高賢智，李 鋒，郭大鵬

超高溫升中心分級燃燒室設(shè)計及計算分析

高賢智1，李 鋒2，郭大鵬2

（1.上海電氣燃氣輪機有限公司研發(fā)部，上海200240；2.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191）

針對航空發(fā)動機高推重比、高溫升的需求，提出1種中心分級旋流燃燒室的設(shè)計方案。在保證與現(xiàn)有單環(huán)腔燃燒室（SAC）進出口尺寸、機匣尺寸限制不變的情況下，對設(shè)計模型進行了3維數(shù)值模擬，并與現(xiàn)有的單環(huán)腔燃燒室數(shù)值模擬結(jié)果及試驗結(jié)果進行了對比分析。研究結(jié)果表明：設(shè)計油氣比為0.045時，設(shè)計中心分級燃燒室溫升可達1356 K，出口溫度分布可達0.137，出口徑向溫度分布可達0.096；此外，與SAC相比，中心分級燃燒室可獲得更低的總壓損失，更低的出口溫度分布系數(shù)以及高工況下可獲得更高的燃燒效率；污染排放性能表明，中心分級燃燒室在慢車點CO排放比SAC的稍高，在設(shè)計點NOx排放按g/kg燃油計比SAC的低。

超高溫升；中心分級燃燒室；單環(huán)腔燃燒室；出口溫度分布；航空發(fā)動機

0 引言

提高發(fā)動機推重比的要求隨著技術(shù)發(fā)展持續(xù)增加。提高推重比最直接和最有效的方法一是提高發(fā)動機壓比以提高循環(huán)效率，二是提高渦輪進口溫度以提高單位推力。因此，燃燒室部件設(shè)計將向高溫升、高熱容的方向發(fā)展?，F(xiàn)代商用渦扇發(fā)動機的溫升水平在860 K左右，軍用渦扇發(fā)動機（如F119）的溫升水平可達1050 K左右，燃燒室總油氣比分別為0.025和0.030；未來高推重比航空發(fā)動機燃燒室溫升水平將達到1400 K甚至更高[1]，燃燒室總油氣比將達到0.047[2]，美國的發(fā)動機(如F135和F136)的油氣比達0.046，最高可達0.062。

常規(guī)燃燒室（旋流杯頭部+主燃孔）受技術(shù)所限，僅能在最高油氣比不超過0.04時滿足一些關(guān)鍵性能需求，對于油氣比高于0.04（超高溫升）的燃燒室或低污染燃燒室這一類燃燒空氣百分數(shù)大于60%的燃燒室而言，常規(guī)燃燒室的結(jié)構(gòu)設(shè)計是無法滿足其要求的，為此需采用分級燃燒的方法[3]。

針對航空發(fā)動機燃燒室高溫升的需求，可使用中心分級燃燒室設(shè)計方案。美國Mongia H C團隊提出近化學恰當比分段陶瓷中心分級回流燃燒室方案[4]，其主要設(shè)計特征是對燃油進行中心分級，采用4級旋流對2級燃料進行霧化和油氣混合，設(shè)計油氣比為0.053，溫升為1600 K，出口溫度分布系數(shù)為0.12，無可見冒煙，海平面慢車貧油熄火油氣比可達0.0012[5]。由此可見，中心分級燃燒室方案是解決高溫升燃燒室設(shè)計難點的1種有效方法。本文研究設(shè)計油氣比為0.045，溫升為1360 K時，采用中心分級燃燒室方案實現(xiàn)超高溫升燃燒室設(shè)計指標的可行性，考察溫升水平、總壓損失、出口溫度分布、污染排放等性能是否滿足超高溫升燃燒室的設(shè)計指標。為此，將原來的單環(huán)腔燃燒室[6-8]（旋流杯頭部+主燃孔/摻混孔）進行了改型設(shè)計，將原有旋流杯結(jié)構(gòu)替換為中心分級旋流器結(jié)構(gòu)，采用3級旋流對2級燃料進行霧化和油氣混合，在考慮燃燒室冒煙限制及貧油熄火限制的前提下對燃燒室空氣流量進行了重新分配，取消了摻混孔，并在保持其它結(jié)構(gòu)一致的情況下對火焰筒頭部高度/頭部帽罩高度/火焰筒冷卻孔開孔面積進行了調(diào)節(jié)[9-10]，其中，火焰筒頭部高度按等速度原則進行設(shè)計（即保持中心分級燃燒室與SAC火焰筒平均流速相等）。對設(shè)計模型進行了數(shù)值模擬研究，并將計算結(jié)果與采用相同數(shù)理模型，具有相同主燃室擴壓器尺寸、外機匣尺寸、以及燃燒室出口尺寸的SAC數(shù)值和試驗結(jié)果進行了對比[11-13]，以驗證計算結(jié)果的可信度，并對比研究了設(shè)計高溫升中心分級燃燒室的各項燃燒性能。

