射流角度對M-TIB燃燒性能影響分析

張　鑫，唐　豪

（南京航空航天大學(xué)江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室，南京210016）

射流角度對M-TIB燃燒性能影響分析

張鑫，唐豪

（南京航空航天大學(xué)江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室，南京210016）

為了研究主燃（M B）-渦輪葉間補燃（TIB）一體化燃燒室（M-TIB）中燃燒環(huán)二次射流角度對燃燒性能的影響，設(shè)計了3種燃燒環(huán)二次射流角度組合分別為40°&40°，45°&55°以及50°&50°的M-TIB模型。利用FLU EN T軟件的Realizable k-ε湍流模型、PD F燃燒模型和離散相模型對M-TIB的流動和燃燒進行數(shù)值模擬。研究結(jié)果表明：適當(dāng)增大燃燒環(huán)二次射流角度，可以強化M-TIB內(nèi)部氣流的摻混，改善速度分布，提高出口速度，減少污染物排放。

主燃-渦輪葉間一體化燃燒室；超緊湊燃燒；燃燒環(huán)；射流角度；燃燒特性；航空發(fā)動機

0　引言

提高燃氣渦輪發(fā)動機的性能，最為有效的方法就是提高渦輪前溫度。但是，由于受渦輪葉片耐溫能力的限制，渦輪前溫度的提高也受到限制。如何在現(xiàn)有耐溫材料的基礎(chǔ)上，進一步提高燃氣渦輪航空發(fā)動機的性能，或者如何在航空發(fā)動機同等性能的條件下，降低渦輪前溫度，成為航空發(fā)動機燃燒技術(shù)領(lǐng)域值得探索和研究的課題。

對此，Srignano等［1-3］提出了渦輪內(nèi)燃燒的概念，高溫燃氣在經(jīng)過高壓渦輪作功之后，溫度下降，此時，充分利用材料的耐熱特性，利用二次燃燒，提高低壓渦輪進口溫度，從而提高低壓渦輪的作功能力，進而提高航空發(fā)動機的循環(huán)功，以增大推力，提高性能。由美國空軍研究試驗室提出的超緊湊燃燒室（Ultra-Compact Combustion，UCC）的概念把渦輪燃燒的概念推向了實際化［4-7］。隨后，基于超緊湊燃燒室（UCC）技術(shù)和渦輪葉間燃燒室（Turbine Inter-Vane Burner，TIB）出現(xiàn)，其工作原理是利用燃燒環(huán)上的凹腔結(jié)構(gòu)，噴油霧化二次射流，與主流燃氣摻混，以形成旋流形態(tài)的燃燒取代軸向傳遞的燃燒組織，燃氣燃燒的過程發(fā)生在狹小緊湊的渦輪導(dǎo)向葉片間的通道里，從上游到下游，發(fā)生穩(wěn)定的動量、能量交換以及組分?jǐn)U散［8-13］。

主燃-渦輪葉間一體化燃燒室（M-TIB）是在渦輪葉間燃燒室的基礎(chǔ)上提出的1種新型組合式燃燒室，即在傳統(tǒng)航空發(fā)動機主燃室（本文采用環(huán)形燃燒室）尾部加設(shè)渦輪葉間燃燒室，使其一體化。與傳統(tǒng)環(huán)形燃燒室（帶高壓渦輪導(dǎo)向器）相比，M-TIB保持總?cè)加土坎蛔?，減少了主燃燒室的燃油量，使得主燃室內(nèi)的余氣系數(shù)提高，不僅使渦輪前溫度降低，同時也減少了污染物的排放；隨后，將減少的油量提供給渦輪葉間補燃室進行二次燃燒，其后高溫燃氣進入葉片通道向下游流動，對渦輪動葉片作功。目前對這種新型燃燒室的研究，徐興亞［14］只完成了其與傳統(tǒng)燃燒室的數(shù)值模擬對比分析，而對于不同結(jié)構(gòu)的M-TIB研究仍然是空白。

