弱旋流對LPP燃燒室下游流場影響的數值研究

桂韜，房人麟，鄧遠灝，徐華勝

（中國燃氣渦輪研究院，成都610500）

弱旋流對LPP燃燒室下游流場影響的數值研究

桂韜，房人麟，鄧遠灝，徐華勝

（中國燃氣渦輪研究院，成都610500）

為了解弱旋流燃燒下游的流場特性及其對貧油預混預蒸發（LPP）燃燒室的影響，采用數值模擬方法，對6種不同旋流器流道特征的弱旋流燃燒室三維冷態流場進行數值模擬。結果表明，旋流器流道特征對下游流場特性產生較大影響，不同葉片通道的旋流器下游中心回流區的形狀、尺度、速度梯度和全流場速度分布均呈現出不同特征。主模旋流器旋流數低于0.51時，中心回流區基本相同且尺度較小，主要由副模旋流控制；主模旋流器旋流數增至0.59時，旋流器下游形成了由主模旋流控制的更大的中心回流區。

民用航空發動機；貧油預混預蒸發燃燒室；弱旋流燃燒技術；旋流器；透光率；流場特性；數值模擬

1　引言

現代民用航空發動機正朝著更低排氣污染方向發展，作為其污染排放唯一來源的燃燒室，目前主要采用富油-急冷-貧油（RQL）和貧油預混預蒸發（LPP）方案來降低污染排放，其中LPP方案已在民用發動機GEnx和LEAP上得到應用。相關研究表明［1-4］，流場脈動和燃燒不穩定是貧油預混低污染燃燒最容易出現的問題，特別是貧油預混火焰在強旋流作用下更容易產生振蕩燃燒，當振蕩達到一定振幅時會影響發動機運轉，甚至導致燃燒室和渦輪等嚴重損壞。

貧油預混低污染燃燒室頭部大多采用主-副模同心圓式組合結構，其中副模為直接混合燃燒，主模為貧油預混燃燒。為防止振蕩燃燒及保證在主模出口形成穩定的脫體火焰，其主模旋流器為弱旋流［1］，可通過減小旋流器葉片安裝角、降低葉片稠度、縮短葉片長度，或采用有旋/無旋空氣組合來降低旋流器旋流強度。美國伯克利國家實驗室于1991年提出的弱旋流燃燒（LSC）技術（圖1），就是通過有旋/無旋空氣組合來實現弱旋流燃燒。該技術是一種新型預混燃燒技術，核心機理是利用弱旋流形成漸擴流動，使得湍流預混火焰在漸擴流中自由逆向傳播。由于漸擴流對火焰的剪切作用很弱且沒有回流，能有效抑制振蕩燃燒，使得火焰的穩定性大大增強，甚至能在超貧預混氣中穩定燃燒，實現超低排放［5］。

圖1　弱旋流燃燒示意圖［5］Fig.1 Scheme and photo of the low swirl combustion［5］

國外研究人員對弱旋流燃燒技術穩定火焰機理、流場和火焰結構、污染排放、燃料適應性等進行了大量試驗研究。Yegian等［6］設計了以天然氣為燃料的弱旋流燃燒室（LSB），實現了均值為14 mg/L的NOx排放。Nazeer等［7］發展了一種弱旋流噴嘴（LSI）技術，并對其進行了高壓單頭部試驗和常壓全環試驗，高壓單頭部試驗表明副油百分數為5%時NOx排放量低于5 mg/L，常壓全環試驗同樣驗證了該技術的超低排放能力。Cheng等［8-11］采用PIV對不同雷諾數LSI燃燒室冷熱態流場進行測量，結果表明湍流平均速度和脈動速度對雷諾數變化不太敏感，不同雷諾數下中心附近區域的流場沿徑向擴張及軸向速度衰減趨勢各不相同，遠場形成了一個非常弱的回流區。同時還發現，采用氫燃料或碳氫燃料整體流場呈現出一致性，火焰筒直徑對冷熱態流場有很大影響，頭部安裝加長套筒有利于火焰穩定。

國內對弱旋流燃燒技術的研究尚處于摸索階段，由于該技術對實現超低排放具有很大的發展前景，并能有效抑制貧油預混火焰發生振蕩燃燒，因此很有必要對其進行深入研究。本文立足弱旋流燃燒技術，以有旋/無旋空氣組合式旋流器為研究對象，重點探究旋流器流道特征對弱旋流燃燒室流場的影響規律。

2　有旋/無旋空氣組合式旋流器

圖2所示為可有效減弱旋流強度的有旋/無旋空氣組合式旋流器，白色區域為無旋空氣，其余空氣旋轉進入旋流器。引入反映旋流器透光程度的參數透光率δ，并定義為直通面積（白色區域）占旋流器進口面積（黑白區域之和）的百分比，即：δ=AZ/AS。

