上下游邊界耦合對燃燒室流場的影響研究

張華軍，邢 力，黎 武，徐華勝，李銀懷，鄭明新，梁 勇

(1.空裝成都局某軍事代表室，成都 610500；2.中國航發四川燃氣渦輪研究院，成都 610500)

1 引言

航空發動機燃燒室的設計不僅要考慮氣體流動方面的影響因素，還要考慮化學反應、傳熱、冷卻以及熱應力等方面的影響因素[1-3]。因此，為了提高設計能力和效率，三維數值模擬計算已被廣泛引入燃燒室前期設計工作中[4-5]，并對推動燃燒室設計技術發展起到了一定的作用。

設計燃燒室時，一般只通過總體給出的壓氣機出口壓力、壓氣機出口空氣流量和燃燒室出口總溫等一維參數進行。由于實際壓氣機出口截面的速度場在徑向分布不均勻，且壓氣機末級導葉出口也存在著一定的葉片尾跡，加之高壓渦輪導向器作為發動機的節流面，對燃燒室的流量和壓力有著重要影響，導致設計出的燃燒室，在進行部件試驗時各項性能參數表現良好，但在核心機或整機試驗時性能差異很大[6-7]。針對這類問題，馬宏宇[8]利用比值法，得到了扇形與全環燃燒室分布系數的對應關系，總結的通用X 系數的預測精度高于90%。Stevens 等[9]研究了單級壓氣機出口尾跡對不同擴壓器性能的影響，包括不同擴壓器長度、面積比、角度以及壓氣機與擴壓器的相對位置。陳敏敏等[10]研究了進口氣流角對折流燃燒室性能的影響，發現進口氣流角增大會降低貧油熄火邊界，增大總壓損失，影響出口溫度分布。Turner 等[11-13]采用多部件分區迭代，交接面處采用傳遞數據進行迭代，實現了對GE90發動機的間接三維仿真。Stanford 大學對PW6000的1/3 扇形區域進行了整機非定常模擬，研究了各部件的耦合關系[14-16]。張劍等[17]對航空發動機核心機單葉片通道進行了全三維數值仿真，得到了各部件交接面上的主要性能參數，初步校驗了航空發動機核心機全三維數值仿真的可行性。李通一[18]基于FLoEFD 軟件，對KJ66 微型渦輪噴氣發動機整機進行了三維數值模擬，驗證了發動機進氣質量流量、效率、燃燒室溫度等，與試驗結構一致性較好。劉太秋等[19]基于CFX 軟件平臺，開展了燃燒室與渦輪氣動性能全三維聯合數值仿真研究，發現部件聯合與單獨仿真獲取的壓力和馬赫數的演化規律基本一致，但聯合仿真能更準確地捕捉熱斑。北京航空航天大學航空發動機數值仿真研究中心與俄羅斯CIAM 合作開發的CANSS 二維仿真模塊[20]，對發動機部件仿真的相對誤差小于2%，對整機仿真的相對誤差小于3%。

以往高效的航空發動機仿真，主要集中在低維度(一維或二維)的整機性能仿真或高維度(三維)的單部件仿真，低維度的整機性能仿真考慮因素不全，而高維度的部件仿真與真實工作場景也還存在一定差距。燃燒室進口氣流經過了多級壓氣機，其流向會帶有一定的偏轉角，存在一定的不均勻度，而燃燒室出口處流場又受到下游的渦輪靜子和轉子的類似于堵塞的作用。因此，在進行燃燒室部件設計時，如果不考慮燃燒室上下游結構對流場細節的影響，會使得部件的設計性能與其在核心機、整機上的實際性能產生較大偏差。如果燃燒室直接按照其在核心機上的實際工作場景進行設計，則每迭代一次都要重新匹配計算核心機的參數，會使燃燒室的設計難以抓住主要矛盾，導致設計變得臃腫且效率低下。

