苗　淼，卞朋交，郑洪涛（.海军装备部，西安700；.哈尔滨工程大学动力与能源工程学院，哈尔滨5000）

燃气轮机燃烧室三维周期拓展分析方法

苗淼1，卞朋交2，郑洪涛2
（1.海军装备部，西安710021；2.哈尔滨工程大学动力与能源工程学院，哈尔滨150001）

摘要：采用一种周期拓展的燃烧室分析方法，对燃气轮机燃烧室性能进行研究。研究表明，该方法可在不影响燃烧室性能分析结果的基础上，有效简化计算模型，减小计算量，降低计算成本。基于这一分析方法，研究了二级旋流器出口角及一、二级旋流器进气比对燃烧室性能的影响。结果表明：随着二级旋流器出口角的增大，燃烧室出口温度分布系数逐渐降低，燃烧室燃烧效率及出口NOX排放量均先减小后增加；随着二级旋流器进气量的增加，燃烧室出口温度分布系数逐渐降低，燃烧室出口NOX排放量先减小后增加。

关键词：燃气轮机；燃烧室；旋流器；数值模拟；周期拓展分析方法；NOX排放量

1　引言

燃气轮机自上世纪40年代以来，经过70多年的研究，取得了突飞猛进的进展。由于其具有结构简单、单机功率大、质量尺寸小、机动性好等优点，而被广泛应用于航空、船舶、电力、石油等诸多工业领域［1-2］。燃烧室作为燃气轮机的三大部件之一，其性能直接影响燃料利用率、涡轮叶片寿命、燃气轮机整体效率及工作稳定性。特别是现代对燃气轮机燃烧室性能指标的要求日益提高，迫切需要研发出一种燃料利用率高、流阻损失低、燃烧稳定可靠、使用寿命长、排放污染低、出口温度分布合理的高温升燃烧室［3］。

燃气轮机燃烧室的设计方法，主要有经验方法［4-5］、半经验方法、半分析方法、半分析机理方法［6-7］、混合模拟方法［8］和CFD数值模拟方法［9-10］等6种。由于CFD数值模拟技术在燃烧室燃烧流场预测方面的出色表现，设计者们比以往更加重视其应用［11-12］。纵观国内外燃气轮机燃烧室CFD数值模拟的发展历程，对燃气轮机燃烧室这样一个非常复杂的燃烧设备进行CFD数值模拟，所面临的困难主要包括两个方面：一是对耦合在一起相互作用的物理和化学现象的准确描述，二是对复杂结构的简单、准确、快速的几何建模和网格划分［13］。前者是燃烧室数值模拟的根基，也是一直以来研究的重点，发展到现在根基己越扎越深；而后者是数值模拟的枝叶，对其发展的重要性也越来越明显［14-15］。

目前，美国GE公司的CONCERT软件［16］、英国R·R公司的PACE软件、美国P&W公司的PREACH软件，已均可对燃烧室性能进行可靠计算和预估；美国NASA的燃烧软件NCC，也可为燃烧室设计和分析人员提供准确可靠的计算结果［17］。国内周形等［18］曾研究出一种计算机程序，能迅速、正确地确定具有突扩扩压器的环形燃烧室的基本尺寸。徐世泊［4］运用传统的经验公式法，对燃烧室的初始条件和设计需求进行整理，提出一套设计方案并进行了相关实验研究，而后又对其进行了数值模拟优化。

对燃烧室进行三维周期拓展研究，是介于燃烧室二维设计分析和三维数值模拟之间的中间步骤，特别是针对环管型燃烧室，既可解决二维模型无法准确模拟具有较大射流深度的主燃孔后流场的问题，又可避免三维模型网格复杂、计算周期长的问题。本文通过三维周期拓展结构模拟结果与全尺寸燃烧室模拟结果的对比分析，证明了这种三维周期拓展优化设计方法的可行性，并分析了旋流器各参数尺寸对燃烧流场的影响。

2　燃烧室建模及网格划分

2.1单头部全尺寸燃烧室建模及网格划分

研究对象为某型燃气轮机环管型燃烧室，由于该燃烧室几何具有周期性，文中取一个火焰筒进行数值模拟，其结构如图1所示。该燃烧室由双级突扩扩压器、斜切径向旋流器、火焰筒及内外机匣等组成。采用四面体非结构化网格对燃烧室进行网格划分，并对冷却孔、旋流器处的网格局部加密。考虑到计算精度、计算速度与计算能力三方面因素，经网格无关性验证，最终生成的网格数量为750万。

