丁國玉，何小民，金 義，吳澤俊，葛佳偉

（南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京 210016）

0 引言

21世紀(jì)初期，為了滿足未來的軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)熱力性能要求，常規(guī)航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室發(fā)展到第4代，并向著高推重比方向發(fā)展。高推重比燃燒室要求具有較大的溫升，因而也稱為高溫升燃燒室。燃燒室出口溫度越來越高，其最高出口溫度隨推重比的提高而不斷增大。隨著渦輪進(jìn)口溫度的提高，允許的熱點(diǎn)最大溫度偏差及燃燒室出口溫度分布對理想溫度分布的偏離值并沒有變化，這樣對燃燒室出口溫度分布的要求就更高。渦輪進(jìn)口燃?xì)馄骄鶑较驕囟绕x理想溫度分布，會(huì)明顯影響到渦輪導(dǎo)向器葉片和轉(zhuǎn)子葉片的壽命。對于高推重比燃燒室來說，如果仍維持與現(xiàn)在溫度水平相當(dāng)?shù)某隹跍囟确植枷禂?shù)，則其局部最高溫度將會(huì)大幅度升高。按照出口溫度分布系數(shù)為0.25計(jì)算，推重比為20的燃燒室最高出口溫度將達(dá)到2670 K，熱點(diǎn)溫度比平均溫度高300 K[1-6]，很難保證渦輪在如此高的出口溫度下正常工作。因此，更加均勻的燃燒室出口溫度分布顯得尤其重要。

在航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中，油霧蒸發(fā)、擴(kuò)散摻合的速度和濃度，決定于局部流速，即“速度場”決定“濃度場”；分子碰撞、燃燒放熱的速度和數(shù)量，決定于局部溫度、壓力及燃料濃度，即“濃度場”決定“溫度場”；按此觀點(diǎn)，主燃區(qū)的速度場決定火焰筒出口溫度場[7]。可見，主燃區(qū)出口速度分布和溫度分布直接影響燃燒室出口溫度分布質(zhì)量,尤其影響燃燒室出口溫度場熱點(diǎn)形成。因此，開展主燃區(qū)出口特征影響出口溫度場數(shù)值模擬研究，并掌握相應(yīng)的變化規(guī)律是具有實(shí)際意義。

本文采用數(shù)值方法對燃燒室主燃區(qū)出口至燃燒室出口之間的流通區(qū)域進(jìn)行研究，對不同主燃區(qū)出口特征下的速度分布和溫度分布進(jìn)行模擬，以掌握相應(yīng)的變化規(guī)律，為掌握溫度場調(diào)控技術(shù)奠定基礎(chǔ)。

1 研究模型、方法和內(nèi)容

1.1 模型的建立和網(wǎng)格的劃分

本文的研究對象來源于某型先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)的環(huán)形燃燒室，共有24個(gè)頭部，環(huán)形燃燒室單頭部如圖1所示。將主燃區(qū)出口至燃燒室出口之間的部分作為本文的研究對象。但本研究涉及的燃燒室結(jié)構(gòu)頗為復(fù)雜，直接對全環(huán)進(jìn)行研究計(jì)算量極大，實(shí)現(xiàn)起來較為困難。因此僅對燃燒室的1個(gè)頭部進(jìn)行1∶1研究，不做模型上的簡化，研究對象的幾何模型如圖2所示。

利用ICEM-CFD軟件對所建立的3維幾何結(jié)構(gòu)進(jìn)行網(wǎng)格劃分，由于研究對象結(jié)構(gòu)復(fù)雜，不規(guī)則區(qū)域較多，生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格較為困難，因此選取適應(yīng)性較強(qiáng)的非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，生成4面體網(wǎng)格總數(shù)為1142055個(gè)，3維網(wǎng)格如圖3所示。

