]的建議，其中的二次氣進氣角由37°增大到45°。液體燃料垂直噴入燃燒環內，二次氣45°傾斜射入燃燒環，做高速的向心運動，噴入的霧化燃料迅速蒸發、與空氣摻混，形成可燃混氣，發生燃燒，燃燒產物離開燃燒環后，進入下游葉間通道，可燃成分繼續燃燒，高溫燃氣在通道內與主流空氣摻混，發生動量、能量交換，組分擴散，最后排出通道。

圖1 TIB基本結構原理（結構1）

為分析此結構的性能，現將TIB模型中的燃燒環寬度縮短至25 mm，葉片和RVC相應縮小，并將RVC改為傾斜形式，得到TIB結構2，如圖2所示。在結構2基礎上，改變葉片形狀，將葉片后半部彎曲，得到TIB結構3，如圖3所示。

圖2 25mm寬的TIB結構

圖3 彎曲葉片的TIB結構

2 數學模型

2.1 計算域及網格

TIB結構為中心軸對稱，為了節省計算時間，本文只選取1/6模型，即只對60°的扇形域進行計算，Anisko驗證了此方法可行有效。利用ICEM軟件將此復雜的結構劃分為90萬左右的6面體網格，如圖4所示，從圖中的小圖可見，在邊界進行了適當的加密，將壁面的y+控制在100以內。

圖4 TIB計算域及網格

2.2 計算方法及模型選擇

采用CFD軟件FLUENT對流動及燃燒進行數值模擬。具體控制方程見參考文獻[15]。本文在歐拉框架下求解空氣（連續相）的N－S方程，在拉格朗日框架下求解油滴（離散相）的軌跡方程，即采用離散相模型（DPM）。通過隨機顆粒軌道模型來考慮二相間的相互作用，相間采用耦合計算。使用分離隱式穩態求解器，PRESTO格式離散壓力項，2階迎風格式離散對流項，中心差分格式離散擴散項，SIMPLEC算法處理壓力-速度耦合項。采用在處理旋轉剪切流和發動機燃燒室模型中較接近試驗[16-17]的Realizable k-ε湍流模型。近壁面采用非平衡壁面函數處理，來減少網格數量。燃燒室處在高溫環境，輻射換熱不應忽略，考慮到在輻射過程中帶有離散相的影響，且模型的光學厚度較小，故采用離散坐標（DO）輻射模型。

2.3 燃燒模型

燃燒室的燃燒過程屬于擴散燃燒，采用概率密度函數（PDF）模型模擬，假設所有物質具有相同的擴散率，流體局部化學反應處于平衡狀態，而不需要化學反應機理，物質守恒方程簡化為單一守恒量混合分數f的函數，用由β函數描述的PDF封閉反應模型。該燃燒模型十分適合湍流擴散火焰及類似過程的模擬，可計算發動機燃燒室中的燃燒問題[15]。液體燃料使用煤油（C12H23），根據文獻[7]建議，燃燒過程考慮了C12H23、CH4、CO、CO2、H2、H2O、H2O（液態）、O2、OH、N2及C（固態）等11種組分。污染物方面，考慮了熱力型NO和瞬發型NO模型[18]。

2.4 邊界條件

主氣流、二次氣流進口給定質量流量和溫度，出口給定壓力（如圖4所示），考慮燃燒室與環境的對流和輻射換熱，另設有旋轉式周期性邊界條件。燃料、壓力、溫度設置參考文獻[7]，燃油流量為8.89×10-4kg/s，用5種不同半錐角和直徑的油滴組合模擬實際噴嘴效果，油滴平均直徑為55μm，初速度為30.5 m/s；具體工況參數見表1。

表1 工況參數

3 結果討論與分析

分別建立3種不同結構對應的TIB模型，根據上述物理模型、計算方法及邊界條件，得到燃燒室的壓力、速度、部分組分體積分數、溫度場分布等情況。規定葉片帶RVC一側為葉背，反之為葉盆。取葉梢下游20mm（y=170）處為燃燒室出口。

