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(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500)

1 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的設(shè)計(jì)不僅要考慮氣體流動(dòng)方面的影響因素，還要考慮化學(xué)反應(yīng)、傳熱、冷卻以及熱應(yīng)力等方面的影響因素[1-3]。因此，為了提高設(shè)計(jì)能力和效率，三維數(shù)值模擬計(jì)算已被廣泛引入燃燒室前期設(shè)計(jì)工作中[4-5]，并對(duì)推動(dòng)燃燒室設(shè)計(jì)技術(shù)發(fā)展起到了一定的作用。

設(shè)計(jì)燃燒室時(shí)，一般只通過總體給出的壓氣機(jī)出口壓力、壓氣機(jī)出口空氣流量和燃燒室出口總溫等一維參數(shù)進(jìn)行。由于實(shí)際壓氣機(jī)出口截面的速度場(chǎng)在徑向分布不均勻，且壓氣機(jī)末級(jí)導(dǎo)葉出口也存在著一定的葉片尾跡，加之高壓渦輪導(dǎo)向器作為發(fā)動(dòng)機(jī)的節(jié)流面，對(duì)燃燒室的流量和壓力有著重要影響，導(dǎo)致設(shè)計(jì)出的燃燒室，在進(jìn)行部件試驗(yàn)時(shí)各項(xiàng)性能參數(shù)表現(xiàn)良好，但在核心機(jī)或整機(jī)試驗(yàn)時(shí)性能差異很大[6-7]。針對(duì)這類問題，馬宏宇[8]利用比值法，得到了扇形與全環(huán)燃燒室分布系數(shù)的對(duì)應(yīng)關(guān)系，總結(jié)的通用X 系數(shù)的預(yù)測(cè)精度高于90%。Stevens 等[9]研究了單級(jí)壓氣機(jī)出口尾跡對(duì)不同擴(kuò)壓器性能的影響，包括不同擴(kuò)壓器長(zhǎng)度、面積比、角度以及壓氣機(jī)與擴(kuò)壓器的相對(duì)位置。陳敏敏等[10]研究了進(jìn)口氣流角對(duì)折流燃燒室性能的影響，發(fā)現(xiàn)進(jìn)口氣流角增大會(huì)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(qū)迭代，交接面處采用傳遞數(shù)據(jù)進(jìn)行迭代，實(shí)現(xiàn)了對(duì)GE90發(fā)動(dòng)機(jī)的間接三維仿真。Stanford 大學(xué)對(duì)PW6000的1/3 扇形區(qū)域進(jìn)行了整機(jī)非定常模擬，研究了各部件的耦合關(guān)系[14-16]。張劍等[17]對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)單葉片通道進(jìn)行了全三維數(shù)值仿真，得到了各部件交接面上的主要性能參數(shù)，初步校驗(yàn)了航空發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)全三維數(shù)值仿真的可行性。李通一[18]基于FLoEFD 軟件，對(duì)KJ66 微型渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)進(jìn)行了三維數(shù)值模擬，驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣質(zhì)量流量、效率、燃燒室溫度等，與試驗(yàn)結(jié)構(gòu)一致性較好。劉太秋等[19]基于CFX 軟件平臺(tái)，開展了燃燒室與渦輪氣動(dòng)性能全三維聯(lián)合數(shù)值仿真研究，發(fā)現(xiàn)部件聯(lián)合與單獨(dú)仿真獲取的壓力和馬赫數(shù)的演化規(guī)律基本一致，但聯(lián)合仿真能更準(zhǔn)確地捕捉熱斑。北京航空航天大學(xué)航空發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值仿真研究中心與俄羅斯CIAM 合作開發(fā)的CANSS 二維仿真模塊[20]，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)部件仿真的相對(duì)誤差小于2%，對(duì)整機(jī)仿真的相對(duì)誤差小于3%。