本文提出了一種高效、高保真的仿真方法，即基于多部件的聯合變維仿真方法，物理邊界上考慮壓氣機末級導葉和高壓渦輪導向器，氣動邊界上進口采用壓氣機專業計算的動葉出口二維流場，出口采用實際測量的高壓渦輪導向器出口靜壓，并通過試驗驗證了該仿真平臺的仿真精度，同時解耦研究了上下游邊界的影響機理。

2 研究方法

2.1 研究方案

以某型多頭部環形燃燒室部件為基準進行研究。燃燒室采用了帶曲臂的短突擴擴壓器、雙級旋流軸向渦流器，以及壓力霧化噴嘴，主燃孔、摻混孔沿周向均勻分布。研究方案有以下4 種：①Case 0——燃燒室部件不帶壓氣機末級導葉和高壓渦輪導向器，即單燃燒室仿真方案；②Case 1——燃燒室部件只帶壓氣機末級導葉；③Case 2——燃燒室部件只帶高壓渦輪導向器；④Case 3——燃燒室部件既帶壓氣機末級導葉，也帶高壓渦輪導向器，即基于多部件的聯合變維仿真方案。仿真模型見圖1。

圖1 仿真模型Fig.1 Simulation model

2.2 數值仿真方法

環形燃燒室周向上包含若干個均勻分布的渦流器，為充分考慮不同渦流器之間的影響，同時綜合渦流器數量、壓氣機導葉數量以及高壓渦輪導向葉片數量，取三者的最小公約數，則周向上至少得采用90°扇形區燃燒室，才可滿足在聯合仿真模型周向上采用旋轉周期性邊界的條件。為此，整個仿真模型在周向上采用90°扇形計算域。

采用ANSYS MESH 進行非結構化自動網格劃分，對復雜結構的網格進行局部加密，最小網格尺度為0.08 mm，網格數約為3 500 萬，最小網格質量大于0.2，滿足計算要求。圖2 所示為計算網格的局部示意圖。

圖2 燃燒室網格劃分局部示意圖Fig.2 Schematic diagram of combustor grid division

采用ANSYS MESH 對燃燒室部分進行非結構網格劃分，對局部細節網格進行加密處理。燃燒室采用非結構化網格，網格數量為1.2 億；壓氣機末級導葉和高壓渦輪導向器利用NUMECA 進行結構化網格劃分，網格數量分別為1 000 萬和700 萬。網格質量最小值均大于0.15，滿足計算要求。壓氣機末級導葉、燃燒室以及高壓渦輪導向器三部分網格的交接面，在CFX_Pre 中采用interface 面進行連接。計算軟件為CFX18.0，湍流模型采用SST 模型，考慮燃油霧化和二次破碎，燃燒模型采用導入10 步C12H23化學反應機理的渦耗散概念模型，壓力方程采用標準離散格式，動量、能量等方程采用二階迎風離散格式。噴嘴模型采用cone 模型，燃油成分選擇C12H23，油霧分布選擇均勻分布，各方案計算統一采用總壓進口、靜壓出口邊界條件，空氣采用理想氣體。數值計算迭代8 000 步后，各方案算例的各項重要參數基本趨于穩定，達到收斂要求。

仿真的進出口邊界選取該型發動機設計點試驗時的參數，主要包括壓氣機進口溫度、壓力、空氣流量，燃燒室進口壓力、溫度、空氣流量、燃油流量、燃油壓力，燃燒室出口溫度、壓力，高壓渦輪導向器出口靜壓等。

2.3 試驗方法

發動機試驗在整機試驗臺(圖3)上進行。發動機進口空氣經過穩壓腔后均勻進入發動機，尾噴口出口下游有排氣擴壓器，在對排氣溫度進行冷卻的同時保證出口流場順暢。發動機試驗時，燃燒室出口溫度場采用高溫專用B 型電偶測量，測點布置于高壓渦輪導向器葉片前緣，每個葉片沿徑向等距布置6 個測點；全環每個90°扇區布置3 組共18 點測點，且周向上非均勻布置，全環共72 個溫度點。試驗數據處理時，對4 個90°扇區分別統計后再進行平均。

