雙凹腔超緊湊型渦輪級間燃燒室數值模擬*

駱廣琦,曾劍臣,孟 龍,吳 濤,胡砷纛

(空軍工程大學航空航天工程學院,西安 710038)

雙凹腔超緊湊型渦輪級間燃燒室數值模擬*

駱廣琦,曾劍臣,孟 龍,吳 濤,胡砷纛

(空軍工程大學航空航天工程學院,西安 710038)

為了提高超緊湊型渦輪級間燃燒室在航空發動機的應用范圍,文中在常規超緊湊燃燒室上引入駐渦燃燒,提出了一種雙凹腔燃燒室。利用CFD技術對雙凹腔燃燒室的三維兩相流場和燃燒進行了數值模擬。結果表明:總壓損失低至2.81%,燃燒室效率高達99.7%,氣體溫度提高685.7 K;出口徑向溫度隨無量綱高度呈線性分布。與常規超緊湊燃燒室相比,雙凹腔駐渦燃燒室具有更高的燃燒效率、出口溫度和更低的總壓損失。

駐渦燃燒;超緊湊;渦輪級間燃燒;數值模擬

0 引言

由于航空發動機熱力循環的熱效率主要由循環增溫比決定,提高渦輪進口溫度便成為增大熱效率的主要方法[1]。但高溫會帶來材料、冷卻等方面的問題,致使依靠增大渦輪進口溫度提升發動機性能的方法受到限制。因此有必要在熱力循環模式上進行創新以進一步提升發動機性能。渦輪級間燃燒室(interstage turbine burner,ITB)通過在渦輪葉片間通道或高低壓渦輪間組織再次燃燒,實現發動機循環功的提高[2-3]。

目前,ITB主要有兩種設計方案。一種是在高低壓渦輪的過渡段通道內設置一個燃燒室[4-5]。另一種是美國空軍實驗室(air force research laboratory,AFRL)提出的超緊湊燃燒室(ultral compact combustor,UCC)方案[6],通過在低壓渦輪靜葉的周向增設一個周向腔,使燃油和空氣在周向實現摻混燃燒。國外為提升ITB的性能進行了大量探索。Mawid等[7-8]通過在UCC導流葉片上設置徑向凹槽(radial vane cavity,RVC),促進了周向腔內的燃氣與主流的摻混。Thornburg等[9-11]采用雙級預旋彎葉片代替直導流葉片,使UCC出口截面溫度分布更加均勻。Sekar等[12-14]為克服常規UCC性能會隨著主流通道尺寸的增大而下降的缺點,提出了一種基于凹腔駐渦燃燒原理的矩形結構的UCC。國內針對ITB也開展了富有成效的研究。例如,鄭九洲[15]、宋文艷[16]等利用數值計算,研究了ITB對航空燃氣輪機性能的影響,莫妲[17]、李明[18]等用數值模擬的方法,分別探討了對二次氣流入射角度、當量比對UCC性能的影響。

目前國內針對UCC的研究主要側重于常規UCC結構上的性能優化,而在UCC中引入駐渦燃燒的相關研究較少。文中在常規UCC模型的基礎上,引入駐渦燃燒理念,建立了雙凹腔UCC模型。在驗證計算模型正確的基礎上,利用CFD方法研究了雙凹腔UCC的流動特性和燃燒性能,并與常規UCC進行了比較分析。

1 物理模型

1.1 模型結構

圖1為常規UCC和雙凹腔UCC模型的結構示意圖。為了形成駐渦,雙凹腔UCC在常規UCC的基礎上對周向腔結構進行了重新設計,在后部設置了一個二次流凹腔,并將二次氣流入射口和燃油噴嘴布置在凹腔表面。二次流凹腔通過進氣縫與周向腔實現連通,形成雙凹腔結構。二次氣流入射口由原來的24個減少至12個,以相對于壁面切向37°安裝角布置在二次流凹腔的周向。12個燃油噴嘴分布在二次流凹腔后壁面,介于兩兩二次氣流入射口之間。

圖1 常規UCC和雙凹腔UCC模型的結構示意圖

1.2 基本原理

二次氣流從周向傾斜射入二次流凹腔,形成周向旋流。此時從二次流凹腔后部噴入的霧化燃油迅速蒸發,與空氣摻混形成油氣混合氣。在壓差作用下,油氣混合氣經頂部進氣縫進入周向腔,同時主流從底部向前流過周向腔,兩股氣流相互作用,在周向腔內形成旋渦,發生駐渦燃燒。駐渦燃燒產物從周向腔進入葉間通道后,剩余的可燃組分將與主流空氣進行摻混,繼續燃燒。