圖2　旋流器透光程度示意圖Fig.2 Scheme and photo of the swirler penetration ratio

本文研究的弱旋流燃燒室旋流器如圖3所示，副模旋流器均為不透光設計，其內旋流器和中間旋流器同為順時針旋轉，代表其各自旋流強度的旋流數S分別為0.48和0.63；主模外旋流器為有旋/無旋空氣組合式結構，逆時針旋轉，其旋流數可通過式（1）近似計算。

式中：Gφ和Gx分別為氣流流過旋流器后具有的旋轉角動量和軸向動量，rs和Rs分別為旋流器內、外半徑。通過改變主模外旋流器葉片角β，得到6種不同旋流強度方案，其具體參數如表1所示。

圖3　弱旋流燃燒室旋流器結構Fig.3 Swirler structure of low-swirl combustor

表1　外旋流器參數Table 1 Parameters of the outer swirler

3　數值模型

3.1計算模型及網格

弱旋流燃燒室計算模型及網格如圖4所示。該燃燒室模型是在某單管燃燒室上進行的簡化，保持燃燒室頭部的結構尺寸及主、副模流量分配與單管燃燒室的一致。由于本文的主要目的是研究頭部主模弱旋流旋流器對頭部下游流場的影響，為減少主燃孔射流等對流場的干擾，略去頭部冷卻小孔、火焰筒冷卻孔及主燃孔和摻混孔。利用UG建立流體域實體模型，用ICEM軟件進行四面體網格劃分，對進口、旋流器通道及葉片、小臺階面進行局部網格加密，各模型總網格數基本在380萬左右。

圖4　弱旋流燃燒室計算模型及網格Fig.4 Computational model and grid of low-swirl combustor

3.2控制方程及數值方法

采用三維RANS方程并以標準k-ε湍流模型使方程組封閉。在定常條件下，弱旋流燃燒室冷態流場的不可壓流動可用以下控制方程描述：

（1）連續性方程

（2）動量守恒方程

式中：ρ為流體密度；ν→為流體速度矢量；Sm為連續相增加的質量源項，如燃油蒸發后進入氣體中的質量；p為靜壓；τˉ為牛頓流體定義下的粘性力張量；ρg?為質量；F→為除重力外作用在微元體上的其他體積力。

采用隱式差分法和壓力-速度耦合的SIMPLE算法，近壁區域模擬采用標準壁面函數，湍動能、湍流耗散率、動量方程和能量方程均采用二階迎風格式離散。

3.3邊界條件

燃燒室進口1和進口2均給定為速度進口邊界條件，通過調節進口流速來保證流入主-副模的質量流量，空氣采用不可壓理想氣體。燃燒室出口給定為壓力出口邊界條件，壁面為無滑移、絕熱邊界條件。具體計算工況為：燃燒室進口溫度T3=838.78 K，進口壓力p3=3 333.6 kPa，副模進口質量流量min1= 0.252 8 kg/s，主模進口質量流量min2=1.264 0 kg/s。

4　計算結果及分析

4.1旋流強度對燃燒室整體流場的影響

圖5比較了4種不同旋流強度的外旋流器方案（方案1、3、5和6）在Z=0截面的流線和零速度線，其旋流數S分別為0.17、0.33、0.51和0.59。可見，各方案在中心附近區域均形成了對稱的中心回流區，在頭部與火焰筒角落形成了對稱的角渦。但各方案整體流場各不相同，外旋流器旋流強度（S≤0.51）較弱時，中心回流區尺度較小，形狀相近，該回流區主要由值班級旋流形成。隨著外旋流器旋流強度的增強，中心回流區上下對稱渦的強度增強，渦心逐漸向上游移動，當外旋流器S增至0.59時（方案6），中心回流區尺度明顯增大，此時外旋流器的旋轉氣流對回流區的形成起主導作用。

圖6為方案1～6在Z=0截面中心回流區的對比圖。可見，外旋流器S≤0.51時（方案1～5），中心回流區的形狀和大小隨旋流強度的變化較小；當外旋流器S增至0.59時，回流區軸徑向尺度明顯增大。

圖7為Y=0截面軸向速度等值線圖。可見，當外旋流器S≤0.51時，旋流器下游呈現基本相同的速度等值線分布，此時外旋流器旋流強度較弱，不足以形成較大的中心回流區；當外旋流器S增至0.59時，中心區速度等值線逐步向徑向和下游擴張形成更大的中心回流區，回流區速度梯度增大，回流強度明顯增強。