3.1 壓力場

3種結構的TIB模型內部靜壓分布如圖5所示。從圖中可見，靜壓在燃燒環內變化不大，比進口壓力略低；氣體在進入燃燒環下游的葉間通道后，靜壓迅速下降，這是由于氣體流量增大，流速變大的結果。對比3種結構可以發現，結構3比結構1和2的進口靜壓高3500 Pa左右，很明顯是彎曲葉片帶來的影響；意味著在同等流量下，彎曲葉片比直葉片需要更大的進口壓力。對于結構2和3，在RVC內存在低壓區，如燃油進口截面（圖5（b）中y=72.5圈出部分），但結構1未發現類似現象，說明RVC的影響與燃燒環大小有關。觀察葉間通道內的靜壓分布，可以發現，在靠近葉背側，RVC尾部臺階下游均存在低壓區（圖5（a）中y=115截面，圖5（b、c）中y=110截面）。隨流動向下游進行，靜壓分布逐步趨于均勻。

圖5 TIB模型內部靜壓分布

3.2 速度場

燃燒室靠下游1組二次氣流進口截面（y=78.8）的速度矢量分布如圖6所示。從圖中可見，在燃燒環內主要是二次氣流引起的周向環流運動，底部通道主要是主流的軸向流動，燃燒環底部和葉間通道頂部的交界層發生二股氣流的滲透摻混過程。在軸向槽內形成了穩定的回流（圖6（a）中圈出及放大所示），部分環流氣體在流過葉片后，高速轉向進入RVC內，形成漩渦，部分氣體直接沖擊葉背側的主流，在葉盆側，主流基本未受到環流的影響。比較發現，在結構2和結構3內，由于燃燒環寬度減小，環流速度大，動量大，所以RVC內形成的漩渦較結構1明顯強度大，有利于流體之間摻混和能量的交換。

圖6 TIB二次氣流進口截面速度矢量分布

TIB內部的流動速度分布如圖7所示。總體上，流速趨勢大致相同，環流速度低于通道內主流速度；環流和主流在進入下游葉間通道混合后，速度顯著增加；下游葉間通道的速度分布不均勻，是由于葉背側流量大，葉背側的速度高于葉盆側。在靠近葉背處，RVC尾部臺階下游存在局部高速區（圖7（a）中y=115截面，圖7（b、c）中y=90截面），這是由于RVC內氣體被排擠出后，以2～3倍于主流的速度沿徑向和周向射入主流。同時，由于環流對主流的穿透程度弱，進入通道后，受主流排擠，集中在頂層，導致頂層流量大，速度高。還有1個基本原因，就是燃油燃燒后，氣體溫度升高，密度下降，體積增大，流量增加。對比3種結構發現，結構1的高速區面積較廣（y=115），若將后端面傾斜，能適當改善這種速度分布，如結構2的y=90截面所示；結構2的出口截面底部有較大的低速區，表明下游的低壓渦輪面臨不均勻的動量沖擊，但這種現象在彎葉片的結構3中并不明顯。

圖7 TIB模型內部速度分布

3.3 部分組分體積分數場

為分析燃燒室內部的燃燒情況，描繪燃燒室內的CO摩爾體積分數分布如圖8所示。從圖中可見，油滴進入燃燒環蒸發，由于局部燃油蒸氣體積分數高，氧氣不足，發生富油燃燒，出現CO高體積分數區。結構1中的CO主要集中在燃燒環偏下游區域（y=84～115），而結構2、3則主要集中在燃燒環的右半部（y=72.5截面）。首先，由于在結構2、3內，油滴受強旋流作用，向右偏轉程度大，在右半部較集中；其次，結構1內環流流速相對低，油滴蒸發常數小，油滴壽命長，運動范圍廣[19]，所以燃油蒸氣分布廣，發生富油燃燒區域廣，高CO區域大。

圖8 TIB模型內部CO摩爾體積分數分布

在下游葉間通道內，結構1的CO集中在葉背側，且到y=150截面就幾乎氧化完畢；但在結構2/3中，體積分數高的CO則集中在葉盆側，貼近葉片頂層，到出口仍有較多CO未氧化。

3.4 溫度場

3種結構燃燒室內部溫度分布如圖9所示。從圖中結構1可見，燃油噴入后，立即發生燃燒，軸向槽及其內的回流區起到了穩定點火源的作用。燃燒在整個燃燒環進行，溫度高，所以，燃油噴入后迅速蒸發，大量的燃油蒸氣隨即繼續燃燒。在進入下游葉間通道后，葉背側的溫度普遍高于葉盆側，葉盆側有較大的區域仍保持進口低溫，即未與高溫燃燒物混合；在葉背側的頂層存在高溫區。究其原因，首先，由前面流場分析可知，燃燒環燃燒物主要流入葉背側，同時集中在頂層；其次，未燃燒的燃油蒸汽和不完全燃燒物（如CO）隨環流進入葉間通道后，在高溫富氧的環境下，繼續氧化，進一步提高了當地溫度。

