打开文本图片集

摘要：为了使超紧凑燃烧室结构进一步优化，本文进行了部件的重新设计，将燃烧环内移至主流通道的上半部分，取消分流扩压器，将限流盘和射流盘融合并重新设计为分流盘。在此基础上，分别对原模型和改进模型进行数值模拟，并进行比较，结果表明：改型后超紧凑燃烧室的长度较原模型短12.5%，最大横截面积减小22.8%；在更紧凑的结构下，改进模型仍能保持良好的燃烧性能。原模型燃烧主要集中在燃烧环后半段，而改进模型燃烧环全段都有剧烈的燃烧；两模型叶间通道内都有补燃，但改进模型能在更短的轴向距离内完成补燃，并且改进模型在叶间通道内的掺混效果更好，出口温度分布较原模型有明显的提高。本文的结果可以进一步指导超紧凑燃烧室的优化和应用。

关键词：超紧凑燃烧室；燃烧组织；数值模拟

1 引言

为了追求新一代航空发动机更高的性能和效率，研究者从部件到整体不断改进创新，试图在受限的发动机质量下提高推重比、巡航距离和减少污染物排放，或是在同等性能下极力精简发动机的质量。超紧凑燃烧室（UCC）作为一种新型燃烧室，在极大减轻燃烧室质量的同时保持着优异的燃烧性能，从而成为近几年研究的热点。

在21世纪初期，美国空军实验室在驻涡燃烧室的基础上进一步创新[1]，形成了超紧凑燃烧室的概念，随后Zelina[2]等学者对相关模型进行了模拟、试验和改进，其结果表明超紧凑燃烧室具有优秀的燃烧性能，并且长度比传统燃烧室至多短66%，而发动机的长度每缩短2.5cm，其质量就能减轻0.4%[3]，这使得超紧凑燃烧室具有很高的研究价值。超紧凑燃烧室进气分为主流与二次流两股，主流方向与传统燃烧室相同沿发动机轴向，二次流则以切向进入燃烧环。燃烧环是指超紧凑燃烧室在传统燃烧室外围增加环形腔作为主燃区，二次流空气进入燃烧环时与燃烧室轴线成一定夹角，在燃烧环内形成强旋流。Lewis[4，5]在试验中发现，当燃烧发生在500～3000倍重力加速度的强旋流离心力场作用下，湍流燃烧速度会大大增加。运用这一原理，超紧凑燃烧室将拥有优异的燃烧性能，使得燃烧室轴向长度大大缩减。

在此基础上，后继学者[6-11]不断对超紧凑燃烧室进行改进，使其结构更加紧凑、燃烧性能进一步提升，也致力于将超紧凑燃烧室应用于实际。上述研究中，超紧凑燃烧室主流和二次流分两股进气，为了更好的将超紧凑燃烧室应用于工程实际，Conrad[12]设计了同轴进气的超紧凑燃烧室，其设计分流结果良好，且对超紧凑燃烧室的性能只有很小的削减。Cottle[13-15]等人进一步对同轴进气超紧凑燃烧室进行了优化，形成了第二代和第三代超紧凑燃烧室。在同轴进气超紧凑燃烧室中，由于燃烧环位于主流道外，从燃烧室进口到射流盘处的流通通道扩张较大，因此需要使用分流扩压器进行分流。而本文为了解决这一问题，将燃烧环内嵌到主流道内，并重新设计相关部件，在保证燃烧室总体性能的情况下使得超紧凑燃烧室能更好的应用于常规发动机的主燃烧室。

2 几何模型

燃烧室模型分为超紧凑燃烧室的基础模型Model 1和燃烧环内嵌式超紧凑燃烧室Model 2。如图1所示，Model 1为原超紧凑燃烧室，其尺寸相关数据见文献 [13]。部件1为分流扩压器、部件2为进口导向叶片、部件3为射流盘、部件4为限流盘、部件5为混合叶片。Model 2将Model 1中燃烧环内嵌12.75mm，燃烧环的底部位于主流通道的中径处，这使得燃烧室最大横截面积减小了22.8%。由于减小了射流盘截面处总流道面积，因此可以在不使用分流扩压器的情况下让气体顺利扩张，并在流动不分离的前提下减小进口流道的长度。进口扩张流道设计标准参考文献[12]，其长度较Model 1减少了12.5%，由于取消分流扩压器后不再有二次流，因此将射流盘与限流盘融合并重新设计为分流盘，见图1（b）中部件6，设计方法参考文献[13]。射流孔减少为24个，以保证燃烧环进口空气占总流量的比例与Model 1相同即30%。除上述以外的结构，Model 2与Model 1完全相同，两模型额外保留了用于试验连接的进口收缩段和出口扩张段。

