张　鑫，唐　豪

（南京航空航天大学江苏省航空动力系统重点实验室，南京210016）

射流角度对M-TIB燃烧性能影响分析

张鑫，唐豪

（南京航空航天大学江苏省航空动力系统重点实验室，南京210016）

为了研究主燃（M B）-涡轮叶间补燃（TIB）一体化燃烧室（M-TIB）中燃烧环二次射流角度对燃烧性能的影响，设计了3种燃烧环二次射流角度组合分别为40°&40°，45°&55°以及50°&50°的M-TIB模型。利用FLU EN T软件的Realizable k-ε湍流模型、PD F燃烧模型和离散相模型对M-TIB的流动和燃烧进行数值模拟。研究结果表明：适当增大燃烧环二次射流角度，可以强化M-TIB内部气流的掺混，改善速度分布，提高出口速度，减少污染物排放。

主燃-涡轮叶间一体化燃烧室；超紧凑燃烧；燃烧环；射流角度；燃烧特性；航空发动机

0　引言

提高燃气涡轮发动机的性能，最为有效的方法就是提高涡轮前温度。但是，由于受涡轮叶片耐温能力的限制，涡轮前温度的提高也受到限制。如何在现有耐温材料的基础上，进一步提高燃气涡轮航空发动机的性能，或者如何在航空发动机同等性能的条件下，降低涡轮前温度，成为航空发动机燃烧技术领域值得探索和研究的课题。

对此，Srignano等［1-3］提出了涡轮内燃烧的概念，高温燃气在经过高压涡轮作功之后，温度下降，此时，充分利用材料的耐热特性，利用二次燃烧，提高低压涡轮进口温度，从而提高低压涡轮的作功能力，进而提高航空发动机的循环功，以增大推力，提高性能。由美国空军研究试验室提出的超紧凑燃烧室（Ultra-Compact Combustion，UCC）的概念把涡轮燃烧的概念推向了实际化［4-7］。随后，基于超紧凑燃烧室（UCC）技术和涡轮叶间燃烧室（Turbine Inter-Vane Burner，TIB）出现，其工作原理是利用燃烧环上的凹腔结构，喷油雾化二次射流，与主流燃气掺混，以形成旋流形态的燃烧取代轴向传递的燃烧组织，燃气燃烧的过程发生在狭小紧凑的涡轮导向叶片间的通道里，从上游到下游，发生稳定的动量、能量交换以及组分扩散［8-13］。

主燃-涡轮叶间一体化燃烧室（M-TIB）是在涡轮叶间燃烧室的基础上提出的1种新型组合式燃烧室，即在传统航空发动机主燃室（本文采用环形燃烧室）尾部加设涡轮叶间燃烧室，使其一体化。与传统环形燃烧室（带高压涡轮导向器）相比，M-TIB保持总燃油量不变，减少了主燃烧室的燃油量，使得主燃室内的余气系数提高，不仅使涡轮前温度降低，同时也减少了污染物的排放；随后，将减少的油量提供给涡轮叶间补燃室进行二次燃烧，其后高温燃气进入叶片通道向下游流动，对涡轮动叶片作功。目前对这种新型燃烧室的研究，徐兴亚［14］只完成了其与传统燃烧室的数值模拟对比分析，而对于不同结构的M-TIB研究仍然是空白。

本文针对M-TIB上不同燃烧环射流角，对M-TIB燃烧性能进行对比分析。

1　物理模型和计算方法

1.1物理模型

M-TIB由传统主燃室（MB）和涡轮叶间燃烧室（TIB）2部分组成，如图1所示。其中，图1（a）为M-TIB整体，图1（b）为M-TIB整体的1/12，灰色部分为传统主燃室，红色和绿色部分为涡轮叶间燃烧室。

图1　M-TIB结构和工作原理

在M-TIB中，后半部分的TIB主要结构包括导向叶片和燃烧环，导向叶片以10°均布在内侧中心体上，在导向叶片的叶背上开有与燃烧环宽度（W）相同长度的径向槽；在燃烧环上，进油凹腔（轴向槽）每10°均分，进油凹腔两侧布有双排二次进气孔，每10°均分，二次进气孔的组合角度选取40°～55°［15］，燃烧环上的长宽比［16］取1.0。