2.2三维周期拓展燃烧室建模及网格划分

采用三维周期拓展建模方法，对原燃烧室模型进行简化，大幅减少建模工作量及网格数量。具体过程为：由于燃烧室头部结构对燃烧室性能影响较大，故此过程中未对头部结构进行简化。对于掺混区，仅考虑掺混过程，故在三维模拟时将尾气收集段进行适当简化，以渐缩管代替；燃烧室外机匣也简化成周期对称的渐缩型外机匣。经此简化后，整个燃烧室为轴对称形式。故再次运用周期性，只取火焰筒的十二分之一进行模拟。经网格无关性验证，最终划分的网格数量为53万，收敛精度达10-4。其几何结构和具体网格划分如图2所示。

图1　燃烧室结构示意图Fig.1 Schematic diagram of combustor construction

图2　燃烧室周期拓展模型Fig.2 Cycle extension model of combustor

3　燃烧室燃烧流场控制方程

燃烧室的湍流燃烧流动，涉及到连续方程、动量方程、能量方程、湍流方程、组分方程及状态方程等控制方程的求解。采用Realizablek-ε湍流模型，对强旋流流动进行数值模拟。具体的控制方程（忽略辐射和重力影响）为：

（1）质量连续方程

（2）动量守恒方程

（3）能量守恒方程

（4）理想气体状态方程

（5）组分质量守恒方程

（6）Realizablek-ε湍流模型［19］

（7）PDF湍流燃烧模型

采用PDF燃烧模型对湍流燃烧进行模拟，此时计算不再采用组分输运方程进行求解，而是采用混合分数输运方程进行求解。关于混合分数f的方程为

4　燃烧室计算结果及分析

4.1冷态流场分析

图3为燃烧室中心截面（Z=0）的冷态流场流线图。由图中可知，一次空气流经旋流器，在旋流器出口形成高速旋转射流；该射流在离心力作用下形成中心低压区，进一步与主燃孔射流相互作用，在火焰筒头部产生上、下两个较强且旋转方向相反的旋涡，形成中心回流区，对稳定燃烧及促进燃料与空气掺混有着重要作用。此外，由于主燃孔射流流量较大，射流速度较高，使得主燃孔后形成局部低压区，旋流器来流经由两主燃孔之间的孔隙向主燃孔后流动，在主燃孔后形成局部小范围回流。从图中可以看出，采用周期拓展对燃烧室进行合理简化，计算所得的燃烧室冷态流场与原燃烧室计算结果吻合良好，可为定性分析提供参考。

4.2燃烧流场分析

图4为燃烧室中心截面（Z=0）燃烧流场温度分布。由图中可知，火焰筒头部高温区集中在主回流区涡心位置，大部分燃油在该区域内烧掉，全尺寸燃烧室燃烧流场与三维周期拓展所得计算结果一致。此外，由于主燃孔的射流作用，使得主燃孔后形成低压区，主反应区来流的反应混气，经由两主燃孔之间的间隙流向燃烧室下游，同时向主燃孔后低压区扩展，在主燃孔后形成小的补燃区，产生局部高温。

4.3燃烧室性能分析

通过监测各部分流量得出三维全尺寸燃烧室各部分流量比，如表1所示。可见，采用周期拓展方法得到的燃烧室几何模型与三维全尺寸燃烧室几何模型相比，各部分进气比例存在一定差异，该差异主要为假定周期拓展分析中机匣各部分完全对称引起。

图3　燃烧室中心截面（Z=0）冷态流场流线Fig.3 Streamline of cold flow field at the combustor cross section（Z=0）

表2给出了全尺寸燃烧室与周期拓展分析方法燃烧室性能对比，其中T3*为燃烧室出口平均温度，T3 max为燃烧室出口最高温度，OTDF为出口温度分布系数，η为燃烧室燃烧效率，σ为总压恢复系数。可见，全尺寸燃烧室的效率和NOX排放都较高，出口温度分布均匀性恶化。造成两燃烧室性能差异的主要原因为：

（1）由于三维周期拓展假设燃烧室轴对称，与真实三维流场存在差异，导致全尺寸燃烧室流场中主燃孔进气量比三维周期燃烧室进气量小，从而使得头部反应区温度升高，反应完全程度提高，NOX排放量提高；同时，该燃烧室内气流的掺混主要来自于主燃孔与旋流器进气的混合，主燃孔进气量减少，必然导致燃烧室掺混恶化，影响燃烧室出口温度分布。

（2）由于在三维周期拓展分析中给定的是旋流器出口角，而在全尺寸燃烧室模拟中给定的是旋流器叶片安装角。全尺寸燃烧室旋流器出口角小于旋流器叶片安装角，使得燃烧室气流回流量减小，旋流强度降低，燃烧室头部整体温度提高，燃料燃烧更加充分，同时NOX排放量增加。