圖3 發動機試驗臺Fig.3 Aero-engine test platform

仿真結果統計時，取與試驗測點相同的位置和數量，采用如下公式[11]對燃燒室溫度分布系數OTDF、徑向溫度分布系數RTDF進行計算：

3 結果與討論

3.1 試驗驗證

燃燒室的總流阻與燃燒室進口馬赫數的平方呈線性關系，如圖4 所示。圖中，σ為總壓恢復系數，Ma為燃燒室進口馬赫數。將試驗時的參數與仿真時的進行對比，單燃燒室仿真時各工況點相對試驗的均方根值為0.004 9，基于多部件的聯合變維仿真的結果為0.003 1，相對精度提升37%，與試驗值吻合性高。由于火焰筒流阻直接影響燃燒室總的空氣流量精度，決定了主燃區的油氣比，對燃燒室出口溫度場的形成奠定了基礎，所以對于燃燒室內基本流阻系數的準確仿真十分必要。相比單燃燒室仿真，基于多部件的聯合變維仿真的預測精度有較大提升，且與燃燒室試驗中的壓降值吻合較好，可以很好地滿足工程使用。

圖4 流動損失對比Fig.4 Flow loss comparison

對比圖5 中單燃燒室仿真和基于多部件的聯合變維仿真的燃燒室出口處流場分布可以發現，燃燒室噴嘴中心軸向截面出口附近的流線有一定差異，燃燒室單獨仿真時的速度流線向上偏轉的角度相對較大。造成差異的主要原因是，基于多部件的聯合變維仿真，物理邊界考慮了真實高壓渦輪導向器的喉道堵塞作用對上游流場造成的擾動，氣動邊界采用了高壓渦輪導向器出口靜壓的真實值進行限制，更為真實地模擬了燃燒室內的流場。

圖5 燃燒室出口附近速度及流線圖Fig.5 Velocity and streamline near combustor outlet

出口徑向溫度分布是衡量燃燒室性能的一個重要參數，為了提高高壓渦輪導葉壽命，一般要求燃燒室出口高溫區分布在徑向高度的2/3 處。圖6 為數值仿真與整機試驗的燃燒室出口徑向溫度分布的相對偏差曲線圖。圖中，相對偏差定義為該處整機試驗實測值減去仿真值，再除以實測值。可以看出，單燃燒室仿真時，出口徑向溫度在徑向高度的80%以上和20%以下時與試驗相差較大，會對徑向溫度分布的評價帶來較大誤差。而基于多部件的聯合變維仿真時，出口徑向溫度分布與試驗相差較小，基本在2%以內，可以更好地模擬燃燒室出口溫度場。

圖6 燃燒室出口徑向溫度分布對比Fig.6 Comparison of outlet radial temperature distribution of combustor

定量對比單燃燒室仿真和基于多部件的聯合變維仿真的燃燒室出口溫度分布(表1)發現，基于多部件的聯合變維仿真的OTDF相對試驗值增大1.27%，RTDF相對試驗值減少3.45%，相比單燃燒室仿真的-8.54%和-10.00%，仿真精度有較大的提升，與試驗結果更為吻合。結合圖7 所示的出口溫度場云圖可以進一步印證，基于多部件的聯合變維仿真的燃燒室出口高溫區的徑向高度及形態，更加接近試驗測量結果。

圖7 燃燒室出口溫度場對比Fig.7 Comparison of outlet temperature field of combustordistribution of combustor

表1 出口溫度分布仿真值與試驗值的相對偏差 %Table 1 Relative deviation between simulation and experiment results of outlet temperature distribution

相比單燃燒室仿真，基于多部件的聯合變維仿真更為接近燃燒室的實際工作場景。燃燒室進口由于壓氣機自身特性產生的壓力不均勻度，以及高壓渦輪導向器喉道的節流作用，均會對燃燒室內流場產生一定的影響。納入以上影響因素，搭建聯合高效的仿真平臺。計算不同方案時，高壓渦輪導向器、壓氣機末級導葉二維的進口流場分布，以及一維的高壓渦輪導向器靜壓測量值均可保持不變，只需改變燃燒室的方案，在軟件中將網格采用內部面進行黏合后，一體化進行計算，最終可以得到準確的預測值。