圖1 環(huán)形燃燒室單頭部

圖2 研究對象的幾何模型

圖3 研究對象3維網(wǎng)格

1.2 研究方法

采用FLUENT6.3計(jì)算軟件對劃分好網(wǎng)格的流通區(qū)域開展數(shù)值模擬[8-12]，研究對象的進(jìn)出口分布如圖4所示，數(shù)值模擬過程中模型進(jìn)口采用速度進(jìn)口，以保證與原燃燒室單頭部模型主燃區(qū)出口位置上質(zhì)量守恒和能量守恒為原則，計(jì)算出相應(yīng)的速度場和溫度場（主燃區(qū)出口特征），然后采用C語言編程和運(yùn)用FLUENT中用戶自定義函數(shù)（UDF），設(shè)定可以進(jìn)行數(shù)值模擬的邊界條件,基本方法為：湍流模型選擇標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型；近壁面處采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)；輻射模型采用DO模型；對所截取的燃燒室扇形段的兩側(cè)截面設(shè)置為周期性邊界條件；固體壁面考慮材料輻射，設(shè)定內(nèi)部發(fā)射率為0.8。

圖4 研究對象的進(jìn)出口分布

1.3 研究內(nèi)容

對不同主燃區(qū)出口特征下的速度分布和溫度分布進(jìn)行模擬，涉及到4種速度分布和3種基準(zhǔn)的溫度分布。速度分布包括余弦型、折線型、拋物線型、均值型；基準(zhǔn)的溫度分布包括拋物線型、折線型、均值型，并考察了以此溫度分布為基準(zhǔn)，最高溫度點(diǎn)突升100、200 K以及最高溫度點(diǎn)上下移動(dòng)的情況。這樣，不同的速度分布和溫度分布組成不同的主燃區(qū)出口特征，對應(yīng)不同的進(jìn)口邊界條件，共計(jì)算了42個(gè)算例。速度分布和基準(zhǔn)的溫度分布如圖5、6所示，各種基準(zhǔn)的組合見表1。

圖5 主燃區(qū)出口速度分布沿通道高度的分布

圖6 主燃區(qū)出口溫度分布沿通道高度的分布

表1 基準(zhǔn)的速度分布和溫度分布的組合

2 研究結(jié)果及分析

2.1 主燃區(qū)出口溫度分布對燃燒室出口溫度場的影響

為了分析主燃區(qū)出口溫度分布對燃燒室出口溫度場的影響，分別考察了某一速度分布與3種溫度分布組成的主燃區(qū)出口特征對燃燒室出口溫度場的影響，以下是各速度分布與3種溫度分布組成的主燃區(qū)出口特征對應(yīng)的燃燒室出口溫度場。

（1）在由均值型速度分布和3種溫度分布組成的主燃區(qū)出口特征下得到的燃燒室出口溫度場如圖7所示。

從圖7中可見，由不同主燃區(qū)出口溫度分布得到的燃燒室出口溫度場的最高溫度均為1500 K，冷區(qū)和熱區(qū)的所在位置大體一致，不同的是均值型溫度分布對應(yīng)的燃燒室出口溫度場的最低溫度比另外2種情況下的高，約高300 K，且熱區(qū)面積也較大；由此可見，在均勻主燃區(qū)出口速度分布下，均勻主燃區(qū)出口溫度分布可使燃燒室出口溫度場更均勻。

（2）在由余弦型速度分布和3種溫度分布組成的主燃區(qū)出口特征下得到的燃燒室出口溫度場如圖8所示。

圖8 在余弦型速度分布下得到的燃燒室出口溫度場

從圖8中可見，在由余弦型速度分布和3種溫度分布組成的主燃區(qū)出口特征下，得到的出口溫度場冷、熱區(qū)分布位置大體一致，且出口溫度分布基本沿扇面中線對稱，分析認(rèn)為這主要是內(nèi)外環(huán)面的2排摻混孔對稱布置造成的。

（3）在由折線型速度分布和3種溫度分布組成的主燃區(qū)出口特征下得到的燃燒室出口溫度場如圖9所示。

圖9 在折線型速度分布下得到的燃燒室出口溫度場

從圖9中可見，在由折線型速度分布和3種溫度分布組成的主燃區(qū)出口特征下得到的出口溫度場與余弦型主燃區(qū)出口速度分布對應(yīng)的出口溫度場滿足相同的規(guī)律。