表1　燃烧流场各部分配气比例　kg/sTable 1 Gas distribution of combustor flow field

表2　全尺寸燃烧室与周期拓展分析方法燃烧室性能对比Table 2 Comparison of combustor performance in full-scale and cycle expansion combustor

5　旋流器结构对燃烧流场的影响

文中研究的旋流器结构如图5所示，由一级斜切孔和二级径向旋流器构成。一级斜切孔旋流器主要辅助燃料雾化，二级径向旋流器主要进行主回流区控制。二级旋流器出口角及两级流量比对燃烧室流场组织具有重要意义，下面分别从燃烧室燃烧效率、出口温度分布系数及出口NOX排放量三方面，分析旋流器几何结构对燃烧室性能的影响。

图5　旋流器结构示意图Fig.5 Schematic diagram of swirler

5.1二级旋流器出口角对燃烧流场的影响

表3给出了燃烧室性能随旋流器出口角的变化，图6和图7给出了OTDF、燃烧效率和NOX排放量随旋流器出口角的变化。由表3和图6可知，随着旋流器出口角的增加，旋流强度逐渐增大，使得燃烧室内掺混强度增大，燃烧室出口OTDF逐渐减小，出口温度分布更加均匀；由表3和图7可知，随着旋流器出口角的增加，燃烧室出口平均温度和燃烧效率都是先降低后提高。这是因为随着旋流器出口角的增大，旋流器出口空气旋流强度增大，回流量逐渐增加，主反应区温度降低，燃烧速率降低，燃烧不充分，燃烧效率降低；但是随着旋流器出口角的进一步增加，燃烧室头部掺混强度增大，反应区温度提高，燃烧室效率又逐渐增加。由表3和图7还可知，NOX排放量与燃烧效率的变化规律相同：随着主反应区温度的降低，燃烧室NOX排放量逐渐降低；同时，由于掺混强度的增加，主反应区温度提高，使得NOX排放量随之增加。由表3还可知，随着旋流器出口角的增加，燃烧室旋流强度逐渐增大，燃烧室内气体掺混强度增大，燃烧室内气体温度更加均匀，局部高温温度降低，从而使得燃烧室壁面温度降低。

5.2两级旋流器流量比对燃烧流场的影响

分别对表4中所示工况进行数值分析，重点讨论旋流器进气量一定的情况下，两级旋流器流量比对燃烧室性能的影响，结果如表5所示。由表中可知，随着一级旋流器流量的逐渐减少和二级旋流器流量的逐渐增加，燃烧室出口OTDF逐渐减小，燃烧室出口温度场更加均匀；燃烧室效率基本保持不变，维持在98.1%左右；火焰长度基本保持不变，约为10 cm；燃烧室NOX排放量先减少后增加。

表3　旋流器出口角对燃烧室性能的影响Table 3 Effects of swirler exit angle on combustor performance

图7　燃烧效率和NOX排放量随旋流器出口角的变化Fig.7 The change of combustion efficiency and NOemissions with the exit angle

表4　两级旋流器流量比计算工况Table 4 The flow ratio of primary and secondary swirler

表5　流量比对燃烧室性能的影响Table 5 Effects of flow ratio on combustor performance

两级旋流器流量比的变化，使得旋流器用于雾化和形成回流区的空气流量比例发生变化。从图8中可以看出，随着二级旋流器流量的逐渐增加，燃烧室OTDF逐渐降低，出口温度分布更加均匀。这是由于二级旋流器流量增加，形成回流区的旋流器进气量增加，燃烧室内扰动增强，内部流体交换得到强化所致。

图9给出了燃烧室出口NOX排放量随两级旋流器流量比的变化。可见，随着二级旋流器流量的逐渐增加，燃烧室出口NOX排放量先减少后增加；当两级旋流器流量相当即流量比为1：1.05时，出口NOX排放量最低。这是因为随着二级旋流器流量的增加，形成回流区的空气量增加，主回流区回流强度增大，从主燃孔进入主回流区的空气增加，从而降低了燃烧室主反应区及主回流区的反应温度，使得燃烧室NOX生成量降低；当二级旋流器流量进一步增加时，通过一级旋流器的流量减少，用于雾化的空气减少，不利于燃料雾化，反应区域扩大，高温区体积增加，从而使得燃烧室内NOX生成量增加，出口NOX排放量增加。

图9　不同工况时燃烧室出口的NOX排放Fig.9 NOXEmissions in different flow ratio

6　结论

（1）采用燃烧室三维周期拓展分析，可有效预测燃烧室性能，同时能大大简化燃烧室模型，减小计算量，降低设计成本。

（2）随着二级旋流器出口角的增加，燃烧室出口温度分布趋于均匀，燃烧室燃烧效率及出口NOX排放量均先减小后增加。

（3）随着二级旋流器进气量的增加，燃烧室出口温度分布趋于均匀，NOX排放量先减小后增加。

参考文献：

［1］ 曹天泽.燃烧室内气体燃料燃烧流场的数值预测技术研究［D］.哈尔滨：哈尔滨工程大学，2012.