1 中心分級燃燒室設(shè)計

1.1 中心分級旋流器的設(shè)計

中心分級旋流器的設(shè)計結(jié)構(gòu)如圖1所示。旋流器由2級燃油噴射及3級旋流器組成。第1級燃油噴嘴采用雙油路離心式噴嘴，在低工況時由副油路供油，在高工況時由主油路供油或由主、副油路同時供油。該噴嘴由2級反向旋轉(zhuǎn)的小旋流器包裹，其中第1級旋流器選用中等旋流數(shù)，順時針旋轉(zhuǎn)，用于提供氣量輔助壓力霧化噴嘴增強噴霧霧化質(zhì)量，防止燃油噴嘴唇部積炭；第2級旋流器旋流數(shù)較第1級的稍大，逆時針旋轉(zhuǎn)，提供傳統(tǒng)中心回流區(qū)。第2級燃油噴嘴為預成膜式空氣霧化噴嘴，夾在第2、3級旋流器之間，第3級旋流器旋流數(shù)最高，逆時針旋轉(zhuǎn)，與第2級旋流共同在預成膜式噴嘴唇部形成高速剪切層對薄油膜進行剪切霧化，強化主燃級燃油的霧化和油氣混合[14-15]。

圖1 中心分級燃燒室頭部結(jié)構(gòu)

1.2 中心分級燃燒室氣量分配

參考目前燃燒室火焰筒及渦輪冷卻水平，確定燃燒室流量分配方案如下：為確定第1.1節(jié)所述特定燃燒組織方式，各旋流器流量占總氣量的39%，其分配方案見表1；總氣量的12.5%用作渦輪冷卻；余下總氣量的48.5%分配給主燃孔和冷卻孔，其中6%用作頭部冷卻，22.5%用于主燃孔，20%用于火焰筒冷卻孔。

表1 中心分級燃燒室頭部流量分配方案

由于有12.5%的渦輪冷卻氣量不參與燃燒，則頭部進氣量占可用空氣量的比例為（39%+6%）/(1-12.5%)=51.43%，因此，頭部當量比=0.045/0.5143×14.7=1.28625，富油頭部設(shè)計，頭部當量比小于1.4，可以滿足抑制燃燒室燃氣冒煙的需求；此外，由于旋流器采用特殊設(shè)計，若假設(shè)第1級旋流全部氣量和第2級旋流80%的氣量用于產(chǎn)生傳統(tǒng)旋流杯回流區(qū)，以達到穩(wěn)定火焰的目的，慢車油氣比為0.01，則其慢車時當量比 =0.01×14.7/(0.055+0.115×0.8)=1.0，若按熄火油氣比為慢車時的50%來估計，則熄火時這一虛擬旋流杯當量比為0.5，由此推測出熄火油氣比為0.005，可以滿足現(xiàn)在軍機對于熄火油氣比的要求。

1.3 中心分級燃燒室開孔面積設(shè)計

令設(shè)計燃燒室火焰筒總壓損失為3.5%，首先取燃燒室頭部冷卻氣膜孔流量系數(shù)為0.7，火焰筒冷卻氣膜孔流量系數(shù)為0.6，主燃孔流量系數(shù)為0.58，第1～3級旋流器流量系數(shù)分別為 0.69、0.65、0.65，根據(jù)流量公式

已知燃燒室進口總壓為3388500 Pa，氣流密度為13.283 kg/m3，結(jié)合第1.2節(jié)所述火焰筒各排孔流量百分比，可計算出燃燒室火焰筒各排孔開孔面積。