本文針對M-TIB上不同燃燒環(huán)射流角，對M-TIB燃燒性能進行對比分析。

1　物理模型和計算方法

1.1物理模型

M-TIB由傳統(tǒng)主燃室（MB）和渦輪葉間燃燒室（TIB）2部分組成，如圖1所示。其中，圖1（a）為M-TIB整體，圖1（b）為M-TIB整體的1/12，灰色部分為傳統(tǒng)主燃室，紅色和綠色部分為渦輪葉間燃燒室。

圖1　M-TIB結(jié)構(gòu)和工作原理

在M-TIB中，后半部分的TIB主要結(jié)構(gòu)包括導(dǎo)向葉片和燃燒環(huán)，導(dǎo)向葉片以10°均布在內(nèi)側(cè)中心體上，在導(dǎo)向葉片的葉背上開有與燃燒環(huán)寬度（W）相同長度的徑向槽；在燃燒環(huán)上，進油凹腔（軸向槽）每10°均分，進油凹腔兩側(cè)布有雙排二次進氣孔，每10°均分，二次進氣孔的組合角度選取40°～55°［15］，燃燒環(huán)上的長寬比［16］取1.0。

1.2計算模型

為了便于計算和觀察，選取M-TIB整體的1/12作為計算模型，用于數(shù)值模擬和結(jié)論分析。

為了研究不同燃燒環(huán)射流角下M-TIB的燃燒性能，選取二次射流角度組合為40°&40°、45°&55°和50°&50°的M-TIB模型作為Model-1、Model-2和Model-3，不同燃燒環(huán)射流角的M-TIB模型如圖2所示。

圖2　不同燃燒環(huán)射流角的M-TIB模型

1.3網(wǎng)格劃分

計算域結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，為了便于計算，選取的計算模型為M-TIB的1/12，30°的扇形區(qū)域，采用生產(chǎn)網(wǎng)格較簡便的非結(jié)構(gòu)化四面體網(wǎng)格，其中對旋流器、導(dǎo)向葉片以及二次流等狹小復(fù)雜的區(qū)域進行了加密，最后的網(wǎng)格總數(shù)為100萬左右。M-TIB計算域網(wǎng)格如圖3所示。

圖3　M-TIB計算域網(wǎng)格

1.4邊界條件

3種M-TIB模型的主流和二次射流均為速度進口，其中主流速度為100 m/s，二次流速度為160 m/s；出口均設(shè)為壓力出口，環(huán)境溫度為600 K，操作壓力取2.7 MPa。本文不考慮燃氣與外界的換熱情況，故所有壁面均為絕熱壁面。

1.5參數(shù)定義

采用商業(yè)軟件FLUENT對流動及燃燒進行數(shù)值模擬。使用分離隱式穩(wěn)態(tài)求解器，2階迎風(fēng)格式離散控制方程中的對流項，中心差分格式離散擴散項，交錯壓力格式（PRESTO?。╇x散壓力項，協(xié)調(diào)一致的半隱式（SIMPLEC）算法處理壓力-速度耦合項。液態(tài)燃油使用煤油（C12H23），因為其與JP-8+100的熱力學(xué)特性相同。在燃燒過程中考慮了11種成分，即C12H23，CH4，CO，CO2，H2，H2O，H2O（液），O2，OH，C（固）和N2，各組分的定壓比熱容Cp都是溫度的多段多項式函數(shù)。

表1　流量燃油配比kg/s

表2　油霧參數(shù)

觀察截面位置如圖4所示。定義主燃室長度為L，渦輪葉間燃燒室長度為D，觀察截面的選取分別為：x=0（進口）、0.6L、 0.7L、0.9L、L（主燃室出口）、L+0.1D、L+0.15D（燃燒環(huán)中心）、L+0.2D、L+0.6D、L+D（出口）。

圖4　觀察截面位置

2　計算結(jié)果和分析

2.1速度場

3種模型各截面的速度分布如圖5所示。從圖中可見，3種模型的速度分布有相同之處也有不同之處。其中，相同之處：（1）上游MB速度整體上小于下游TIB的；（2）上游速度分布相對均勻，最高速度約為140 m/s，而下游速度分布并不十分均勻，在燃燒環(huán)內(nèi)部以及導(dǎo)向葉片尾端出現(xiàn)局部高速區(qū)，速度高達320 m/s。