1.3 網格劃分

由于燃油噴嘴位于兩兩空氣入口之間,導致雙凹腔UCC整體結構不具備周期性對稱特征,因此對全環模型進行網格劃分。為兼顧網格的質量和計算效率,計算采用結構化網格。應用ANSYS ICEM CFD軟件對雙凹腔UCC模型進行網格劃分,如圖2所示,網格總數達到4 189 620,并對壁面采取了加密處理,使近壁網格的y+控制在30～100之間。

圖2 雙凹腔UCC計算網格

1.4 計算方法

利用FLUENT對雙凹腔UCC的流動特性和燃燒性能進行數值模擬。采用基于壓力的分離隱式穩態求解器,SIMPLE算法求解控制方程,二階迎風格式離散對流項,交錯壓力格式(pressure staggering option,PRESTO)離散壓力項,控制方程采用亞松弛因子控制收斂。數值計算采用Realizablek-ε湍流模型,近壁面采用非平衡壁面函數以減少壁面附近的網格數量。燃燒過程采用β函數描述的非預混燃燒(PDF)模型模擬。油氣混合燃燒是兩相三維流動,在歐拉框架下求解連續相(空氣)的N-S方程,在拉格朗日框架下求解離散相(油滴)的軌跡方程,采用隨機顆粒軌道模型考慮兩相的相互作用,相間進行耦合計算。污染物考慮了熱力型NO和快速型NO。

1.5 邊界條件

設置5個空心圓錐噴嘴來模擬實際噴霧[19],燃油噴射速度為30.5 m/s,溫度為341 K。主流、二次氣流進口均采用質量流量進口,主流出口設置為壓力出口,其他邊界條件和文獻[19]的工況條件1保持一致,詳細參數見表1。

1.6 計算模型驗證

文中采用文獻[19]的結果來驗證計算模型的正確性。驗證模型為帶RVC結構的60°常規UCC模型,得到的計算結果與文獻[19]的實驗和計算結果進行對比,具體情況見表2。其中,dP/P為總壓損失,各組分在出口的含量用摩爾分數表示,ηb為燃燒效率,Texit為出口平均溫度。

表1 工況參數

從表2中各項參數可以看出,文中模型計算值中的CO、CO2、O2等組分濃度、總壓損失dP/P和出口溫度Texit比文獻計算值更接近實驗結果,雖然NOx組分濃度和燃燒效率略高于文獻計算和實驗值,但在可接受的誤差范圍內。從整體上來看,文中建立的計算模型是合理的,可以較好的模擬實驗結果。

表2 常規UCC性能參數與文獻[19]對比

2 計算結果與分析

采用上述計算方法和邊界條件進行CFD數值模擬,獲得雙凹腔UCC的溫度場、壓力場、組分分布情況。

2.1 溫度場分布

圖3 雙凹腔UCC溫度場分布云圖

圖3展示了雙凹腔UCC溫度場分布云圖。從圖中可以看出,二次流凹腔內的氣流溫度較低,而周向腔內的溫度沿著主流方向逐漸升高,且分布越來越均勻。周向腔高溫油氣混合氣在進入主流后,發生了貧油燃燒,使主流下游通道頂部產生了一圈高溫區,并向中心擴散。

圖4是常規UCC溫度場分布云圖,從圖中可以看出,相比雙凹腔UCC,常規UCC周向腔的整體溫度偏低,但在主流下游徑向凹槽一側的頂部存在局部高溫區。

圖4 常規UCC溫度場分布云圖

圖5給出了雙凹腔UCC和常規UCC出口截面的徑向平均溫度隨出口無量綱高度變化圖。由圖可知,隨著出口無量綱高度增加,雙凹腔UCC的徑向平均溫度始終高于常規UCC。這主要是由于雙凹腔UCC在周向腔的燃燒更為充分,形成了大范圍的高溫區。這將使主流在與周向腔高溫燃氣的摻混過程中獲得較多的熱量,溫度有更大的提高。