結(jié)合旋流器流量分配經(jīng)驗，各旋流器迎風面積需按下式計算

式中：Ksw為旋流常數(shù)，取Ksw=1.3；Al為火焰筒橫截面積；θ為旋流器葉片安裝角；msw為各級旋流器流量。

由式（2）算得各旋流器迎風面積。根據(jù)以上方法初次算得各排孔開孔面積建立3維燃燒室模型，計算各排孔流量，與第1.2節(jié)中1維流量分配結(jié)果比較。若結(jié)果不符，則根據(jù)3維計算結(jié)果對初始流量系數(shù)進行修正，重新計算各排孔面積。重復以上步驟，直到3維流量分配結(jié)果與1維流量分配結(jié)果相同為止。

經(jīng)多次迭代計算，火焰筒各排孔面積和各旋流器迎風面積分別為：頭部、火焰筒的冷卻氣膜孔面積分別為 1.49、5.75 cm2，主燃孔面積 6.86 cm2，第 1～3 級旋流器面積分別為2.33、4.89、12.35 cm2。由于計算域為單頭部，設(shè)計燃燒室由20個頭部構(gòu)成，以上開孔面積均為各孔排實際開孔面積的1/20。

1.4 燃油分級

預燃級從啟動開始使用至轉(zhuǎn)級點；隨后，主燃級與預燃級共同作用至最大油氣比。取慢車油氣比與單環(huán)腔燃燒室相同，為0.013864，則燃油分配比例如下[3]

式中：φ為比例因子。

常規(guī)燃燒室的渦輪冷卻氣量為12.5%，參與燃燒的實際可用空氣量為87.5%，取φ=0.875，由式（3）、（4）計算可得，預燃級和主燃級的燃油比例分別為30%和70%。

1.5 分級燃燒的轉(zhuǎn)級

分級燃燒的轉(zhuǎn)級，即預燃級與主燃級共同工作的起始瞬間燃燒室總油氣比的值。

轉(zhuǎn)級前，僅值班級供油，轉(zhuǎn)級后，2級同時供油；要穩(wěn)定燃燒，轉(zhuǎn)級后2級的當量比須大于最小穩(wěn)定燃燒的當量比，對于高溫升燃燒室和低污染燃燒室，熄火當量比為0.5，根據(jù)主燃級和預燃級氣量分配和主預燃級油量分配，轉(zhuǎn)級如圖2所示。轉(zhuǎn)級點取在0.018，可避免因分級點設(shè)在較大工況時對加速性的影響。

對于中心分級燃燒室來說，還可以采用軟分級，使分級點總油氣比更低。

圖2 中心分級燃燒室預燃級與主燃級當量比隨燃燒室總油氣比的變化

2 網(wǎng)格和物理模型

2.1 物理模型的建立

對主燃燒室進行全流程3維帶回流的湍流兩相流定常仿真計算，計算域包括擴壓器、2股流道、火焰筒頭部和火焰筒及旋流器等，同時真實模擬火焰筒上的主燃孔和摻混孔的形狀和位置；計算中將空氣作為不可壓理想流體處理，以航空煤油為燃料，采用FLUENT軟件中適用于強旋流流動計算的Realizable k-ε湍流模型（近壁處理采用標準壁面函數(shù)）、DDM（discrete drop model） 噴 霧 模 型 、PDF（probability density function）燃燒模型、DO（discrete ordinates）輻射模型、熱力型NOx排放模型進行計算。微分方程的離散采用SIMPLE方法，應用2階迎風差分格式。

2.2 網(wǎng)格劃分和計算邊界

2.2.1 計算域和網(wǎng)格劃分

中心分級燃燒室結(jié)構(gòu)及計算域如圖3所示。

圖3 中心分級燃燒室結(jié)構(gòu)和網(wǎng)格

超高溫升中心分級燃燒室設(shè)計為20個頭部，分成97個體，總網(wǎng)格數(shù)目240萬，混合網(wǎng)格；SAC設(shè)計為20個頭部，分成64個體，總網(wǎng)格數(shù)目為166萬，混合網(wǎng)格。文獻[11]、[12]對網(wǎng)格獨立性進行了探討。