3 计算方法

网格生成使用ICEM，整个计算流域采用非结构网格离散。计算流域如图2所示，图中标明了用于后续讨论的数据截面。其中Fore、Mid、Aft分别为燃烧环前、中、后截面，Passage截面在混合叶片长度的60%处，Outlet截面在燃烧室实际出口处。

数值模拟采用ANSYS Fluent进行。计算方法参考文献[15]，使用两方程Realizable k-e湍流模型模化湍流计算，采用部分预混小火焰面模型模化燃烧的计算。压力和速度耦合计算采用Couple算法，压力项的离散采用二阶格式，其他项的离散均采用三阶MUSCLE格式。主流进口为空气的流量进口边界，进口流量0.108kg/s，燃气进口为丙烷的流量进口边界，其进口流量根据计算工况的当量比不同而变化，出口为压力出口，其他边界为无滑移绝热壁面。

在网格独立性验证中采用了三种网格密度，其网格量分别为9百万网格节点、2千4百万网格节点、3千5百万网格节点。三种网格在燃烧环当量比为1.1的工况下进行模拟，其出口截面径向平均温度分布如图3，其中径向坐标进行了无量纲化处理，r/R=0代表燃烧室内壁面，r/R=1为外壁面。图3中，r/R>0.3部分三种网格模拟结果差别很小，在2%以内。r/R<0.3部分有一定偏差，最大偏差发生在r/R=0处，此处三种网格间最大偏差为8.7%最小偏差为2.9%。2千4百万网格的模拟结果已经非常接近3千5百万网格的模拟结果，能在更快的时间以及更少的计算机资源下，获得足够的精确度。综上所述，本文使用2千4百万的网格量。

4 计算结果与分析

为了验证模拟方法的有效性，本文对Model 1在文献[13]相同的工况下进行模拟并对比，其工况为进口流量m=0.108kg/s，燃烧环当量比为0.82、0.72。模拟结果的出口径向平均温度分布如图4所示。两种工况下，模拟结果在靠近内、外壁面处与试验有较大的偏差，这是由于本文使用绝热壁面的边界条件所导致的。但在燃烧室出口的中间区域，模拟结果十分接近试验结果，模拟值与实验值的偏差基本在5%以内，因此本文的模拟方法是可行的。

燃烧组织是否合理，是评判一个燃烧室设计好坏的关键。因此在这一节，将对比分析Model 1和Model 2的燃烧组织与燃烧性能。图5为进口流量燃烧环内当量比1.4时，两模型在图2截面处的温度云图对比。图6中则给出平均的丙烷质量分数沿燃烧室轴线的分布，图中横坐标为无量纲轴向位置，x/L=0表示Model 1限流盘或Model 2分流盘出口，x/L=1表表示燃烧室出口。结合图5的温度云图，以及图6的轴向数据可以看出，Model 1燃烧环内的主要燃烧区域集中于燃烧环后半段，大量未燃混气在从燃烧环内迁移到主流后，在叶间通道内补燃。在富油状况下，叶间通道的补燃一直持续到出口。Model 2燃烧环前、中、后端都存在明显的燃烧区域，贫油状况下叶间通道仅有少量未燃混气的补燃，富油状况下叶间通道内存在一定补燃，但能在较短的距离内完成燃烧。Model 2的主要燃烧区域集中在燃烧环内，这一点将结合流场信息进一步分析。

图7为Mid截面的速度矢量图与切向速度云图的叠加图，Model 2在此截面的最大切向速度略大于Model 1，这是由于Model 2中此区域燃烧更剧烈导致的。加上Model 2燃烧环内嵌导致其平均半径下降，使得Model 2燃烧环内的离心力场要更强一些，超重力燃烧效果更好。图7圆圈标出的区域可以看出Model 2在叶片处形成了一个较小的回流区，而 Model 1要在更下游才能形成。这两点导致Model 2燃烧环内的燃烧组织较Model 1更好。进一步对比各工况下燃烧室的总体性能参数可以发现，Model 2在总体燃烧性能、出口温度分布上都要略好于Model 1，这主要是由于燃烧环内部建立了更好的强旋流离心力场，从而使得主燃区燃烧效果更好导致的。但另一方面，Model 2在各工况下压力损失相较于Model 1都要高出～1%，这主要是由于燃烧室内的空间变小使得气体燃烧膨胀不充分导致的。因此，燃烧环内嵌式超紧凑燃烧室虽然比现有超紧凑燃烧室模型结构更加紧凑，燃烧组织也得到了进一步的优化，但其压力损失要略大一些，还需要进一步的优化。