圖9 TIB模型內部溫度分布

3種結構的溫度分布不同，與結構1相比，結構2的燃燒環內出現了幾處極高溫度區（y=72.5圈出部分，溫度高于2000 K），同時在下游葉間通道靠近葉片頂層處，氣體一直保持極高溫度，在出口，中間有大面積極高溫度區和極低溫度區，溫度混合變差。主要原因是結構2的燃燒環寬度減小，燃油的燃燒空間幾乎減半，燃油在燃燒環內燃燒較集中，同時燃燒也不充分，大量可燃成分在下游葉間通道內繼續燃燒放熱。

對比結構2和結構3發現，將下游葉片彎曲，帶來的變化主要在下游通道。結構3的通道內仍有極高溫度區和未被加熱的區域存在，但由于葉片被彎曲，引起氣流隨葉片轉向，部分氣流沖擊葉盆側，這些改變均加劇了葉盆側與葉背側流體的混合，增強了冷熱流體間的換熱，所以，在結構3中，高低溫流體區域面積縮小。

燃燒室出口徑向平均溫度（網格節點平均）隨無量綱高度的變化如圖10所示。對于結構1，溫度隨高度基本呈線性增加，底部低，在900 K左右，頂部高，在1500 K左右，趨勢與文獻[20]一致。結構2的曲線也基本上隨高度增加而升高，但同位置的溫度較結構1高，根據前文的溫度場分析可知，由于燃燒環內燃燒不充分，氣體在通道內混合不均勻，出口仍有大面積高溫區所致。對于結構3，溫度基本上是先隨高度增加而降低，在30%高度出現最低溫，然后再逐漸升高。這是由于隨高度的增加，低溫區所占的比例逐漸增大，在高度達到30%以上，高溫區面積增大，平均溫度回升（如圖9（c）中y=170截面）。

圖10 TIB模型出口徑向平均溫度

3.5 結果對比及驗證分析

定量分析對比各種結構的燃燒室模型性能的參數值見表2，表中同時給出了Greenwood的試驗結果。表中：d p/p是絕對壓力損失；η是燃燒效率；T是出口平均溫度；UHC代表未燃碳氫化合物。d p/p、η計算為

式中：p3為進口壓力；p4為出口壓力。

式中：Hc為燃料燃燒的熱值，對于煤油，Hc=43500 kJ/kg；EI為排放指數，表示每千克燃油所產生的污染物的克數；CxHy代表未燃碳氫化合物。

表2 燃燒室性能參數與文獻[7]對比

其余參數定義可參考文獻[7]。考慮到本研究中溫度分布的不均勻性，特給出了2種處理方法的出口溫度。

對比結構1與文獻[7]試驗，考慮結構1進氣角度與文獻[7]實驗結構的差異，同時，由于試驗數據是在出口采集數各不同位置值的平均，而本文數值模擬是在質量加權平均求得的結果，2者存在差別，因此，可以說模擬結果與文獻試驗結果基本吻合，驗證了計算方法的準確性。特別是本文按網格節點平均得到的出口溫度（1261 K）與試驗值（1254 K）很接近。

對比各個結構的出口溫度發現，按照質量加權平均與節點平均得到的結果差別很大，主要因為：一方面，出口溫度分布很不均勻，特別是結構2和結構3；另一方面，低溫氣體所占質量分數較大，但面積小。這意味著要將該結構應用于發動機，應著重加強高低溫氣體的混合，改善出口溫度場。

對比結構1和結構2的結果發現，縮小燃燒環寬度，壓力損失降低，CO、UHC排放增加，燃燒效率下降，是由燃油在燃燒環內燃燒不充分所致。對比結構2和結構3的結果發現，彎曲的葉片會增大壓力損失，但由于加劇了混合，CO、UHC排放減小，提升了燃燒效率。在NOx排放方面，結構2和結構3相當，均比結構1大，這是由于結構2和結構3存在極高溫區，而且范圍較廣。

從模擬結果整體可以看出，燃燒室的壓力損失小（包含流阻損失和熱阻損失），燃燒效率高，出口平均溫度較進口提高了630 K左右。

4 結論

通過對3種結構的壓力場、速度場、部分組分分布、溫度場的比較及與文獻的對比發現，燃燒環寬度、葉片形狀對燃燒室設計有重要影響。

（1）本文采取的物理模型和計算方法能準確模擬渦輪葉間補燃室內的流動及燃燒情況。

（2）3種結構的渦輪葉間補燃室都保持著高燃燒效率、低總壓損失的特征，性能穩定。

（3）減小燃燒環的寬度，更緊湊的渦輪補燃室能夠在同樣的燃燒效率下，降低壓力損失，但會帶來燃燒產物與主流摻混減弱、以及溫度分布惡化和氮化物排放增加。

（4）將葉片后半部彎曲后，可以強化燃燒產物與主流的摻混，提高燃燒效率，但會增大壓力損失。

[1]方昌德.航空發動機的發展歷程[M].北京：航空工業出版社, 2007：14-15.