以往高效的航空發(fā)動(dòng)機(jī)仿真，主要集中在低維度(一維或二維)的整機(jī)性能仿真或高維度(三維)的單部件仿真，低維度的整機(jī)性能仿真考慮因素不全，而高維度的部件仿真與真實(shí)工作場(chǎng)景也還存在一定差距。燃燒室進(jìn)口氣流經(jīng)過了多級(jí)壓氣機(jī)，其流向會(huì)帶有一定的偏轉(zhuǎn)角，存在一定的不均勻度，而燃燒室出口處流場(chǎng)又受到下游的渦輪靜子和轉(zhuǎn)子的類似于堵塞的作用。因此，在進(jìn)行燃燒室部件設(shè)計(jì)時(shí)，如果不考慮燃燒室上下游結(jié)構(gòu)對(duì)流場(chǎng)細(xì)節(jié)的影響，會(huì)使得部件的設(shè)計(jì)性能與其在核心機(jī)、整機(jī)上的實(shí)際性能產(chǎn)生較大偏差。如果燃燒室直接按照其在核心機(jī)上的實(shí)際工作場(chǎng)景進(jìn)行設(shè)計(jì)，則每迭代一次都要重新匹配計(jì)算核心機(jī)的參數(shù)，會(huì)使燃燒室的設(shè)計(jì)難以抓住主要矛盾，導(dǎo)致設(shè)計(jì)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(lián)合變維仿真方法，物理邊界上考慮壓氣機(jī)末級(jí)導(dǎo)葉和高壓渦輪導(dǎo)向器，氣動(dòng)邊界上進(jìn)口采用壓氣機(jī)專業(yè)計(jì)算的動(dòng)葉出口二維流場(chǎng)，出口采用實(shí)際測(cè)量的高壓渦輪導(dǎo)向器出口靜壓，并通過試驗(yàn)驗(yàn)證了該仿真平臺(tái)的仿真精度，同時(shí)解耦研究了上下游邊界的影響機(jī)理。

2 研究方法

2.1 研究方案

以某型多頭部環(huán)形燃燒室部件為基準(zhǔn)進(jìn)行研究。燃燒室采用了帶曲臂的短突擴(kuò)擴(kuò)壓器、雙級(jí)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(jī)末級(jí)導(dǎo)葉和高壓渦輪導(dǎo)向器，即單燃燒室仿真方案；②Case 1——燃燒室部件只帶壓氣機(jī)末級(jí)導(dǎo)葉；③Case 2——燃燒室部件只帶高壓渦輪導(dǎo)向器；④Case 3——燃燒室部件既帶壓氣機(jī)末級(jí)導(dǎo)葉，也帶高壓渦輪導(dǎo)向器，即基于多部件的聯(lián)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(shù)值仿真方法

環(huán)形燃燒室周向上包含若干個(gè)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(shí)綜合渦流器數(shù)量、壓氣機(jī)導(dǎo)葉數(shù)量以及高壓渦輪導(dǎo)向葉片數(shù)量，取三者的最小公約數(shù)，則周向上至少得采用90°扇形區(qū)燃燒室，才可滿足在聯(lián)合仿真模型周向上采用旋轉(zhuǎn)周期性邊界的條件。為此，整個(gè)仿真模型在周向上采用90°扇形計(jì)算域。

采用ANSYS MESH 進(jìn)行非結(jié)構(gòu)化自動(dòng)網(wǎng)格劃分，對(duì)復(fù)雜結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格進(jìn)行局部加密，最小網(wǎng)格尺度為0.08 mm，網(wǎng)格數(shù)約為3 500 萬，最小網(wǎng)格質(zhì)量大于0.2，滿足計(jì)算要求。圖2 所示為計(jì)算網(wǎng)格的局部示意圖。

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

采用ANSYS MESH 對(duì)燃燒室部分進(jìn)行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，對(duì)局部細(xì)節(jié)網(wǎng)格進(jìn)行加密處理。燃燒室采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量為1.2 億；壓氣機(jī)末級(jí)導(dǎo)葉和高壓渦輪導(dǎo)向器利用NUMECA 進(jìn)行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格數(shù)量分別為1 000 萬和700 萬。網(wǎng)格質(zhì)量最小值均大于0.15，滿足計(jì)算要求。壓氣機(jī)末級(jí)導(dǎo)葉、燃燒室以及高壓渦輪導(dǎo)向器三部分網(wǎng)格的交接面，在CFX_Pre 中采用interface 面進(jìn)行連接。計(jì)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(dǎo)入10 步C12H23化學(xué)反應(yīng)機(jī)理的渦耗散概念模型，壓力方程采用標(biāo)準(zhǔn)離散格式，動(dòng)量、能量等方程采用二階迎風(fēng)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(jì)算統(tǒng)一采用總壓進(jìn)口、靜壓出口邊界條件，空氣采用理想氣體。數(shù)值計(jì)算迭代8 000 步后，各方案算例的各項(xiàng)重要參數(shù)基本趨于穩(wěn)定，達(dá)到收斂要求。