2.2.2 邊界條件

為了與SAC數(shù)值和試驗性能進行對比，在進行邊界條件設(shè)置時，對設(shè)計超高溫升中心分級燃燒室采用了與SAC相同的進、出口邊界條件，其邊界條件的設(shè)置見表2、3。

表2 進口邊界條件

表3 出口邊界條件 kg/s

流體域的側(cè)壁設(shè)置為旋轉(zhuǎn)周期邊界條件，參考壓力點設(shè)置在擴壓器入口；壁面非滑移；機匣以及擴壓器壁面設(shè)為絕熱壁面，其他壁面均設(shè)置為輻射壁面，內(nèi)、外部輻射率分別設(shè)為0.7、0.8，外部輻射溫度均設(shè)為860 K；中心分級燃燒室設(shè)計油氣比為0.045，SAC設(shè)計油氣比為0.02674（均按可用空氣量計算，即排除12.5%的渦輪用氣）；二者慢車油氣比均取為0.01386。

3 試驗數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù)對比評估

由于尚未開展針對設(shè)計中心分級燃燒室的部件試驗，對采用上述數(shù)理模型的單環(huán)腔燃燒室數(shù)值模擬結(jié)果與試驗結(jié)果進行對比研究，以驗證計算結(jié)果的可信度。單環(huán)腔燃燒室總壓恢復系數(shù)隨進口速度系數(shù)變化的部件試驗結(jié)果和數(shù)值計算結(jié)果如圖4所示。從圖中可見，總壓恢復系數(shù)隨進口馬赫數(shù)的增大而減小，計算的總壓恢復系數(shù)比試驗值偏低，在設(shè)計點相差3%。

圖4 燃燒室總壓恢復系數(shù)隨進口速度系數(shù)的變化

由部件試驗得到的徑向溫度分布曲線與數(shù)值計算結(jié)果的比較如圖5所示。從圖中可見二者變化規(guī)律一致。計算與試驗的溫度場指標的比較見表4。從表中可見，燃燒室出口溫度分布系數(shù)（FOTDF）指標符合較好，而計算給出的燃燒室出口徑向溫度分布系數(shù)（FRTDF）指標偏大。此外，計算得到的出口截面的燃燒效率為99.2%，與試驗值相當接近。

綜上，所選數(shù)理模型對燃燒室總壓恢復系數(shù)的預測值比試驗值稍低；對FOTDF、燃燒效率的預測較為準確；FRTDF變化趨勢一致，但在壁面附近偏差較大，這是由于試驗時熱電偶受側(cè)壁輻射及熱傳導的影響所致，總體指標較試驗值偏大。

試驗數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù)的對比說明仿真結(jié)果有一定可信度，所選數(shù)理模型可有效用于設(shè)計中心分級燃燒室燃燒性能的預測和方案篩選。文獻[7-8]驗證了采用熱力型NOx排放模型對燃燒室NOx排放進行趨勢預測，比較了不同燃燒室條件下NOx排放。

圖5 單環(huán)腔燃燒室出口徑向溫度分布系數(shù)

表4 計算值與試驗值的比較

4 燃燒室性能分析

4.1 總壓恢復系數(shù)

設(shè)計點2種燃燒室的總壓恢復系數(shù)計算結(jié)果見表5。

表5 設(shè)計點中心分級、SAC總壓恢復系數(shù)

從表中可見，設(shè)計中心分級燃燒室在內(nèi)、外環(huán)腔出口的總壓恢復系數(shù)與單環(huán)腔燃燒室的相當，但設(shè)計中心分級燃燒室火焰筒出口的總壓恢復系數(shù)卻明顯高于單環(huán)腔火焰筒出口的。這是由于燃燒室火焰筒總開孔面積增加的原因，這一點可以從表6給出的各排孔面積分別為單頭部扇形域各級旋流器和火焰筒各排孔所對應進氣面積中看出。設(shè)計中心分級燃燒室火焰筒總開孔面積為33.66 cm2，SAC火焰筒總開孔面積為24.33 cm2，表明設(shè)計中心分級燃燒室總壓損失小的主要原因是火焰筒總開孔面積增加。