圖5 雙凹腔UCC和常規UCC出口截面徑向溫度分布

2.2 壓力場分析

圖6給出了雙凹腔UCC壓力場分布云圖。壓力場沿主流方向整體分布均勻,壓力最高的區域位于二次流凹腔。主要有以下兩個原因:一是二次流凹腔體積很小,而噴入的空氣和燃油流量較大,導致腔內發生氣流的堵塞,從而使壓力有大幅的提升;二是燃油和空氣在腔內發生的富油燃燒反應使混合氣體迅速膨脹,從而壓力進一步提高。在主流通道,主流壓力呈現先增加,后逐漸降低,在導向葉片后緣出口達到最低后又略有回升的特點。因為主流在流經導向葉片時,由于通道的面積逐漸減小,速度會不斷增加,導致壓力降低。而對于主流下游通道,由于高速燃燒混合氣的匯入和通道面積的漸縮,導致壓力出現大幅的降低,在離開導向葉片后,隨著通道橫截面積增大,壓力值又會略有升高。

圖6 雙凹腔UCC壓力場分布云圖

2.3 組分濃度分析

部分組分濃度的分布情況見圖7。其中圖7(a)、圖7(b)分別給出雙凹腔UCC各橫截面CO和CO2摩爾分數圖。CO主要分布在周向腔內,而在主流下游通道內濃度很低,CO2的分布正好與CO相反,并且與溫度分布相一致。這主要是由于周向腔內當量比較大,發生富油燃燒,產生大量CO。在主流下游通道,周向腔未燃燒完全的CO會與主流的O2繼續反應生成CO2,導致CO濃度下降,CO2濃度上升。

圖7(c)、圖7(d)分別為雙凹腔UCC各橫截面O2和C12H23摩爾分數圖。從圖中可以看出,O2在主流通道濃度較高,而在周向腔內濃度很低。說明周向腔內的燃燒反應較為完全,O2被大量消耗。而在主流下游通道,通道頂部與燃燒混合氣發生摻混燃燒,使O2濃度降低,但由于主流速度較大,中心區域受氣流摻混的影響較小,仍然保持了較高的O2濃度。而C12H23濃度在各個區域的濃度都很低,說明雙凹腔UCC的燃燒很完全。

圖7 雙凹腔UCC部分組分分布云圖

2.4 結果分析

表3是文中計算得到的雙凹腔UCC性能參數與常規UCC計算結果的對比。

表3 雙凹腔UCC性能參數與常規UCC對比

從模擬結果可以看出,燃燒室的進出口絕對壓力損失是2.81%,效率達到99.7%,出口溫度為1 217.7 K,比進口溫度提高了685.7 K,污染物排放水平為每百萬顆粒中有67.3個NOx顆粒和229.7個CO顆粒。

與常規UCC相比,雙凹腔UCC的總壓損失和CO排放量均有大幅的下降,同時出口溫度、燃燒效率和NOx排放量也有一定程度的提高。這主要是由于雙凹腔UCC不僅在橫截面形成了高速旋流,還在縱截面形成了駐渦,進一步促進了燃油和空氣的摻混,提高了燃燒效率和燃氣混合氣溫度,降低了CO的濃度。但隨著溫度的提高,相應的生成了更多的熱力型NOx,提高了NOx的排放量。

3 結論

為提高UCC的可行性,文中基于駐渦燃燒的原理,對常規UCC物理模型進行了改進,提出了一種雙凹腔UCC,通過對其速度場、溫度場、壓力場、組分濃度的模擬結果分析,主要有以下結論:

1)文中的計算模型經驗證是可行的,因此模擬得到的雙凹腔UCC流動特性和燃燒特性具有一定的參考價值。從模擬結果可以看出,文中提出的雙凹腔UCC整體性能優于常規UCC,具有良好的研究前景。

2)雙凹腔UCC具有良好的燃燒性能,總壓損失只有2.81%,燃燒效率達到99.7%,出口溫度比進口提高了685.7 K。

3)雙凹腔UCC出口截面徑向平均溫度隨出口高度近似呈線性增長,但與理想的拋物線溫度分布存在較大差距。同時主流下游通道頂部溫度過高對壁面材料提出了更高的要求。

4)由于彎曲導流葉片能加強周向腔內的燃燒產物與主流摻混,可以考慮引入彎曲導流葉片改善雙凹腔UCC的出口溫度場。

[1] 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.

[2] 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.