3.2 上下游邊界影響解耦研究

3.2.1 速度場對比

通過將單燃燒室仿真、基于多部件的聯合變維仿真、只帶壓氣機末級導葉以及只帶高壓渦輪導向器仿真結果進行對比，解耦研究壓氣機導葉及其進口不均勻流場、高壓渦輪導向器對燃燒室流場的影響。不帶壓氣機末級導葉時，燃燒室進口采用壓力均勻進口，氣流方向平行于發動機軸線，仍由進口邊界設置的壓力差確定流量；不帶高壓渦輪導向器時，燃燒室出口為自由流，以流量比來確定燃燒室出口的質量流量，此時仿真模型的進口需采用質量流量進口保證總流量。

圖8 為4 種方案計算的中心截面火焰筒內環與內機匣間的流線及速度大小云圖。可見，考慮壓氣機出口流場壓力不均勻影響后，對火焰筒內環與內機匣間的流動影響較大，燃燒室來流的不均勻導致突擴段的漩渦尺度增大，并向下游延伸，該渦的大小會對擴壓器損失產生影響，從而影響總壓損失的仿真精度；對比圖8(c)、圖8(d)的火焰筒二股通道內環流線可以看出，氣流進入燃燒室并流經火焰筒二股通道內環，再通過摻混孔進入火焰筒內部的流動，逐漸貼合火焰筒內壁面，帶有壓氣機導葉后分離區減小，流動損失逐漸降低。說明來流在徑向上分布不均勻時，會對二股流的漩渦產生一定的影響，局部的靜壓會發生變化，這會對內環火焰筒壁面冷卻孔及大孔的進氣比例產生影響，從而影響流場仿真精度。

圖8 中心截面的流線及速度大小云圖Fig.8 Streamline and velocity cloud diagrams of central section

圖9 示出了4 種方案計算的火焰筒中心截面內流線及速度大小云圖。對比圖中火焰筒內流線可以看出，帶有高壓渦輪導向器后，火焰筒出口附近氣流轉折更加平緩，流動更加偏向水平，這樣的差別會對燃燒室出口徑向溫度分布造成較大的影響，使得燃燒室出口高溫區的徑向分布高度與實際產生偏差。燃燒室出口流動偏向水平后，可以減小高壓渦輪導葉氣流分離的可能性，同時氣流以水平角度流入渦輪，能夠降低氣流流經高壓渦輪導向器葉片時的壓力損失，而高壓渦輪導向器喉道屬于節流位置，節流位置前的影響會均勻傳向燃燒室，對燃燒室產生較大的影響。

圖9 火焰筒中心截面內流線及速度大小云圖Fig.9 Streamlines and velocity cloud diagrams of central section of the liner

3.2.2 溫度場對比

圖10 為噴嘴中心截面溫度分布。可以看到，不帶高壓渦輪導向器的方案(Case 0 和Case 1)的高溫區從頭部沿伸到了文氏管內，幾乎接觸到了噴嘴出口端面，這種情況下會導致文氏管和噴嘴燒蝕，與實際試驗情況不符。所以就頭部溫度場來說，不帶高壓渦輪導向器的方案不能準確模擬溫度場分布。其他2 種方案的高溫區基本集中在主燃孔到摻混孔之間，在文氏管內部可以看到300 K 的低溫區，該低溫為噴出燃油的溫度，與實際情況較為吻合。同時，帶有壓氣機導葉時主燃區的高溫區面積最大，主燃區中3 個高溫區連接在一起，但仍可以看出高溫區分布不均勻，呈現區域性分布；不帶壓氣機導葉時主燃區的高溫區為上中下3 個位置，高溫區面積較小且在主燃區內分布不均勻。由此可以看出，燃燒室是否帶有壓氣機導葉，對于火焰筒內部主燃區溫度場的分布具有較大的影響，其會增大主燃區高溫區的面積，提升主燃區溫度場分布的均勻性。