1.2计算模型

为了便于计算和观察，选取M-TIB整体的1/12作为计算模型，用于数值模拟和结论分析。

为了研究不同燃烧环射流角下M-TIB的燃烧性能，选取二次射流角度组合为40°&40°、45°&55°和50°&50°的M-TIB模型作为Model-1、Model-2和Model-3，不同燃烧环射流角的M-TIB模型如图2所示。

图2　不同燃烧环射流角的M-TIB模型

1.3网格划分

计算域结构比较复杂，为了便于计算，选取的计算模型为M-TIB的1/12，30°的扇形区域，采用生产网格较简便的非结构化四面体网格，其中对旋流器、导向叶片以及二次流等狭小复杂的区域进行了加密，最后的网格总数为100万左右。M-TIB计算域网格如图3所示。

图3　M-TIB计算域网格

1.4边界条件

3种M-TIB模型的主流和二次射流均为速度进口，其中主流速度为100 m/s，二次流速度为160 m/s；出口均设为压力出口，环境温度为600 K，操作压力取2.7 MPa。本文不考虑燃气与外界的换热情况，故所有壁面均为绝热壁面。

1.5参数定义

采用商业软件FLUENT对流动及燃烧进行数值模拟。使用分离隐式稳态求解器，2阶迎风格式离散控制方程中的对流项，中心差分格式离散扩散项，交错压力格式（PRESTO！）离散压力项，协调一致的半隐式（SIMPLEC）算法处理压力-速度耦合项。液态燃油使用煤油（C12H23），因为其与JP-8+100的热力学特性相同。在燃烧过程中考虑了11种成分，即C12H23，CH4，CO，CO2，H2，H2O，H2O（液），O2，OH，C（固）和N2，各组分的定压比热容Cp都是温度的多段多项式函数。

表1　流量燃油配比kg/s

表2　油雾参数

观察截面位置如图4所示。定义主燃室长度为L，涡轮叶间燃烧室长度为D，观察截面的选取分别为：x=0（进口）、0.6L、 0.7L、0.9L、L（主燃室出口）、L+0.1D、L+0.15D（燃烧环中心）、L+0.2D、L+0.6D、L+D（出口）。

图4　观察截面位置

2　计算结果和分析

2.1速度场

3种模型各截面的速度分布如图5所示。从图中可见，3种模型的速度分布有相同之处也有不同之处。其中，相同之处：（1）上游MB速度整体上小于下游TIB的；（2）上游速度分布相对均匀，最高速度约为140 m/s，而下游速度分布并不十分均匀，在燃烧环内部以及导向叶片尾端出现局部高速区，速度高达320 m/s。

图5　速度矢量分布

3种模型速度场的不同之处主要出现在下游TIB中，尤其在导向叶片尾端以及燃烧环内部。3种模型在x=L处（导向叶片前端）速度分布基本相同；在燃烧环内部x=L+0.1D处，由于存在二次射流的缘故，环形通道区域出现高速涡流区域，并且与主流燃气相互掺混，而这个区域的大小随着二次入射角度增大而增大，最高速度也相应提高；在出口处，3种模型的速度分布差异较大，总体分布呈现左高右低，下高上低的趋势。

通过数值计算，Model-1的出口平均速度为186.51 m/s，最大速度差110 m/s；Model-2的出口平均速度为 193.06 m/s，最大速度差122 m/s；Model-3的出口平均速度为200.33 m/s，最大速度差106 m/s。3种模型出口径向平均速率的分布曲线如图6所示。从图中可见，速率分布以30°为周期变化，对速度分布的均匀程度来看，组合角度为50°&50°的Model-3的出口不仅平均速度最大、速度差最小，而且分布相对较平缓。提高出口速度矢量的均匀度，对减少下游涡轮叶片的不平衡冲击，防止周期性震荡，提高结构强度有利。

图6　出口径向平均速度分布

2.2压力场

3种模型各截面的总压分布如图7所示。相同之处为：（1）上游高、下游低；（2）负压区域主要出现在导向叶片通道的尾端。不同之处为：（1）二次入射角度的不同对上游主燃室内部总压分布产生影响，这是由于不同角度的二次进气与主流流场的掺混程度不同造成的，并且随着入射角度的增大，上游总压也随之增大；（2）3种模型的下游，尤其是导向叶片尾端的总压分布不同，从图中可见，Model-1的负压区域较大。