[3] 尚守堂, 程明, 劉殿春, 等. 渦輪間燃燒室技術的研究現狀與發展趨勢 [J]. 航空科學技術, 2011(4): 79-81.

[4] LEE A S, SINGH R, PROBERT S D. Performances of a two-combustor turbofan engine under design and off-design conditions:AIAA 2008-490[R]. 2008.

[5] LEE A S, SINGH R, PROBERT S D. Two-combustor engine’s transient performance:AIAA 2009-4837[R]，2009.

[6] ZELINA J, EHRET J, HANCOCK R D, et al. Ultra-compact combustion technology using high swirl for enhanced burning rate:AIAA 2002-3725[R]. 2002.

[7] MAWID M A, PARK T W, THORNBURG H, et al. Numerical analysis of inter-turbine burner (ITB) concepts for improved gas turbine engine performance: AIAA 2005-1162 [R]. 2005.

[8] MAWID M A, THORNBURG H, SEKAR B, et al. Performance of an inter-turbine burner (ITB) concept with three different vane cavity shapes: AIAA 2006-4740 [R]. 2006.

[9] THORNBURG H, SEKAR B, ZELINA J, et al. Numerical study of an inter-turbine burner (ITB) concept with curved radial vane: AIAA 2007-649 [R]. 2007.

[10] THORNBURG H, SEKAR B, ZELINA J. Analysis of curved radial vane cavity arrangements for inter-turbine burner (ITB): AIAA 2008-1024 [R]. 2008.

[11] SEKAR B, THORNBURG H, LIN C X, et al. Inter-turbine burner (ITB) performance for circumferential cavity volume variations for cold and heated fuel injection: AIAA 2008-4566 [R]. 2008.

[12] SEKAR B, THORNBURG H, BRIONES A M, et al. Effect of trapped vortex combustion with radial vane cavity arrangements on predicted inter-turbine burner performance: AIAA 2009-4603 [R]. 2009.

[13] BRIONES A M, SEKAR B, THORNBURG H, et al. Effect of vane notch and ramp design on the performance of a rectangular inter-turbine burner: AIAA 2010-581 [R]. 2010.

[14] BRIONES A M, SEKAR B, THORNBURG H J. Enhanced mixing in trapped vortex combustor with protuberances part 2: two-phase reacting flow: AIAA 2011-3422 [R]. 2011.

[15] 駱廣琦, 鄭九洲, 張發啟. 多級渦輪級間燃燒室發動機與常規渦輪噴氣發動機性能對比研究 [J]. 彈箭與制導學報, 2009, 29(1): 162-165.

[16] 駱廣琦, 宋文艷, 宋迪源. 循環參數對渦輪級間燃燒室發動機性能影響 [J]. 彈箭與制導學報, 2009, 29(5): 152-154.

[17] 莫妲, 唐豪, 李明, 等. 二次氣射流角對渦輪葉間燃燒室的影響研究 [J]. 航空發動機, 2012, 38(5): 18-21.

[18] 李明, 唐豪, 莫妲, 等. 當量比對渦輪葉間燃燒室性能影響的數值模擬 [J]. 燃燒科學與技術, 2012, 18(2): 161-168.

[19] MOENTER D S. Design and numerical simulation of two-dimensional ultra compact combustor model sections for experimental observation of cavity-vane flow interactions:ADA 456932[R]. 2005.

Numerical Simulation of an Ultra-compact Interstage Turbine Burner with Double Concave Cavity

LUO Guangqi,ZENG Jianchen,MENG Long,WU Tao,HU Shendao

(Aeronautics and Astronautics Engineering College, Air Force Engineering University, Xi’an 710038, China)

To improve application of ultra-compact interstage turbine burner in aero gas turbine engine, trapped vortex combustion in conventional ultra-compact combustor was introduced and a double concave cavity combustor was proposed. CFD was used to simulate three-dimensional two-phase combustion flow field and combustion in the combustor. The results show that gas temperature increases by 685.7 K with 2.81% total pressure loss and 99.7% combustion efficiency and radial temperature grows linearly with dimensionless height. Compared with conventional ultra-compact combustor, the double concave cavity combustor has higher combustion efficiency, exit temperature and lower total pressure loss.

trapped vortex combustion; ultra-compact; interstage turbin burner; numerical simulation

2015-09-22

駱廣琦(1971-),男,陜西涇陽人,教授,博士生導師,研究方向:推進系統氣動熱力理論與工程。

V231.2

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