基于Gam bit前處理的氣膜冷卻火焰筒壁溫分析

程 明，扈鵬飛，萬 斌，常 峰

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015）

基于Gam bit前處理的氣膜冷卻火焰筒壁溫分析

程 明，扈鵬飛，萬 斌，常 峰

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015）

為更好實現航空發動機燃燒室氣膜冷卻結構火焰筒的壁溫分析和冷卻結構優化,針對原有的火焰筒2維壁溫計算程序開展了2次開發工作，形成了基于G A M BIT前處理的火焰筒壁溫分析程序。新的計算過程采用G ambit軟件對幾何模型進行前處理，生成三角形網格、指定邊界條件分組，通過編制前處理模塊代碼，對導出的網格文件進行解析，進一步將各種信息導入已有的有限元壁溫計算程序，完成壁溫計算分析。給出了采用以上方法進行火焰筒壁溫計算和優化的實例，結果表明：該方法較為有效地克服了原方法的各項缺點，其交互性強，大幅度提高了工作效率。

火焰筒；壁溫分析；有限元G ambit；前置處理；航空發動機

0 引言

火焰筒是航空發動機最重要的受熱部件之一。隨著燃燒室溫升的不斷提高，火焰筒的工作環境變得極為惡劣,在極大的熱負荷以及嚴重的熱沖擊下，火焰筒承受著很大的熱應力、蠕動應力和疲勞應力。因此，必須采取有效措施，對火焰筒壁面進行冷卻，以降低火焰筒壁溫水平及溫度梯度，保證火焰筒的使用壽命[1-2]。

氣膜冷卻是1種主動防護性冷卻技術[1-2]。典型的燃氣輪機燃燒室氣膜冷卻結構中，冷卻氣流沿壁面切線方向以一定的入射角向高溫燃氣中噴射，在主流的壓力和摩擦力作用下，冷卻氣流黏附在壁面附近形成溫度較低的冷氣膜，將高溫燃氣與壁面隔離，避免了高溫燃氣直接對壁面進行對流換熱，并能將一部分高溫燃氣或發光火焰對壁面的輻射熱量帶走，從而對壁面起到良好的防護作用。通常沿著火焰筒軸向大約30～50 mm的間距就要引入下一段冷卻進氣。

葛紹巖、劉登瀛[3]給出了氣膜冷卻結構火焰筒內外表面對流換熱系數、氣膜冷卻效率等的經驗準則，使火焰筒計算域的能量方程得到封閉,可用于壁溫計算。在火焰筒壁溫計算中，一般采用有限元分析方法[4-5]。將火焰筒內/外壁面抽象為2維軸對稱計算域，對其進行三網格劃分，加載對流換熱、輻射換熱等邊界條件，可獲得詳細的壁面溫度分布。這種方法已經在工程實踐中得到了應用[6-7]。

楊志民等[8]對氣膜冷卻結構火焰筒開展了3維壁溫計算，考慮了復雜幾何結構及火焰筒內進氣不均的影響。張勃、吉洪湖[9]采用流熱耦合的方法進行實際燃燒室內燃燒場和氣膜冷卻火焰筒壁面溫度場的3維耦合計算，可獲得更為詳盡的信息，但是由于工作量較大,很顯然這種方法暫時還不適用于方案設計階段。另外，隨著燃燒室設計技術的發展，更先進的多斜孔、層板等冷卻結構已經在航空發動機上得到了應用[2,10]，但目前仍有相當數量的在役航空發動機采用機加環氣膜冷卻結構。這樣，針對機加環氣膜冷卻結構火焰筒、基于經驗換熱公式的有限元壁溫計算方法仍有進一步研究的需求。

在以前的有限元壁溫計算中，針對三角形有限元網格的劃分往往采用手工操作的方式，邊界單元換熱條件的加載也是手工進行的。常用做法是：（1）將壁面2維模型放大5～10倍，并繪制在坐標紙上。在紙上人工劃分為三角形網格，并讀出網格節點坐標，人工進行節點/線元/單元編號和組合，并錄入數據文件；（2）人為指定計算域內的邊界單元的邊界條件類型和計算換熱量的特征參數。該做法的缺點為：一方面工作效率很低，劃分的網格數量/尺度不可控，點坐標讀取精度較差/易出低級錯誤；另一方面整個壁溫分析的過程不能實現交互式處理，不適應需要多方案優化時的工程需求。