圖5　速度矢量分布

3種模型速度場的不同之處主要出現(xiàn)在下游TIB中，尤其在導(dǎo)向葉片尾端以及燃燒環(huán)內(nèi)部。3種模型在x=L處（導(dǎo)向葉片前端）速度分布基本相同；在燃燒環(huán)內(nèi)部x=L+0.1D處，由于存在二次射流的緣故，環(huán)形通道區(qū)域出現(xiàn)高速渦流區(qū)域，并且與主流燃氣相互摻混，而這個區(qū)域的大小隨著二次入射角度增大而增大，最高速度也相應(yīng)提高；在出口處，3種模型的速度分布差異較大，總體分布呈現(xiàn)左高右低，下高上低的趨勢。

通過數(shù)值計算，Model-1的出口平均速度為186.51 m/s，最大速度差110 m/s；Model-2的出口平均速度為 193.06 m/s，最大速度差122 m/s；Model-3的出口平均速度為200.33 m/s，最大速度差106 m/s。3種模型出口徑向平均速率的分布曲線如圖6所示。從圖中可見，速率分布以30°為周期變化，對速度分布的均勻程度來看，組合角度為50°&50°的Model-3的出口不僅平均速度最大、速度差最小，而且分布相對較平緩。提高出口速度矢量的均勻度，對減少下游渦輪葉片的不平衡沖擊，防止周期性震蕩，提高結(jié)構(gòu)強度有利。

圖6　出口徑向平均速度分布

2.2壓力場

3種模型各截面的總壓分布如圖7所示。相同之處為：（1）上游高、下游低；（2）負壓區(qū)域主要出現(xiàn)在導(dǎo)向葉片通道的尾端。不同之處為：（1）二次入射角度的不同對上游主燃室內(nèi)部總壓分布產(chǎn)生影響，這是由于不同角度的二次進氣與主流流場的摻混程度不同造成的，并且隨著入射角度的增大，上游總壓也隨之增大；（2）3種模型的下游，尤其是導(dǎo)向葉片尾端的總壓分布不同，從圖中可見，Model-1的負壓區(qū)域較大。

圖7　總壓分布

圖8　不同截面溫度分布

2.3溫度場

3種M-TIB模型各截面的溫度分布如圖8所示。從圖中可見，既有相同之處也有不同之處。相同之處：（1）最高溫度出現(xiàn)在主燃室中，如x=172.5，最高溫度高達2470 K；（2）上游出口和下游入口的溫度分布并不均，中間高兩邊低，如x=L，溫度差為800～1000K；（3）燃燒環(huán)內(nèi)均出現(xiàn)明顯的環(huán)形高溫區(qū)域，如x=L+0.15D，燃氣在導(dǎo)向葉片間的通道內(nèi)再燃，平均溫度再次升高，但最高溫度不超過2400 K，滿足了材料的高溫限制；（4）出口x=L+D與上游x=L處相比，平均溫度提高120 K左右。

經(jīng)過數(shù)值計算，Model-1的出口平均溫度為1258 K，最大溫度差245 K；Model-2的出口平均溫度為1245 K，最大溫度差352 K；Model-3的出口平均溫度為1248 K，最大溫度差370 K。3種模型出口的徑向平均溫度分布曲線如圖9所示。從圖中可見，角度組合為40°&40°的Model-1不僅平均溫度較高、溫差較小，并且溫度分布的均勻程度也相對較好，有利于提高渦輪性能以及熱端部件的壽命。

為了更加清楚地觀察燃燒環(huán)內(nèi)的溫度分布情況，導(dǎo)向葉片表面溫度分布如圖10所示。從圖中可見，由于上游的高溫燃氣溫度分布中間高兩邊低，中間葉片的溫度要高于兩側(cè)葉片的，同時受到燃燒環(huán)上二次射流的影響，溫度分布向左偏移，導(dǎo)致右邊葉片溫度高于左邊的。并且這個效果隨著入射角度的增大而顯著。

圖10　葉片表面溫度分布

通過對比分析3種模型導(dǎo)向葉片表面的溫度分布發(fā)現(xiàn)，相對高溫區(qū)主要出現(xiàn)在中間葉片葉盆尾端上部區(qū)域，而Model-2的此區(qū)域溫度最高，其次為Model-3，Model-1的最低。