［2］ 于达仁，刘金福，徐基豫.徐基豫.面向21世纪的燃气轮机技术的发展［J］.燃气轮机技术，2001，14（1）：14—21.

［3］ 焦树建.燃气轮机燃烧室［M］.北京：机械工业出版社，1981：139—173，254—268.

［4］ 徐世泊.微型燃气轮机低污染燃烧室的流动分析与优化设计［D］.辽宁大连：大连理工大学，2004.

［5］ Shakariyants S A，van Buijtenen J P，Visser W P J.Generic geometry definition of the aircraft engine combustion chamber［R］.ASME GT2004-53522，2004.

［6］ Stuttaford P J，Rubini P A.Preliminary gas turbine combustordesignusinganetworkapproach［R］.ASME 96-GT-135，1996.

［7］ 马振.小涡輪发动机加力燃烧室设计方法［J］.飞航导弹，1984，（6）：12—26.

［8］ Fuligno L，Micheli D，Poloni C.An integrated design approach for micro gas turbine combustors:preliminary 0-D andsimplifiedCFDbasedoptimization［R］.ASME GT2006-90542，2006.

［9］ Mellor A M，Fritsky K J.Turbine combustor preliminary design approach［J］.Journal of Propulsion and Power，1990，6（3）：334—343.

［10］黎明，吴二平，索建秦.微型涡喷发动机燃烧室的设计研究［J］.航空动力学报，2009，24（1）：70—74.

［11］Lai M K，Reynolds R S，Armstrong J.CFD-based，parametric，design tool for gas turbine combustors from compressordeswirlexittoturbineinlet［R］.ASME GT2002-30090，2002.

［12］Cline M C，Deur J M，Micklow G J，et al.Computation of the flow field in annular gas turbine combustor［R］.AIAA 1993-2074，1993.

［13］Tangirala V E，Tolpadi A K，Danis A M，et al.Parametric modeling approach to gas turbine combustion design［R］. ASME 2000-GT-0129，2000.

［14］Samareh J A.Status and future of geometry modeling and grid generation for design and optimization［J］.Journal of Aircraft，1999，36（1）：97—104.

［15］Dawes W N，Dhanasekaran P C，Demargne A A J，et al. Reducing bottlenecks in the CAD-to-mesh-to-solution cycle time to allow CFD to participate in design［R］.ASME 2000-GT-517，2000.

［16］Burrus D L.Numerical models for analytical predictions of combustor aero-thermal performance characteristics［R］. AGARD CP-442，1987.

［17］Stubbs R.M，Liu N.S.Preview of national combustion code［R］.AIAA 1997-3114，1997.

［18］周形，杨轻扬.航空发动机燃烧室设计——基本尺寸确定计算机程序简介［J］.航空发动机，1997，23（3）：10—16.

［19］Li Y J，Zheng H T，Cai L.Numerical research on performance of swirling flow combustor［J］.Journal of Convergence Information Technology（JCIT），2012，7（9）：15—24.

中图分类号：TK471

文献标识码：A

文章编号：1672-2620（2015）03-0033-06

收稿日期：2015-05-15；修回日期：2015-06-07

作者简介：苗淼（1985-），女，陕西横山人，工程师，硕士，主要从事燃气轮机技术研究工作。

Three-dimensional periodic extension analysis method on gas turbine combustor

MIAO Miao1，BIAN Peng-jiao2，ZHENG Hong-tao2
（1.Naval Equipment Department，Xi’an 710021，China；2.College of Power and Energy Engineering，Harbin Engineering University，Harbin 150001，China）

Abstract：The combustor performance was studied by the periodic extension method.The investigation shows that the method can simplify the calculation model，reduce calculation amount and computational cost.Based on this method，the effects of the exit angle of secondary swirler，the inlet air ratio of the first and secondary swirler on combustor performance were researched.The results show that the outlet temperature distribution factor of combustor decreases，the combustion efficiency and the outlet NOXemissions of combustor decrease first and then increase with the increasing of exit angle of secondary swirler；the outlet temperature distribution factor of combustor decreases，the outlet NOXemissions of combustor decrease first and then increase with the increasing of inlet air flow rate of secondary swirler.

Key words：gas turbine；combustor；swirler；numerical simulation；periodic extension analysis method；NOXemissions