本文開發了1種基于Gambit前處理的氣膜冷卻結構火焰筒壁溫分析方法，可以對火焰筒冷卻方案快速實現幾何建模、網格生成、邊界條件加載和壁溫的數值模擬，成熟可靠、交互性強，有效提高了火焰筒冷卻結構優化設計工作的效率。

1 計算方法和計算模型

在不考慮火焰筒頭部/旋流器的情況下，將火焰筒內/外壁面抽象為2維軸對稱計算域。火焰筒壁溫計算幾何模型如圖1所示。

在幾何建模和網格劃分時不考慮氣膜孔、主燃孔和摻混孔的存在，但是在邊界條件加載時，要考慮開孔流量對火焰筒燃氣側、冷氣側熱力參數的影響。對應基于2維軸對稱穩態導熱微分方程[3]

圖1 火焰筒壁溫計算幾何模型

其邊界條件為

第Ⅰ類：T|Γr=T0

第Ⅱ類：-λ/（?T/?n）|Γq=q

第Ⅲ類：-λ/（?T/?n）|Γh=h（T-T0）。式（1）的泛函表達式為

式中:x、r為軸向、徑向坐標；λ為導熱系數；T為溫度；T0為周圍介質溫度；q為熱流密度；h為換熱系數；ΓT、Γq、Γh分別為第Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ類邊界。

將計算對象劃分為Ne個3節點三角形環元素。元素的3個節點分別為i、j、m，則單元內溫度插值函數可表示為

其中 [N]=[Ni,Nj,Nk]，{T}e={Ti,Yj,Tk}τ

溫度插值函數為

式中：t=s/L，s為距節點的距離；邊界線段i、j的長度L=（xi-xj）2+（ri-rj）2。

將單元內及邊界線段上的溫度分布公式帶入泛函表達式（2），可得到Je及（?Je）/?{T}e的表達式。對于計算域內的任一點M，把所有與M點有關的元素進行單元分析，將其系數和常數部分按 ?J/?TM=Σ（?Je/?TM）建立代數方程。

對所有節點，得到代數方程組

采用Cholesky法求解方程組（6）可得出整個計算域上的溫度分布。

2 邊界條件

針對圖1中火焰筒壁面模型，火焰筒壁面換熱表面分類如圖2所示。圖中給出了典型氣膜段及其各換熱表面的特征[2]：

（1）第 1類：壁面接受高溫燃氣的輻射和氣膜冷卻的對流換熱；

（2）第 2類：壁面向燃燒室機匣輻射熱，同時與2股腔道的冷卻空氣之間進行對流換熱；

（3）第3、4類：壁面承受冷卻空氣與壁的對流換熱及二者之間的輻射換熱的復合作用；

（4）第5類：近似認為與外界的熱交換為0。

對以上各類表面，其具體的換熱方程見文獻[3-6]。在計算過程中所采用的開孔流量分配、火焰筒燃氣側/冷氣側沿程熱力參數使用1維流量分配程序的計算結果。

圖2 火焰筒壁面換熱表面分類

3 半自動化計算過程的前置處理和壁溫計算

3.1 模型導入和網格劃分過程

（1）在幾何建模軟件中，對壁面型線進行處理（圖2），并以acis文件的格式導出。

（2）打開Gambit軟件[11]：導入幾何模型（使用前一步驟生成的acis文件）；對型線進行必要的切割、合并處理；指定網格劃分的尺度，完成三角形網格劃分；選定求解器類型為polyflow；為后續計算加載邊界條件方便，對如圖2所示的5類表面，按特定的規則指定所有的邊界線的名稱；導出網格文件（其擴展名為“neu”）。

火焰筒壁溫計算的網格示例如圖3所示。

3.2 “neu”網格文件解析

“neu”文件中包含了所有網格的節點、線元、三角形單元的信息以及邊界線元的邊界條件分組等信息。“neu”文件所含數據信息解析見表1。同時，該文件中還包含了一些與本文計算無關的信息，表中未全部列出。