[2]沈維道,蔣智敏,童鈞耕.工程熱力學[M].北京：高等教育出版社，2000：281-292.

[3]Sirignano W A,Liu F.Performance increases for gas turbine engines through combustion inside the turbine[J].Journal of Propulsion and Power，1999,15（1）：111-118.

[4]Sirignano W A,Delplanque J P,Liu F.Selected challenges in jetand rocketengine combustion research[R].AIAA-97-2701. [5]Liu F,SirignanoW A.Turbojetand turbofan engine performance increases through turbine burners[R].AIAA-2000-0741.

[6]Zelina J,Ehret J,Hancock R D,et al.Ultra-compact combustion technology using high swirl for enhanced burning rate[R].AIAA-2002-3725.

[7]Greenwood R T.Numerical analysis and optimization of the ultra compact combustor[R].AD-434747,2005.

[8]Greenwood R T,Anthenien R A.Computational analysis of the ultra compact combustor[R].AIAA-2005-220.

[9]Mawid M A,Thornburg H,Sekar B,et al.Performance of an Inter-Turbine Burner(ITB)conceptwith three-different vane cavity shapes[R].AIAA-2006-4740.

[10]Thornburg H,Sekar B,Zelina J,et al.Numerical study of an Inter-Turbine Burner(ITB)conceptwith curved radial vane [R].AIAA-2007-649.

[11]Thibaud V M,Tang H.Numerical investigation of Turbine Inter-Blade(TIB)concepts with two different radial vane cavity shapes[C]//7th International Conference on Computational and Experimental Engineering and Sciences, Nanjing：ICCES，2011：151.

[12]Thibaud Van Moe.Numerical investigation of ultra-compact combustormodels for Turbine Inter-Blade Burner(TIB)[D]. Nanjing：Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2011.

[13]Anisko J.Numerical investigation of cavity-vane interactions within the ultra compact combustor[R].AD-A449336,2006.

[14]ANSYS Inc.ANSYS ICEM CFD 11.0[K].Pennsylvania：ANSYS Inc,2007：82-251.

[15]FLUENT Inc.FLUENT 6.3 User's Guide[K].New Hampshire：Fluent Inc,2006：1-96.

[16]金戈,張志學,顧銘企.QD128航改燃氣輪機燃燒室數值模擬[J].航空發動機.2008（2）：30-35.

[17]蒲寧.航空發動機燃燒室數值仿真中湍流模型的比較研究[D].沈陽：沈陽航空工業學院,2009.

[18]《航空發動機設計手冊》總編委會.航空發動機設計手冊：第9冊[M].北京：航空工業出版社,2000：1-5.

[19]傅維標,衛景彬.燃燒物理學基礎[M].北京：機械工業出版社,1984：99-105.

[20]Mawid M A,Park T W,Thornburg H,et al.Numerical analysis of Inter-Turbine Burner(ITB)concepts for improved gas turbine engine performance[R].AIAA-2005-1162.

Num erical Investigation of a Turbine Inter-Vane Burner

LIM ing1,2,TANG Hao2,GAO Da-peng1,MO Da3
（1.China National LightW eightGasTurbine Development Center, Beijing 100009,China;2.College of Energy and Power Engineering,Nanjing University of Aeronauticsand Astronautics,Nanjing 210016,China;3.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

In order to improve the performance of gas turbine engines,Turbine Inter-Vane Burner(TIB)model was built by the application of Ultra-Compared Combustion(UCC)technology on low-pressure turbine guide vanes.Three TIBmodelswere designed by changing the combustor structure.The computational fluid dynam ics(CFD)code FLUENTwas used to simulate and analyze the turbulent flow and combustion of the combustor.The results show that the TIB can enhance combustion efficiency.Themathematicalmodels and numericalmethodsare reasonable and the numerical results provide important reference to the design of TIB.

Turbine Inter-vane Burner；ultra-compact combustion;numerical simulation;gas turbinesengines

國家自然科學基金（51076064）資助

2012-01-13