仿真的進(jìn)出口邊界選取該型發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)試驗(yàn)時(shí)的參數(shù)，主要包括壓氣機(jī)進(jìn)口溫度、壓力、空氣流量，燃燒室進(jìn)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(dǎo)向器出口靜壓等。

2.3 試驗(yàn)方法

發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)在整機(jī)試驗(yàn)臺(tái)(圖3)上進(jìn)行。發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣經(jīng)過穩(wěn)壓腔后均勻進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)，尾噴口出口下游有排氣擴(kuò)壓器，在對(duì)排氣溫度進(jìn)行冷卻的同時(shí)保證出口流場(chǎng)順暢。發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)時(shí)，燃燒室出口溫度場(chǎng)采用高溫專用B 型電偶測(cè)量，測(cè)點(diǎn)布置于高壓渦輪導(dǎo)向器葉片前緣，每個(gè)葉片沿徑向等距布置6 個(gè)測(cè)點(diǎn)；全環(huán)每個(gè)90°扇區(qū)布置3 組共18 點(diǎn)測(cè)點(diǎn)，且周向上非均勻布置，全環(huán)共72 個(gè)溫度點(diǎn)。試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理時(shí)，對(duì)4 個(gè)90°扇區(qū)分別統(tǒng)計(jì)后再進(jìn)行平均。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)Fig.3 Aero-engine test platform

仿真結(jié)果統(tǒng)計(jì)時(shí)，取與試驗(yàn)測(cè)點(diǎn)相同的位置和數(shù)量，采用如下公式[11]對(duì)燃燒室溫度分布系數(shù)OTDF、徑向溫度分布系數(shù)RTDF進(jìn)行計(jì)算：

3 結(jié)果與討論

3.1 試驗(yàn)驗(yàn)證

燃燒室的總流阻與燃燒室進(jìn)口馬赫數(shù)的平方呈線性關(guān)系，如圖4 所示。圖中，σ為總壓恢復(fù)系數(shù)，Ma為燃燒室進(jìn)口馬赫數(shù)。將試驗(yàn)時(shí)的參數(shù)與仿真時(shí)的進(jìn)行對(duì)比，單燃燒室仿真時(shí)各工況點(diǎn)相對(duì)試驗(yàn)的均方根值為0.004 9，基于多部件的聯(lián)合變維仿真的結(jié)果為0.003 1，相對(duì)精度提升37%，與試驗(yàn)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(qū)的油氣比，對(duì)燃燒室出口溫度場(chǎng)的形成奠定了基礎(chǔ)，所以對(duì)于燃燒室內(nèi)基本流阻系數(shù)的準(zhǔn)確仿真十分必要。相比單燃燒室仿真，基于多部件的聯(lián)合變維仿真的預(yù)測(cè)精度有較大提升，且與燃燒室試驗(yàn)中的壓降值吻合較好，可以很好地滿足工程使用。

圖4 流動(dòng)損失對(duì)比Fig.4 Flow loss comparison

對(duì)比圖5 中單燃燒室仿真和基于多部件的聯(lián)合變維仿真的燃燒室出口處流場(chǎng)分布可以發(fā)現(xiàn)，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(dú)仿真時(shí)的速度流線向上偏轉(zhuǎn)的角度相對(duì)較大。造成差異的主要原因是，基于多部件的聯(lián)合變維仿真，物理邊界考慮了真實(shí)高壓渦輪導(dǎo)向器的喉道堵塞作用對(duì)上游流場(chǎng)造成的擾動(dòng)，氣動(dòng)邊界采用了高壓渦輪導(dǎo)向器出口靜壓的真實(shí)值進(jìn)行限制，更為真實(shí)地模擬了燃燒室內(nèi)的流場(chǎng)。