圖3 火焰筒壁溫計算的網格示例

3.3 有限元壁溫計算

表1 "neu"文件所含數據信息解析

在有限元壁溫計算程序中，讀入前述的neu文件中的數據及由1維性能計算程序獲得的相關開孔流量分配、沿程熱力參數數據，即可通過迭代計算獲得火焰筒壁溫分布。

在火焰筒流路方案發生變化、導致幾何模型變化時，只需重新運行第3.1節中的“模型導入和網格劃分過程”，就可迅速得到新模型對應的有限元網格及邊界分組信息，結合前期已實現交互式自動化運行的“1維性能計算程序”，可獲得新方案的火焰筒壁溫分布。

采用上述方法，1個全新方案的氣膜冷卻火焰筒的壁溫計算時間可以由以前的1～2天縮短為現在10～30 min，從而有效提高了工作效率。

4 改進方案壁溫計算實例

圖4 火焰筒外壁初始方案和改進方案

火焰筒外壁的初始方案和改進方案如圖4所示。根據燃燒室總體設計要求，與初始方案相比，改進型燃燒室火焰筒的長度和出口外徑略有增加，而火焰筒進口尺寸和冷卻空氣量基本不變。對此，以燃燒室集成設計系統為平臺，開展了多方案燃燒室的優化設計，主要工作內容包括流路和流量分配設計、火焰筒開孔方案及氣膜段設計、2維壁溫計算等。如圖4所示的改進方案為最終的外壁優化設計結果。其特征是，除滿足前述燃燒室總體設計要求以外，仍采用氣膜冷卻結構，且氣膜段數保持不變，但是各氣膜段的長度與初始方案相比有所變化，各段氣膜的冷卻空氣量在初始方案基礎上進一步優化、調整，以達到火焰筒壁面溫度低、溫度梯度小的目的。

地面起飛狀態初始方案和改進方案火焰筒外壁壁溫計算結果如圖5所示。

圖5 初始方案和改進方案火焰筒外壁壁溫計算結果

從圖中可見：

（1）在每個氣膜段內，火焰筒壁溫呈現先低后高的過程。“先低”是由于初始段氣膜冷卻的效率最高，“后高”是由于隨著壁面氣膜與火焰筒內燃氣的摻混，氣膜冷卻效率逐漸降低。

（2）與初始方案相比，由于改進方案火焰筒氣膜段長度的調整以及冷卻空氣量分配的優化，其壁溫最大值有明顯下降。同時，各氣膜段的溫度最高值（在該氣膜段末尾處）的離散度大幅度減小。

5 結束語

（1）針對氣膜冷卻火焰筒壁溫計算所采用的傳統有限元方法，開展了二次開發工作，形成了基于商業軟件前處理的火焰筒壁溫分析軟件。通過Gambit軟件幾何模型前處理、網格生成、邊界條件分組、網格文件解析、前處理模塊代碼的編制等，進一步完成了壁溫計算分析。通過文中給出的火焰筒壁溫計算和優化的實例，表明該方法較為有效地克服了原方法的各項缺點，成熟可靠、交互性強，大幅度提高了工作效率。

（2）對文中涉及的火焰筒外壁初始設計方案，通過流路和流量分配設計、火焰筒開孔方案及氣膜段設計調整，在冷卻空氣總量不變的設計要求下可實現火焰筒壁面溫度低、溫度梯度減小的目標。

[1]金如山.航空燃氣輪機燃燒室 [M].北京：中國宇航出版社，1988:340-342.JIN Rushan.Aero-turbine combustion [M].Beijing:China Astronautic Publishing House，1988:340-342.(in Chinese)

[2]Lefebvre A H,Ballal D R.Gas turbine combustion-alternative fuels and emissions[M].Third edition，Boca Ratou:CRC Press，Taylor&Francis Group,2010:20-33,315-355.