（4）在由拋物線型速度分布和3種溫度分布組成的主燃區(qū)出口特征下得到的燃燒室出口溫度場如圖10所示。

圖10 在拋物線型速度分布下得到的燃燒室出口溫度場

通過在對余弦型、折線型和拋物線型速度分布與3種溫度分布組成的主燃區(qū)出口特征下得到的出口溫度場的分析，發(fā)現(xiàn)出口溫度場冷、熱區(qū)分布位置大體一致?？梢姄交炜椎牟贾每梢院芎玫馗纳瞥隹跍囟葓龇植迹估?、熱區(qū)的分布大體符合渦輪設(shè)計(jì)的要求。

將圖7～10綜合比較發(fā)現(xiàn)，在均值型速度分布和3種溫度分布組成的主燃區(qū)出口特征下，得到的出口溫度場與其他速度分布對應(yīng)的出口溫度場差別較大：在中部熱區(qū)向外涵移動(dòng)，而在扇面分界處的熱區(qū)向內(nèi)涵移動(dòng)，且熱區(qū)面積顯著增大。分析認(rèn)為，主燃區(qū)出口余弦型、折線型和拋物線型速度分布都是不均勻速度分布，不同位置燃?xì)獾乃俣炔罴訌?qiáng)了湍流流動(dòng)，能更好地進(jìn)行能量交換，而均勻型主燃區(qū)出口速度分布不能達(dá)到這種效果。

（5）θTo和θTr在某一主燃區(qū)出口溫度分布下隨主燃區(qū)出口速度分布的變化規(guī)律分別如圖11、12所示。其中Y、Z、P、J分別表示余弦型、折線型、拋物線型和均值型速度分布。

從圖11、12中可見，主燃區(qū)出口溫度分布不變時(shí)，在拋物線型主燃區(qū)出口速度分布條件下得到的出口溫度場最好；在各種主燃區(qū)出口速度分布下，主燃區(qū)出口折線型溫度分布對應(yīng)的To和Tr都小于拋物線型溫度分布對應(yīng)的數(shù)值。

圖11 不同主燃區(qū)出口特征下的To

圖12 不同主燃區(qū)出口特征下的Tr

2.2 主燃區(qū)出口溫度分布最高溫度變化對出口溫度場的影響分析

將主燃區(qū)出口余弦型、折線型和拋物線型速度分布條件下的拋物線型和折線型溫度分布設(shè)定為參考溫度場，然后對2種主燃區(qū)出口參考溫度分布或升高最高溫度，或上下移動(dòng)最高溫度點(diǎn)，以分析主燃區(qū)出口最高溫度的變化對燃燒室出口溫度分布的影響。

（1）余弦型速度分布和各種情況的溫度分布組成的主燃區(qū)出口特征對應(yīng)的To和Tr曲線分別如圖13、14所示。其中，橫坐標(biāo)為各種情況下的主燃區(qū)出口溫度分布：a表示參考溫度分布，b、c分別表示最高溫度升高100、200 K的溫度分布，d、e分別表示最高溫度點(diǎn)下移或上移0.01 m的溫度分布，f表示最高溫度點(diǎn)上移0.02 m的溫度分布。

在各種主燃區(qū)出口溫度場情況下，折線型溫度分布對應(yīng)的To和Tr始終小于拋物線型溫度分布對應(yīng)的數(shù)值；主燃區(qū)出口最高溫度升高及升高的幅度對To和Tr影響不大；主燃區(qū)最高溫度靠近內(nèi)、外涵時(shí)，To和Tr都會(huì)增大，且靠近外涵時(shí)的To和Tr比靠近內(nèi)涵時(shí)增大得快。