图7　总压分布

图8　不同截面温度分布

2.3温度场

3种M-TIB模型各截面的温度分布如图8所示。从图中可见，既有相同之处也有不同之处。相同之处：（1）最高温度出现在主燃室中，如x=172.5，最高温度高达2470 K；（2）上游出口和下游入口的温度分布并不均，中间高两边低，如x=L，温度差为800～1000K；（3）燃烧环内均出现明显的环形高温区域，如x=L+0.15D，燃气在导向叶片间的通道内再燃，平均温度再次升高，但最高温度不超过2400 K，满足了材料的高温限制；（4）出口x=L+D与上游x=L处相比，平均温度提高120 K左右。

经过数值计算，Model-1的出口平均温度为1258 K，最大温度差245 K；Model-2的出口平均温度为1245 K，最大温度差352 K；Model-3的出口平均温度为1248 K，最大温度差370 K。3种模型出口的径向平均温度分布曲线如图9所示。从图中可见，角度组合为40°&40°的Model-1不仅平均温度较高、温差较小，并且温度分布的均匀程度也相对较好，有利于提高涡轮性能以及热端部件的寿命。

为了更加清楚地观察燃烧环内的温度分布情况，导向叶片表面温度分布如图10所示。从图中可见，由于上游的高温燃气温度分布中间高两边低，中间叶片的温度要高于两侧叶片的，同时受到燃烧环上二次射流的影响，温度分布向左偏移，导致右边叶片温度高于左边的。并且这个效果随着入射角度的增大而显著。

图10　叶片表面温度分布

通过对比分析3种模型导向叶片表面的温度分布发现，相对高温区主要出现在中间叶片叶盆尾端上部区域，而Model-2的此区域温度最高，其次为Model-3，Model-1的最低。

2.4污染物浓度

3种模型CO的浓度分布如图11所示。其相同之处为：（1）如x=0.7L处，绝大部分的CO在主燃室中生成，并且随着燃气向下游不断燃烧反应，CO的浓度越来越低；（2）上游出口、下游进口处，导向叶片前端，即x=L处，CO平均浓度已经很低，量级在10-7；（3）如在x=L+0.15D处，燃烧环内的二次燃烧使得CO平均浓度内略有提高，其量级也仅仅处在10-4，并且随着反应向下游的继续进行，CO的浓度越来越低；（4）在出口处CO平均浓度基本为0。

图11　不同截面CO浓度分布

通过对比分析3种模型的CO浓度分布发现：在燃烧环内，x=L+0.15D处，Model-3的平均CO浓度最低，为4.29e-4mol/L；Model-1的平均CO浓度较高，为8.16e-4mol/L；Model-2的平均 CO浓度最高，为8.91e-4mol/L。

表3　出口性能参数

经过计算，3种模型的燃烧效率均在99.9%以上。出口性能参数见表3，其中NOx表示氮氧化物，以NO为主要成分；UHC表示未燃尽碳氢化合物（Unburned Hydrocarbons），以C12H23为主要成分；dp表示进出口压力损失；T4表示出口温度。

从表3可知，在出口处，Model-3的NOx排放量最少，但压力损失最大；Model-1的UHC排放量最少，燃烧效率最高，平均温度最高，压力损失最小。

3　结论

通过对3种M-TIB燃烧室模型的速度、压力、温度以及污染物进行数值模拟分析，可以得出以下结论：

（1）二次射流角度组合为50°&50°的M-TIB模型，出口速度较高，分布较均匀，有利于减少下游涡轮中的不平衡冲击，防止周期性震荡，提高结构强度；

（2）增大二次射流角度，有利于二次射流和主流燃气的掺混，但不利于出口温度的均匀化，对压力损失影响不大；

（3）二次射流角度组合为40°&40°的M-TIB模型，出口平均温度相对较高，分布也相对较均匀；

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

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（编辑：张宝玲）

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基金项目：国家自然科学基金（51076064）资助

张鑫（1991），男，在读硕士研究生，研究方向为航空发动机燃烧技术；E-mail：592503975@qq.com

引用格式：张鑫，唐豪.射流角度对M-TIB燃烧性能影响分析 ［J］.航空发动机，2016，42（2）：17-21.ZHANGXin，TANGHao.Analysisofinfluenceofair injectionangleoncombustionperformanceforM-TIBcombustor［J］.航空发动机，2016，42（2）：17-21.