4.2流道特征對燃燒室速度分布的影響

圖8為距旋流器出口40 mm、100 mm的X=4和X=10截面軸向速度u的分布圖。可見，在外旋流器0.17≤S≤0.59范圍內，兩個截面軸向速度的分布規律相同，存在兩個正速度峰值和一個負速度峰值并關于中心軸線對稱。其中，X=4截面，當外旋流器S≤0.41時，軸向速度正速度峰值隨S的增大而減小，峰值位置沿徑向向外移動；當旋流數繼續增大（0.51≤S≤0.59）時，正速度峰值又開始增大，峰值位置呈現沿徑向向內移動的趨勢；負速度峰值隨外旋流器S的增大一直增大，且峰值位于Y=0處。X=10截面，在外旋流器S≤0.51內，軸向速度正速度峰值隨S的增大先減小后增大再減小，峰值位置基本不變，位于Y=±60 mm處；當S增至0.59時，正速度峰值明顯減小，峰值位置沿徑向向內移動；負速度峰值隨外旋流器S的增大變化不大。

圖5　Z=0截面流線圖和零速度線Fig.5 Streamline and zero axial velocity line at planeZ=0

圖6　Z=0截面中心回流區對比示意圖Fig.6 Comparison of central recirculation zone at plane Z=0

圖7　Y=0截面軸向速度等值線Fig.7 Axial velocity contours at plane Y=0

圖8　X=4和X=10截面的軸向速度分布Fig.8 Axial velocity distribution at plane X=4 andX=10

圖9為X=4和X=10截面Z方向速度v分布圖。可見，X=4截面在外旋流器0.17≤S≤0.51范圍內Z方向速度的分布規律相同，存在一正一負兩個速度峰值并關于中心原點對稱，速度峰值隨旋流數S的增大先增大后減小，峰值位置基本不變，位于Y=± 40 mm處；當S增至0.59時，Z方向速度的分布變化很大，速度峰值增大，峰值位置沿徑向向外移動。X=10截面在外旋流器0.17≤S≤0.59范圍內Z方向速度的分布規律相同，同樣存在一正一負兩個速度峰值并關于中心原點對稱，速度峰值隨S的增大而增大，峰值位置基本不變，位于Y=±50 mm處。

圖9　X=4和X=10截面的Z方向速度分布Fig.9Zvelocity distribution at plane X=4 and X=10

5　結論

（1）弱旋流下游形成了對稱的中心回流區，其形狀、尺度、速度梯度及全流場速度分布，會因主模旋流器流道特征（旋流數）的變化而發生改變。

（2）主模旋流器S≤0.51時，不同流道特征的外旋流器下游中心回流區尺度均較小，形狀基本相同，且流場中各速度分量的分布形狀相似，其流場特性表現的差異在于回流區上下對稱渦的強度隨旋流數的增大而增強，流場各速度分量的分布隨旋流數的改變呈現出規律性變化。

（3）主模旋流器S增至0.59時，流場的差異性變大，旋流器下游形成了較大的中心回流區，其軸徑向尺度較S≤0.51時明顯增大，回流區內速度梯度增大，回流強度明顯增強，流場各速度分量分布形狀也發生明顯變化。

［1］尉曙明.先進燃氣輪機燃燒室設計研發［M］.上海：上海交通大學出版社，2014.

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［9］Cheng R K，Littlejohn D.Effects of combustor geometry on the flow fields and flame properties of a low-swirl injector［R］.ASME GT2008-50504，2008.

［10］Therkelsen P L，Littlejohn D，Cheng R K，et al.Effect of combustor inlet geometry on acoustic signature and flow fieldbehaviourofthelowswirlinjector［R］.ASME GT2010-23498，2010.

［11］Littlejohn D，Cheng R K，Noble D R，et al.Laboratory investigations of low-swirl injectors operating with syngases［R］.ASME GT2008-51298，2008.

Numerical study of the influence of low-swirl on downstream flow fields of lean premixed pre-vaporized combustor

GUI Tao，FANG Ren-ling，DENG Yuan-hao，XU Hua-sheng
（China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China）

In order to gain an understanding of the flow field characteristics of low-swirl combustor and the influence factor on low-swirl premixed pre-vaporized（LPP）combustor，six different swirl geometries of low-swirl combustors were simulated with a 3D numerical study.The results show that，great influence was found and the shape，scale and velocity grads of the central recirculation zone and the velocity distribution of the whole flow field are different with different swirl geometry.The central recirculation zone which is controlled by the pilot swirler is alike and small when the swirl number of the main swirler is no larger than 0.51，while when it is up to 0.59，a larger central recirculation zone which is mainly controlled by the main swirler was found in the downstream.

civil aero-engine；lean premixed pre-vaporized combustor；low swirl combustion（LSC）technology；swirler；penetration ratio；flow filed characteristics；numerical simulation

V231.3

A

1672-2620（2015）05-0014-05

2014-12-19；

2015-09-06

桂韜（1990-），男，湖南衡陽人，助理工程師，碩士研究生，主要從事航空發動機燃燒室性能設計與分析工作。