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(gè)重要參數(shù)，為了提高高壓渦輪導(dǎo)葉壽命，一般要求燃燒室出口高溫區(qū)分布在徑向高度的2/3 處。圖6 為數(shù)值仿真與整機(jī)試驗(yàn)的燃燒室出口徑向溫度分布的相對(duì)偏差曲線圖。圖中，相對(duì)偏差定義為該處整機(jī)試驗(yàn)實(shí)測(cè)值減去仿真值，再除以實(shí)測(cè)值?？梢钥闯?，單燃燒室仿真時(shí)，出口徑向溫度在徑向高度的80%以上和20%以下時(shí)與試驗(yàn)相差較大，會(huì)對(duì)徑向溫度分布的評(píng)價(jià)帶來較大誤差。而基于多部件的聯(lián)合變維仿真時(shí)，出口徑向溫度分布與試驗(yàn)相差較小，基本在2%以內(nèi)，可以更好地模擬燃燒室出口溫度場(chǎng)。

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

定量對(duì)比單燃燒室仿真和基于多部件的聯(lián)合變維仿真的燃燒室出口溫度分布(表1)發(fā)現(xiàn)，基于多部件的聯(lián)合變維仿真的OTDF相對(duì)試驗(yàn)值增大1.27%，RTDF相對(duì)試驗(yàn)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(yàn)結(jié)果更為吻合。結(jié)合圖7 所示的出口溫度場(chǎng)云圖可以進(jìn)一步印證，基于多部件的聯(lián)合變維仿真的燃燒室出口高溫區(qū)的徑向高度及形態(tài)，更加接近試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果。

圖7 燃燒室出口溫度場(chǎng)對(duì)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(yàn)值的相對(duì)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(lián)合變維仿真更為接近燃燒室的實(shí)際工作場(chǎng)景。燃燒室進(jìn)口由于壓氣機(jī)自身特性產(chǎn)生的壓力不均勻度，以及高壓渦輪導(dǎo)向器喉道的節(jié)流作用，均會(huì)對(duì)燃燒室內(nèi)流場(chǎng)產(chǎn)生一定的影響。納入以上影響因素，搭建聯(lián)合高效的仿真平臺(tái)。計(jì)算不同方案時(shí)，高壓渦輪導(dǎo)向器、壓氣機(jī)末級(jí)導(dǎo)葉二維的進(jìn)口流場(chǎng)分布，以及一維的高壓渦輪導(dǎo)向器靜壓測(cè)量值均可保持不變，只需改變?nèi)紵业姆桨?，在軟件中將網(wǎng)格采用內(nèi)部面進(jìn)行黏合后，一體化進(jìn)行計(jì)算，最終可以得到準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)值。

3.2 上下游邊界影響解耦研究

3.2.1 速度場(chǎng)對(duì)比

通過將單燃燒室仿真、基于多部件的聯(lián)合變維仿真、只帶壓氣機(jī)末級(jí)導(dǎo)葉以及只帶高壓渦輪導(dǎo)向器仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，解耦研究壓氣機(jī)導(dǎo)葉及其進(jìn)口不均勻流場(chǎng)、高壓渦輪導(dǎo)向器對(duì)燃燒室流場(chǎng)的影響。不帶壓氣機(jī)末級(jí)導(dǎo)葉時(shí)，燃燒室進(jìn)口采用壓力均勻進(jìn)口，氣流方向平行于發(fā)動(dòng)機(jī)軸線，仍由進(jìn)口邊界設(shè)置的壓力差確定流量；不帶高壓渦輪導(dǎo)向器時(shí)，燃燒室出口為自由流，以流量比來確定燃燒室出口的質(zhì)量流量，此時(shí)仿真模型的進(jìn)口需采用質(zhì)量流量進(jìn)口保證總流量。