5 结论

本文改进了超紧凑燃烧室模型，将燃烧环内嵌，使得燃烧环的底部位于主流通道的中径处。这此基础上取消分流扩压器，重新设计进口流道，并将射流盘和限流盘融合并重新设计为分流盘。通过对两种模型进行模拟，再对比分析后得到以下结果：（1）燃烧环内嵌式超紧凑燃烧室Model 2的结构更为紧凑，燃烧室长度较Model 1减少了12.5%，燃烧室最大横截面积较Model 1减小22.8%。（2）燃烧环内嵌式超紧凑燃烧室Model 2的燃烧组织得到了优化。Model 1燃烧环内的燃烧区域主要集中在后半区域，燃烧环内的未燃混气迁移到叶间通道发生补燃。Model 2中，强烈的燃烧充满了整个燃烧环，燃烧环内的未燃混气迁移到叶间通道发生补燃，但剩余未燃混气很少，在叶间通道的前段就已燃尽，后半段主要以掺混为主。（3）燃烧环内嵌式超紧凑燃烧室Model 2的燃烧性能较Model 1更好，燃气更早更充分的燃烧完成，其出口温度分布较Model 1更均匀。但Model 2压力损失更大。

参考文献

[1] ANTHENIEN R.A.， MANTZ R.A.， ROQUEMORE W.M.， et al. Experimental Results for a Novel， High Swirl， Ultra Compact Combustor for Gas Turbine Engines[C]， Berkely， CA， USA： AFRL， 2001.

[2] ZELINA J.， EHRET J.， HANCOCK R.D.， et al. Ultra-Compact Combustion Technology Using High Swirl for Enhanced Burning Rate[C]， 38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit， Indianapolis， IN， USA， July 7-10， 2002.

[3] BLUNCK D.， SHOUSE D.， NEUROTH C.， et al. Experimental and Computational Studies of an Ultra-Compact Combustor[C]. Proceedings of the ASME Turbo Expo 2013： Turbine Technical Conference and Exposition， San Antonio， Texas， USA， June 3-7， 2013.

[4] LEWIS G.D. Centrifugal-Force Effects on Combustion[J]. Symposium （International） on Combustion， 1973， 14（1）： 413-9.

[5] LEWIS G.D.， SHADOWEN J.H.， THAYER E.B. Swirling Flow Combustion[J]. Journal of Energy， 1977， 1（4）： 201-5.

[6] SEKAR B.， THORNBURG H.， BRIONES A.M.， et al. Effect of Trapped Vortex Combustion with Radial Vane Cavity Arrangements on Predicted Inter-Turbine Burner Performance[C]. 7th International Energy Conversion Engineering Conference， Denver， CO， USA， August 2-5， 2009.

[7] ANDERSON W.S.， RADTKE J.， KING P.， et al. Effects of Main Swirl Direction on High-G Combustion[C]. 44th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit， Hartford， CT， USA， July 21-23， 2008.

[8] 李明， 唐豪， 张超， et al. 一种新型涡轮叶间燃烧室的数值模拟[J]. 航空动力学报， 2012， 27（01）： 55-62.

[9] 莫妲， 唐豪， 李明， et al. 二次气射流角对涡轮叶间燃烧室的影响研究[J]. 航空发动机， 2012， 38（05）： 18-21.

[10] 孙明山， 张鑫， 唐豪， et al. 节流盘对超紧凑燃烧室性能影响的数值研究[J]. 航空发动机， 2018， 44（02）： 9-14.

[11] 郑海飞， 唐豪. 工况变化对涡轮燃烧射流涡流技术方案的影响[J]. 燃气涡轮试验与研究， 2018， 31（02）： 41-6.

[12] CONRAD M.M.， WILSON J.D.， POLANKA M.D. Integration Issues of an Ultra-Compact Combustor to a Jet Turbine Engine[C]. 49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference， San Jose， CA， USA， July 14 - 17， 2013.

[13] COTTLE A.E.， POLANKA M.D. Common Flow Source for a Full Annular Ultra Compact Combustor[C]. 53rd AIAA Aerospace Sciences Meeting， Kissimmee， FL， USA， January 5-9， 2015.

[14] WILSON J.D.， DAMELE C.J.， POLANKA M.D. Flame Structure Effects at High G-Loading[J]. J Eng Gas Turb Power， 2014， 136（10）： 101502.

[15] Y. Liu， Z. S. Wang， T. Hao， A New Design of a Pinwheel-Shaped High-G Combustor[J]. J. Eng. Gas Turbines Power. Sep 2021， 143（9）： 091020.