[3]葛紹巖，劉登瀛,徐靖中,等.等，氣膜冷卻[M].北京:科學出版社,1985：25-61.GE Shaoyan,LIU Dengying,XU Jingzhong,et a1.Film cooling[M].Beijing:Science Press,1985：25-61.(in Chinese)

[4]韓振興，朱谷君，冀守禮，等.氣膜冷卻燃燒室火焰筒2維壁溫分布計算[J].航空動力學報，1995,10，（1）：83-86.HAN Zhenxing,ZHU Gujun,JI Shouli,et al.Numerical calculation of 2 dimension wall temperature distribution of flame tube of film cooling combustion[J].Journal of Aerospace Power.(in Chinese)

[5]朱谷君.熱傳導及流體流動的數值解法[D].北京:北京航空航天大學,1992.ZHU Gujun.Numerical method for heat conduction and fluid flow[D].Beijing:Beihang University,1992.(in Chinese)

[6]蘇克.某型發動機燃燒室火焰筒壁溫分析[J].航空發動機，1993（3）:22-31.SU Ke.Wall temperature analysis of an aeroengine flame tube[J].Aeroengine,1993（3）:22-31.(in Chinese)

[7]朱長青,董志銳.鉆孔式氣膜冷卻火焰筒壁溫計算 [J].航空學報,1991,(03):206-209 ZHU Changqing,DONG Zirui.Numerical analysis of wall temperature of film cooling combutor flame tube[J].Aeroengine,`1991(03):206-209(in Chinese)

[8]楊志民，韓振興.燃燒室火焰筒壁溫三維數值分析[J].航空發動機，1998，24（3）:23-27.YANG Zhimin,HAN Zhenxing.Three-dimensional numerical analysis of wall temperature of combustor flame tube[J].Aeroengine,1998，24（3）:23-27.(in Chinese)

[9]張勃,吉洪湖等.多斜孔壁與機加環氣膜冷卻燃燒室的壁面換熱特性數值研究 [J].航空動力學報，2012（4）:832-836.ZHANG Bo,JI Honghu.Wall heat exchange property analysis of effusion cooling and machining ring film cooling structure flame tube[J].Journal of Aerospace Power.2012（4）:832-836.(in Chinese)

[10]左渝鈺,張寶誠.航空發動機主燃燒室火焰筒壁冷卻的研究[J].航空發動機，2002，28（4）：38-43.ZUO Yuyu,ZHANG Baocheng.Investigation on cooling of flam tube wall of aeroengine combustor[J].Aeroengine,2002，28（4）：38-43.(in Chinese)

[11]Fluent Inc.GAMBIT 2.0 User's Guide[M].Fluent Inc.，2003.

Wall Temperature Analysis of Film Cooling Flame Tube Based on Gambit

CHENG M ing,HU Pengfei,WAN Bin,CHANG Feng
（AECC Shenyang Engine Research Institute,Shengyang 110015,China）

In order to effectively realize wall temperature analysis and cooling structure optimization of film cooling flame tube for aeroengine combustor,secondary development work was carried out on an existing two-dimensional temperature calculation program for flame tube wall.A new flame tube wall temperature analysis program generates based on Gambit.The new calculation procedure deal with geometric model,form a triangle mesh and specify the boundary conditions using Gambit.Then,use a developed preprocessing module code to explain the exported mesh file，and various needed information was imported into the existing wall temperature calculation program.An example was given to calculate and optimize the flame tube wall temperature using the method.The result shows that the method is more effective and overcomes the shortcomings of original method,with better efficiency and strong interaction.

flame tube;wall temperature analysis;finite element;Gambit;aeroengine

V 231.1+3

A

1 0.1 3477/j.cnki.aeroengine.201 7.02.002

2016-09-30 基金項目：國家重大基礎研究項目資助

程明（1971），男，博士，自然科學研究員，主要從事航空發動機主燃燒室技術研究工作；E-mail:cm.ln@hotmail.com。

程明，扈鵬飛，萬斌,等.基于 Gambit前處理的火焰筒壁溫分析[J].航空發動機，2017，43（2）：6-9.CHENG Ming,HU Pengfei,WAN bin，etal.Wall temperature analysis offilm cooling flame tube based on Gambit[J].Aeroengine，2017，43（2）：6-9.

（編輯：張寶玲）