圖10 噴嘴中心截面溫度分布Fig.10 Temperature distribution of nozzle center section

進一步對比圖7 中4 種方案的燃燒室出口溫度分布的仿真結果可以發現，不帶高壓渦輪導向器的方案，出口溫度的高溫區沿徑向分布靠近中心偏內環的位置，而實際試驗中高溫區分布在出口流道徑向高度的2/3 處，因此不帶高壓渦輪導向器的方案的出口溫度分布與實際相差較大。通過增加高壓渦輪導向器，能夠有效提高燃燒室出口溫度分布的仿真精度，其高溫區分布沿徑向基本位于腔高的2/3處。根據之前對速度場的分析，主要是因為增加高壓渦輪導向器能夠有效改善摻混孔后到火焰筒出口段的流場，使其更接近發動機工作時的真實邊界，從而更好地模擬出燃燒室出口溫度場的分布狀態。因此，增加高壓渦輪導向器，能夠提高燃燒室出口溫度場分布在徑向高度上的預測精度。另外，只帶高壓渦輪導向器、不帶壓氣機導葉，進口采用均勻流進口時，雖然出口溫度分布的高溫區徑向高度基本不變，但是高溫區的絕對值變小。這是因為壓氣機出口的流場不均勻，經過燃燒室擴壓器時壓力的最低點或最高點會被放大，從而對旋流器的進氣產生更大的影響，導致進氣量及旋流流場局部不均勻，影響主燃燒區局部的化學反應進程，進而使得出口溫度局部較高。因此，增加壓氣機末級導葉，能夠提高燃燒室出口溫度場分布在高溫點上的預測精度。

進一步對比各方案數值仿真與整機試驗的燃燒室出口徑向溫度的相對偏差(圖6)可以看出，單燃燒室仿真時，徑向溫度分布的偏差最大；只帶壓氣機導葉仿真時，只在70%流道高度附近溫度的相對偏差有所降低，對其他位置溫度的相對偏差沒有改善。只帶高壓渦輪導向器仿真時，徑向高度上溫度相對偏差大范圍降低，但在70%流道高度處仍有-3.0%的相對偏差，此仿真模型已經能很好地對徑向溫度分布趨勢進行預測。基于多部件的聯合變維仿真時，在70%流道高度處的溫度相對偏差降到了-0.6%，其他高度處溫度相對偏差也較小，相比其他方案結果最接近試驗值。

4 結論

通過驗證基于多部件的聯合變維仿真的精度，以及解耦研究上下游邊界對燃燒室流場的影響，可以得出以下結論：

(1) 基于多部件的聯合變維仿真相比單燃燒室仿真，可以提高對燃燒室內各部分壓降、擋濺盤壁溫仿真的精度，能夠更加真實地模擬出火焰筒頭部流場分布以及高溫區分布，且與燃燒室試驗中的壓降值吻合較好。

(2) 基于多部件的聯合變維仿真，物理邊界考慮了真實的高壓渦輪導向器的喉道堵塞作用對上游流場造成的擾動，氣動邊界采用了高壓渦輪導向器出口靜壓的真實值進行限制，與單燃燒室仿真相比，更為真實地模擬了燃燒室內的流場。

(3) 基于多部件的聯合變維仿真的燃燒室溫度分布系數相對試驗值增大1.27%，徑向溫度分布系數相對試驗值減小3.45%，相比單燃燒室仿真的-8.54%和-10.00%，精度有了較大提升，與試驗結果相對較為吻合。

(4) 單燃燒室仿真相比增加高壓渦輪導向器后的仿真，火焰筒出口附近的流線方向會偏高，進而影響徑向溫度分布趨勢；單燃燒室仿真相比增加壓氣機末級導葉后的仿真，會影響對二股流漩渦的預測精度，且不均勻的壓氣機出口流場會通過影響旋流器進氣均勻性來影響燃燒的反應進程。

(5) 基于多部件的聯合變維仿真，在70%流道高度處的溫度相對偏差最小，為-0.6%，其他高度處的溫度相對偏差也較小，相比其他仿真方案結果最接近試驗值。