圖8 為4 種方案計(jì)算的中心截面火焰筒內(nèi)環(huán)與內(nèi)機(jī)匣間的流線及速度大小云圖。可見，考慮壓氣機(jī)出口流場(chǎng)壓力不均勻影響后，對(duì)火焰筒內(nèi)環(huán)與內(nèi)機(jī)匣間的流動(dòng)影響較大，燃燒室來流的不均勻?qū)е峦粩U(kuò)段的漩渦尺度增大，并向下游延伸，該渦的大小會(huì)對(duì)擴(kuò)壓器損失產(chǎn)生影響，從而影響總壓損失的仿真精度；對(duì)比圖8(c)、圖8(d)的火焰筒二股通道內(nèi)環(huán)流線可以看出，氣流進(jìn)入燃燒室并流經(jīng)火焰筒二股通道內(nèi)環(huán)，再通過摻混孔進(jìn)入火焰筒內(nèi)部的流動(dòng)，逐漸貼合火焰筒內(nèi)壁面，帶有壓氣機(jī)導(dǎo)葉后分離區(qū)減小，流動(dòng)損失逐漸降低。說明來流在徑向上分布不均勻時(shí)，會(huì)對(duì)二股流的漩渦產(chǎn)生一定的影響，局部的靜壓會(huì)發(fā)生變化，這會(huì)對(duì)內(nèi)環(huán)火焰筒壁面冷卻孔及大孔的進(jìn)氣比例產(chǎn)生影響，從而影響流場(chǎng)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(jì)算的火焰筒中心截面內(nèi)流線及速度大小云圖。對(duì)比圖中火焰筒內(nèi)流線可以看出，帶有高壓渦輪導(dǎo)向器后，火焰筒出口附近氣流轉(zhuǎn)折更加平緩，流動(dòng)更加偏向水平，這樣的差別會(huì)對(duì)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(qū)的徑向分布高度與實(shí)際產(chǎn)生偏差。燃燒室出口流動(dòng)偏向水平后，可以減小高壓渦輪導(dǎo)葉氣流分離的可能性，同時(shí)氣流以水平角度流入渦輪，能夠降低氣流流經(jīng)高壓渦輪導(dǎo)向器葉片時(shí)的壓力損失，而高壓渦輪導(dǎo)向器喉道屬于節(jié)流位置，節(jié)流位置前的影響會(huì)均勻傳向燃燒室，對(duì)燃燒室產(chǎn)生較大的影響。