表6 中心分級、SAC開孔面積對比 cm2

4.2 燃燒效率

以航空煤油為燃料，火焰筒內(nèi)燃燒效率分布如圖6所示，并見表7。

圖6 中心分級燃燒室設(shè)計狀態(tài)火焰筒內(nèi)燃燒效率分布

表7 設(shè)計點中心分級、SAC燃燒效率

從表7中可見，在SAC設(shè)計點，中心分級燃燒室燃燒效率與SAC的相當；在中心分級燃燒室設(shè)計點，中心分級燃燒室燃燒效率比SAC的高。由此表明，設(shè)計中心分級燃燒室在高油氣比條件下比SAC具有更高的燃燒效率。此外，從表7中還可見，隨著中心分級燃燒室油氣比的增大，燃燒效率略有降低，這是由燃燒室溫升升高所造成的[5]。

4.3 沿流程截面溫度分布

燃燒室沿流程截面溫度分布如圖7所示。

圖7 中心分級燃燒室沿流程截面總溫分布

從圖7中可見，中心分級燃燒室總溫沿流程升高，經(jīng)主燃孔補燃摻混后，未燃CH化合物在主燃孔后段組織燃燒使燃燒室溫升升高，到達燃燒室出口截面時，出口截面平均總溫達到2217 K，燃燒室進口溫度為861 K，說明所設(shè)計的超高溫升中心分級燃燒室溫升可達1356 K，基本滿足超高溫升燃燒室溫升需求。

4.4 燃燒室出口溫度分布

4.4.1 燃燒室出口溫度分布系數(shù)（FOTDF）

中心分級燃燒室出口溫度分布如圖8所示。中心分級燃燒室與SAC的出口溫度分布系數(shù)FOTDF的對比見表8。

圖8 中心分級燃燒室出口溫度分布

表8 中心分級、SAC出口溫度分布系數(shù)

從表8和圖8中可見，中心分級燃燒室在設(shè)計點（0.045油氣比）的FOTDF可達0.137，基本滿足超高溫升燃燒室的設(shè)計要求[12]；在中心分級燃燒室設(shè)計點時，中心分級燃燒室的FOTDF為0.137，比SAC的低；在SAC設(shè)計點（0.0267油氣比），中心分級燃燒室的FOTDF可達0.123，也比SAC的低。說明設(shè)計中心分級燃燒室在2種油氣比條件下均可獲得比SAC更低的FOTDF；表明設(shè)計中心分級燃燒室由于其特殊的旋流燃燒組織方案及其摻混孔的取消可以取得比SAC更低的出口溫度分布系數(shù)。此外，在慢車狀態(tài)下中心分級的FOTDF為0.245，也在可接受范圍之內(nèi)。

4.4.2 燃燒室出口徑向溫度分布系數(shù)（FRTDF）

中心分級燃燒室出口徑向溫度分布系數(shù)FRTDF如圖9所示。中心分級燃燒室、SAC的出口徑向溫度分布系數(shù)FRTDF的對比見表9。

圖9 中心分級燃燒室出口徑向溫度分布系數(shù)（F RTDF）

表9 中心分級、SAC出口徑向溫度分布系數(shù)

從圖9和表9中可見，無論在設(shè)計點工況還是慢車工況下，中心分級燃燒室出口徑向溫度系數(shù)均低于0.1，基本滿足超高溫升燃燒室的設(shè)計需求；無論在SAC設(shè)計點還是在中心分級設(shè)計點，中心分級FRTDF均比單環(huán)腔FRTDF的計算結(jié)果低，而單環(huán)腔FRTDF試驗值小于計算值，由此推斷中心分級FRTDF試驗值也有比計算值低的趨勢，說明中心分級燃燒室比SAC具有更低的出口徑向溫度分布系數(shù)。

4.5 污染排放

4.5.1 CO排放

在慢車工況下中心分級燃燒室、SAC、TAPS（雙環(huán)預混旋流燃燒室）出口CO排放見表10。

表10 3種燃燒室出口在慢車工況下CO排放

TAPS的排放數(shù)據(jù)為課題組前期計算結(jié)果。從表10中可見，中心分級燃燒室在慢車工況下的CO排放比SAC的高一些，比TAPS的稍低，原因是中心分級燃燒室在低工況下值班級為富油當量比設(shè)計，沒有充分燃燒的燃油從套筒出來后受到主燃級新鮮氣流的淬熄作用，導致中心分級燃燒室CO排放比傳統(tǒng)SAC的偏高，這與TAPS的計算結(jié)果一致，因為TAPS也是1種中心分級燃燒室。