圖13 余弦型速度分布下的To

圖14 余弦型速度分布下的Tr

各種主燃區(qū)出口特征對應(yīng)的出口溫度分布也大致符合上述規(guī)律，在此不作贅述，分別如圖15～18所示。

（2）折線型速度分布和各種情況的溫度分布組成的主燃區(qū)出口特征對應(yīng)的To和Tr曲線分別如圖15、16所示。

圖16 折線型速度分布下的Tr

（3）拋物線型速度分布和各種情況的溫度分布組成的主燃區(qū)出口特征對應(yīng)的To和Tr曲線分別如圖17、18 所示。

圖17 拋物線型速度分布下的To

圖18 拋物線型速度分布下的Tr

3 結(jié)論

通過對不同主燃區(qū)出口特征下流通區(qū)域的速度分布和溫度分布進(jìn)行模擬，得到一系列燃燒室出口溫度場，通過對這些溫度場進(jìn)行分析，可以得出以下結(jié)論：

（1）在均勻的主燃區(qū)出口速度分布下，均勻的主燃區(qū)出口溫度分布可使燃燒室出口溫度場更均勻；

（2）主燃區(qū)出口溫度分布不變時(shí)，各種主燃區(qū)出口速度分布模擬得到的To和Tr數(shù)值中，折線型的較大（To超出上限），均值型的與之相近，余弦型的次之，拋物線型的最小，即在拋物線型主燃區(qū)出口速度分布條件下得到的出口溫度場最好；主燃區(qū)出口速度分布不變時(shí)，折線型主燃區(qū)出口溫度分布對應(yīng)的To和Tr一般略小于拋物線型主燃區(qū)出口溫度分布對應(yīng)的數(shù)值；

（3）主燃區(qū)出口溫度分布輪廓和速度分布不變時(shí)，主燃區(qū)出口最高溫度突升對To和Tr的影響很小，且溫升幅度對To和Tr影響甚微；主燃區(qū)出口速度分布不變，而主燃區(qū)出口溫度最高點(diǎn)向內(nèi)、外涵靠近時(shí)，To和Tr都會(huì)迅速增大，且靠近外涵時(shí)比靠近內(nèi)涵時(shí)增大得快，這對燃燒室出口溫度分布是相當(dāng)不利的。

[1]林宇震，劉高恩，許全宏.未來航空燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室關(guān)鍵技術(shù)探討[C]//第五屆動(dòng)力年會(huì).北京：中國航空學(xué)會(huì)動(dòng)力專業(yè)分會(huì)，2003：7-13.

[2]George B C,Pratt W,West P B.An analytical model for predicting exit temperature profile from gas turbine engine annular combustors[R].AIAA-1975-1307.

[3]金如山.航空燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室[M].北京:宇航出版社，1988:375-378.

[4]George B Cox.Predicting exit temperature profile from gas turbine combustors[J].Aircraft,1976,73（8）：630-636.

[5]Reilly R S,Smith C E,Dubell T L,et al.Exploratory development program to improve combustor dome operating characteristics[R].AIAA-1981-1351.

[6]李繼保.燃燒室出口溫度分布試驗(yàn)研究分析[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，1989（1）：51－61.

[7]寧晃,高歌.燃燒室氣動(dòng)力學(xué)[M].北京：科學(xué)出版社，1987:5-10.

[8]王福軍.計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)分析：CFD軟件原理與應(yīng)用[M].北京:清華大學(xué)出版社，2004：113-253.

[9]趙堅(jiān)行.燃燒的數(shù)值模擬 [M].北京:科學(xué)出版社，2002：29-45.

[10]李志強(qiáng).燃燒過程輻射換熱離散坐標(biāo)模型的應(yīng)用 [J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2006，21（2）：320-325.

[11]王平，張寶誠.航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室主燃區(qū)的數(shù)值模擬分析[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2005，31（1）：47-51.

[12]吳超，徐讓書，蒲寧.某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室出口溫度場數(shù)值模擬[J].沈陽航空工業(yè)學(xué)院學(xué)報(bào)，2009，26（2）：1-4.