圖9 火焰筒中心截面內(nèi)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(chǎng)對(duì)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(dǎo)向器的方案(Case 0 和Case 1)的高溫區(qū)從頭部沿伸到了文氏管內(nèi)，幾乎接觸到了噴嘴出口端面，這種情況下會(huì)導(dǎo)致文氏管和噴嘴燒蝕，與實(shí)際試驗(yàn)情況不符。所以就頭部溫度場(chǎng)來說，不帶高壓渦輪導(dǎo)向器的方案不能準(zhǔn)確模擬溫度場(chǎng)分布。其他2 種方案的高溫區(qū)基本集中在主燃孔到摻混孔之間，在文氏管內(nèi)部可以看到300 K 的低溫區(qū)，該低溫為噴出燃油的溫度，與實(shí)際情況較為吻合。同時(shí)，帶有壓氣機(jī)導(dǎo)葉時(shí)主燃區(qū)的高溫區(qū)面積最大，主燃區(qū)中3 個(gè)高溫區(qū)連接在一起，但仍可以看出高溫區(qū)分布不均勻，呈現(xiàn)區(qū)域性分布；不帶壓氣機(jī)導(dǎo)葉時(shí)主燃區(qū)的高溫區(qū)為上中下3 個(gè)位置，高溫區(qū)面積較小且在主燃區(qū)內(nèi)分布不均勻。由此可以看出，燃燒室是否帶有壓氣機(jī)導(dǎo)葉，對(duì)于火焰筒內(nèi)部主燃區(qū)溫度場(chǎng)的分布具有較大的影響，其會(huì)增大主燃區(qū)高溫區(qū)的面積，提升主燃區(qū)溫度場(chǎng)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(jìn)一步對(duì)比圖7 中4 種方案的燃燒室出口溫度分布的仿真結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)，不帶高壓渦輪導(dǎo)向器的方案，出口溫度的高溫區(qū)沿徑向分布靠近中心偏內(nèi)環(huán)的位置，而實(shí)際試驗(yàn)中高溫區(qū)分布在出口流道徑向高度的2/3 處，因此不帶高壓渦輪導(dǎo)向器的方案的出口溫度分布與實(shí)際相差較大。通過增加高壓渦輪導(dǎo)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(qū)分布沿徑向基本位于腔高的2/3處。根據(jù)之前對(duì)速度場(chǎng)的分析，主要是因?yàn)樵黾痈邏簻u輪導(dǎo)向器能夠有效改善摻混孔后到火焰筒出口段的流場(chǎng)，使其更接近發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的真實(shí)邊界，從而更好地模擬出燃燒室出口溫度場(chǎng)的分布狀態(tài)。因此，增加高壓渦輪導(dǎo)向器，能夠提高燃燒室出口溫度場(chǎng)分布在徑向高度上的預(yù)測(cè)精度。另外，只帶高壓渦輪導(dǎo)向器、不帶壓氣機(jī)導(dǎo)葉，進(jìn)口采用均勻流進(jìn)口時(shí)，雖然出口溫度分布的高溫區(qū)徑向高度基本不變，但是高溫區(qū)的絕對(duì)值變小。這是因?yàn)閴簹鈾C(jī)出口的流場(chǎng)不均勻，經(jīng)過燃燒室擴(kuò)壓器時(shí)壓力的最低點(diǎn)或最高點(diǎn)會(huì)被放大，從而對(duì)旋流器的進(jìn)氣產(chǎn)生更大的影響，導(dǎo)致進(jìn)氣量及旋流流場(chǎng)局部不均勻，影響主燃燒區(qū)局部的化學(xué)反應(yīng)進(jìn)程，進(jìn)而使得出口溫度局部較高。因此，增加壓氣機(jī)末級(jí)導(dǎo)葉，能夠提高燃燒室出口溫度場(chǎng)分布在高溫點(diǎn)上的預(yù)測(cè)精度。

進(jìn)一步對(duì)比各方案數(shù)值仿真與整機(jī)試驗(yàn)的燃燒室出口徑向溫度的相對(duì)偏差(圖6)可以看出，單燃燒室仿真時(shí)，徑向溫度分布的偏差最大；只帶壓氣機(jī)導(dǎo)葉仿真時(shí)，只在70%流道高度附近溫度的相對(duì)偏差有所降低，對(duì)其他位置溫度的相對(duì)偏差沒有改善。只帶高壓渦輪導(dǎo)向器仿真時(shí)，徑向高度上溫度相對(duì)偏差大范圍降低，但在70%流道高度處仍有-3.0%的相對(duì)偏差，此仿真模型已經(jīng)能很好地對(duì)徑向溫度分布趨勢(shì)進(jìn)行預(yù)測(cè)?；诙嗖考穆?lián)合變維仿真時(shí)，在70%流道高度處的溫度相對(duì)偏差降到了-0.6%，其他高度處溫度相對(duì)偏差也較小，相比其他方案結(jié)果最接近試驗(yàn)值。

4 結(jié)論

通過驗(yàn)證基于多部件的聯(lián)合變維仿真的精度，以及解耦研究上下游邊界對(duì)燃燒室流場(chǎng)的影響，可以得出以下結(jié)論：

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

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

(3) 基于多部件的聯(lián)合變維仿真的燃燒室溫度分布系數(shù)相對(duì)試驗(yàn)值增大1.27%，徑向溫度分布系數(shù)相對(duì)試驗(yàn)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(yàn)結(jié)果相對(duì)較為吻合。

(4) 單燃燒室仿真相比增加高壓渦輪導(dǎo)向器后的仿真，火焰筒出口附近的流線方向會(huì)偏高，進(jìn)而影響徑向溫度分布趨勢(shì)；單燃燒室仿真相比增加壓氣機(jī)末級(jí)導(dǎo)葉后的仿真，會(huì)影響對(duì)二股流漩渦的預(yù)測(cè)精度，且不均勻的壓氣機(jī)出口流場(chǎng)會(huì)通過影響旋流器進(jìn)氣均勻性來影響燃燒的反應(yīng)進(jìn)程。

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