4.5.2 NOx排放

在設(shè)計狀態(tài)（燃燒室進口總溫、總壓、流量均保持不變）下，中心分級燃燒室、SAC出口的NOx排放隨總油氣比的變化如圖10和圖11所示。

圖10 中心分級燃燒室NOx質(zhì)量分數(shù)隨總油氣比的變化

從圖10可以看出，NOx質(zhì)量分數(shù)隨燃燒室總油氣比的增大而逐漸減小，中心分級燃燒室設(shè)計點（總油氣比0.045）NOx質(zhì)量分數(shù)為0.0028，SAC設(shè)計點（總油氣比0.0267）NOx質(zhì)量分數(shù)為0.0024（圖中未示出），兩者相當。按g/kg燃油計時NOx排放隨油氣比的變化關(guān)系如圖11所示，NOx排放按g/kg燃油計也隨燃燒室總油氣比的增大而減小，到達設(shè)計油氣比0.045時，中心分級燃燒室NOx排放較SAC設(shè)計油氣比（0.0267）時低。因缺乏單環(huán)腔燃燒室0.037、0.045油氣比時的排放數(shù)據(jù)，未考慮單環(huán)腔燃燒室NOx排放隨油氣比的變化關(guān)系。

圖11 中心分級燃燒室NOx排放隨總油氣比的變化

5 結(jié)論

在設(shè)計油氣比為0.045的情況下，進行了超高溫升中心分級燃燒室的設(shè)計，利用常規(guī)SAC數(shù)值和試驗性能結(jié)果對比研究了設(shè)計超高溫升燃燒室的各項燃燒和排放性能。結(jié)果表明：

（1）中心分級燃燒室在設(shè)計點時的溫升可達1356 K，出口溫度分布可達0.137，出口徑向溫度分布可達0.096；

（2）由于增加了設(shè)計中心分級燃燒室火焰筒總開孔面積，獲得比SAC更高的總壓恢復系數(shù)；因取消設(shè)計中心分級燃燒室特殊的旋流燃燒組織方案和摻混孔，獲得比SAC更低的燃燒室出口溫度分布系數(shù)、出口徑向溫度分布系數(shù)以及在高油氣比條件下獲得比SAC更高的燃燒效率；污染排放性能表明，中心分級燃燒室在慢車工況下CO排放比SAC的稍高，NOx排放按g/kg燃油計隨燃燒室油氣比的增大而減小，到達設(shè)計工況0.045油氣比時，NOx排放按g/kg燃油計較SAC設(shè)計油氣比（0.0267）時的低。

（3）為了達到高溫升燃燒室火焰筒冷卻需求，在高溫升燃燒室火焰筒冷卻方面已開展大量研究。本研究尚未對設(shè)計中心分級燃燒室火焰筒冷卻方案進行設(shè)計優(yōu)化，可在利用更先進的冷卻方案解決火焰筒耐熱問題方面開展研究。

[1]Bahr D W.D esign technology for future aircraft turbine engine combustors[R].AIAA-79-1197.

[2]Bahr D W.Technology for the design of high temperature rise combustor[R].AIAA-85-1292.

[3]林宇震，林陽，張弛，等.先進燃燒室分級燃燒空氣流量分配的探討[J].航空動力學報，2010，25（9）：1923-1930.LIN Yuzhen，LIN Yang,ZHANG Chi，et al.Discussion on combustion airflow distribution of advanced staged combustor[J].Journal of Aerospace Power，2010，25（9）：1923-1931.(in Chinese）

[4]Sanborn J W，Scheiling P E，Coleman E B，et al.Design and performance evaluation of a two position variable-geometry turbofan combustor[R].AIAA-84-1171.

[5]Hukam C M,Engineering aspects of complex gas turbine combustion mixers part I:highΔT[R].AIAA-2011-107.

[6]Mongia H C,Gore JP,Grinstein F F,et al.Combustion research needs for helping development of next generation advanced combustors[R].AIAA-2001-3853.