2.4污染物濃度

3種模型CO的濃度分布如圖11所示。其相同之處為：（1）如x=0.7L處，絕大部分的CO在主燃室中生成，并且隨著燃氣向下游不斷燃燒反應(yīng)，CO的濃度越來越低；（2）上游出口、下游進口處，導(dǎo)向葉片前端，即x=L處，CO平均濃度已經(jīng)很低，量級在10-7；（3）如在x=L+0.15D處，燃燒環(huán)內(nèi)的二次燃燒使得CO平均濃度內(nèi)略有提高，其量級也僅僅處在10-4，并且隨著反應(yīng)向下游的繼續(xù)進行，CO的濃度越來越低；（4）在出口處CO平均濃度基本為0。

圖11　不同截面CO濃度分布

通過對比分析3種模型的CO濃度分布發(fā)現(xiàn)：在燃燒環(huán)內(nèi)，x=L+0.15D處，Model-3的平均CO濃度最低，為4.29e-4mol/L；Model-1的平均CO濃度較高，為8.16e-4mol/L；Model-2的平均 CO濃度最高，為8.91e-4mol/L。

表3　出口性能參數(shù)

經(jīng)過計算，3種模型的燃燒效率均在99.9%以上。出口性能參數(shù)見表3，其中NOx表示氮氧化物，以NO為主要成分；UHC表示未燃盡碳氫化合物（Unburned Hydrocarbons），以C12H23為主要成分；dp表示進出口壓力損失；T4表示出口溫度。

從表3可知，在出口處，Model-3的NOx排放量最少，但壓力損失最大；Model-1的UHC排放量最少，燃燒效率最高，平均溫度最高，壓力損失最小。

3　結(jié)論

通過對3種M-TIB燃燒室模型的速度、壓力、溫度以及污染物進行數(shù)值模擬分析，可以得出以下結(jié)論：

（1）二次射流角度組合為50°&50°的M-TIB模型，出口速度較高，分布較均勻，有利于減少下游渦輪中的不平衡沖擊，防止周期性震蕩，提高結(jié)構(gòu)強度；

（2）增大二次射流角度，有利于二次射流和主流燃氣的摻混，但不利于出口溫度的均勻化，對壓力損失影響不大；

（3）二次射流角度組合為40°&40°的M-TIB模型，出口平均溫度相對較高，分布也相對較均勻；

（4）二次射流角度組合為50°&50°的M-TIB模型，有利于降低出口NOx排放量，二次射流角度組合為40°&40°的M-TIB模型，有利于降低出口UHC排放量。

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（編輯：張寶玲）

Analysis of Influence of Air Injection Angle on Combustion Performance for M-TIB Combustor

ZHANG Xin，TANG Hao
（Jiangsu Province Key Laboratory of Aerospace Power System，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China）

In order to study the influence of air injection angle of combustion ring on combustion performance for Main Burner（MB）-Turbine Inter-Blade Burner（TIB）integration burner（shortly M-TIB），three M-TIB models with the air injection angles of 40°&40°，45°& 55°and 50°&50°were designed.The realizable k-ε turbulent model，PDF combustion model，and DPM model of FLUENT were used to simulate the turbulent flow and combustion of the burner.The results show that the methods of appropriately increasing the air injection angle of combustion ring can strengthen the blending of main flow and injection air in M-TIB，improve the distribution of velocity，increase the velocity of outlet，decrease the emission of pollutants.

Main Burner-Turbine Inter-Blade Burner；Ultra-Compact Combustion；combustion ring；air injection angle；combustion performance；aeroengine

V 235.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.02.004

2015-10-25基金項目：國家自然科學(xué)基金（51076064）資助

張鑫（1991），男，在讀碩士研究生，研究方向為航空發(fā)動機燃燒技術(shù)；E-mail：592503975@qq.com

引用格式：張鑫，唐豪.射流角度對M-TIB燃燒性能影響分析 ［J］.航空發(fā)動機，2016，42（2）：17-21.ZHANGXin，TANGHao.Analysisofinfluenceofair injectionangleoncombustionperformanceforM-TIBcombustor［J］.航空發(fā)動機，2016，42（2）：17-21.