[7]李鋒，尚守堂，程明，等.雙環(huán)腔燃燒室置換單環(huán)腔燃燒室可行性研究[J].航空動力學報，2008，23（1）：145-149.LI Feng，SHANG Shoutang，CHENG Ming，et al.Research on the feasibility of displacing the single annular combustor with a dual annular combustor[J].Journal of Aerospace Power，2008，23（1）：145-149.(in Chinese）

[8]李鋒，程明，尚守堂，等.雙環(huán)預混旋流與單、雙環(huán)腔燃燒室性能對比[J].航空動力學報，2012，27（8）：1681-1687.LI Feng，CHENG Ming，SHANG Shoutang，et al.Capability compare of twin annular premixing swirler with the single annular and dual annular combustor[J].Aeronautical Science and Technology，2012，27（8）：1681-1687.(in Chinese）

[9]胡正義主編.航空發(fā)動機設(shè)計手冊(第9冊)：主燃燒室[M].北京:航空工業(yè)出版社，2000：43-252.HU Zhengyi.Aeroengine design manual(the ninth volume)main combustor[M].Beijing：Aviation Industry Press，2000：43-252.(in Chinese）

[10]航空航天部高效節(jié)能發(fā)動機文集編委會.高效節(jié)能發(fā)動機文集（第四分冊）：燃燒室設(shè)計與試驗 [M].北京:航空工業(yè)出版社,1991：23-111.The Editorial Committee of Aeronautics and Astronautics Department on the Symposium of High Efficient Energy Engine.The symposium of high efficient energy engine(the fourth volume)：the design and test of combustor[M].Beijing：Aviation Industry Press，1991：23-111.(in Chinese）

[11]Mongia H C.Recent progress in comprehensive modeling of gas turbine combustion[R].AIAA-2008-1445.

[12]Mongia H C.Perspective of combustion modeling for gas turbine combustors[R].AIAA-2004-0156.

[13]Mongia H C.On continuous NOx reduction of aero-propulsion engines[R].AIAA-2010-1329.

[14]LI Guoqiang,Gutmark E J.Combustion characteristics of a multiple swirl spray combustor[R].AIAA-2003-0489.

[15]LI Guoqiang,Gutmark E J.Experimental and numerical studies of velocity field of a triple annular swirler[R].ASME 2002-GT-30069.

Design and Computational Analysis of Ultra-High Temperature Rise Concentric Staged Combustor

GAO Xian-zhi1， LI Feng2， GUO Da-peng2
（1.Research and Development Department,Shanghai Electric Gas Turbine Co.,Ltd,Shanghai 200240,China;2.School of Jet Propultion,Beihang University,Beijing 100191,China）

Based on the increasing demand for high thrust-to-weight ratio and high temperature rise aircraft engines,a design method of concentric staged combustor was proposed.In ensuring the same inlet/exit size and case size with single annular combustor(SAC),threedimensional reaction flow simulation were conducted on the design model with the fluent software.Finally，the capability was compared and analyzed with the numerical simulation results and experimental results obtained from SAC.The results show that,at the design fuel/air ratio of 0.045,the temperature rise of design concentric staged combustor is 1356 K,outlet temperature is 0.137,and exit temperature distribution factor is 0.096,which can meet the design requirment of ultra-high temperature rise combustor.In addition,compared to SAC,the concentric staged combustor can obtain higher total pressure recovery coefficient,lower outlet temperature,fine profile factor,and higher combustion efficiency at high power state.Pollution emissions performance shows that COemissions of the concentric staged combustion is slightly higher than that of the SACat idle condition,and the NOx emissionsislower than the ones of the SACat design condition.

ultra-high temperature； concentric staged combustor； single annual combustor；outlet temperature profile；aeroengine

V231.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.01.002

2013-11-12 基金項目：國家自然科學基金（50476005）資助

高賢智（1988），男，碩士，從事高溫升燃燒室設(shè)計及數(shù)值模擬、重型燃氣輪機燃燒室設(shè)計及試驗工作；E-mail:gao_xz@126.com。

高賢智，李鋒，郭大鵬.超高溫升中心分級燃燒室設(shè)計及計算分析[J].航空發(fā)動機，2015，41（1）：9-15.GAOXianzhi，LIFeng,GUODapeng.Design and computational analysisof ultra-high temperatureriseconcentric staged combustor[J].Aeroengine，2015，41（1）：9-15.

（編輯：趙明菁）