摘 要：為提高航空發(fā)動機總體性能、改善發(fā)動機熱力循環(huán)模式，設計一種蒸發(fā)式渦輪葉間燃燒室方案，試驗研究不同油氣比下葉間燃燒性能的變化規(guī)律；利用數(shù)值計算獲得燃燒室內燃油分布、組分分布等參數(shù)對燃燒性能的影響。研究結果表明： 在導向器葉片葉間通道內利用蒸發(fā)式穩(wěn)定器可有效促進燃油霧化以及穩(wěn)定燃燒，渦輪葉間燃燒室在試驗條件下最大溫升為694.4 K，燃燒效率為90.3%。

關鍵詞：葉間燃燒；試驗；燃燒性能；數(shù)值計算

中圖分類號：V231.2 文獻標志碼：A 文章編號：1671-5276（2024）04-0054-04

Study on Scheme and Performance of Evaporative Turbine Inter-blade Combustor

ZHANG Pengpeng¹， HE Xiaomin¹， DING Guoyu²， CHEN Pimin²， YU Zhentan¹

（1. College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China;

2. AECC Hunan Aviation Powerplant Research Institute，Zhuzhou 412002，China）

Abstract：In order to improve the overall performance and thermodynamic cycle mode of aero-engine， an evaporative turbine inter-blade combustion scheme was designed， and the combustion performance changes of the inter-blade combustor under different oil/gas ratios were studied experimentally. Parameters such as fuel distribution and component distribution in the combustor were obtained by numerical calculation.The results show that fuel atomization and stable combustion can be effectively promoted by using evaporative stabilizer in the inter-blade channel of the turbine guide. The maximum temperature rise of the inter-blade combustor is 694.4 K under test conditions， and the combustion efficiency is 90.3%.

Keywords：inter-blade combustion; experiment; combustion performance; numerical calculation

0 引言

航空燃氣渦輪發(fā)動機已廣泛應用于軍事和民航領域，是目前航空器的主要動力形式^[1]，其采用的熱力循環(huán)為布雷頓（Brayton）循環(huán)，由等熵壓縮、定壓加熱、等熵膨脹和定壓放熱4個過程組成^[2]，但由于能源問題的愈加緊張和對航空發(fā)動機性能需求的日益提高，一種在渦輪通道內燃燒的方法逐漸成為各方研究焦點。

渦輪內燃燒通過中間再熱的方法建立起一個近似等溫循環(huán)，進而提高Brayton循環(huán)的熱效率，這種補燃增推的方法逐漸成為各方研究的焦點和難點，渦輪內燃燒目前有渦輪級間燃燒（inter-stage turbine burner，ITB）^[3]和渦輪葉間燃燒（turbine inter-blade burner，TIB）^[4]兩種方法。渦輪葉間燃燒是將燃燒室和低壓渦輪導葉結合起來，結構緊湊，質量增加相對較少。因此渦輪葉間燃燒是在渦輪內燃燒的一種較為理想的方式。

為了提高航空發(fā)動機性能，國內外與渦輪導向器通道內燃燒相關的各項研究工作也在不斷深入。GHOREYSHI等^[5]通過圓柱繞流在渦輪葉片通道增加渦系，并利用數(shù)值計算對其進行模擬，其工程運用有待考究； SRIVATSAVA等^[6]設計了帶有凹腔的曲型通道結構用以模擬渦輪通道內的流動，試驗結果表明凹腔結構可以有效起到穩(wěn)定火焰和組織燃燒的作用；美國空軍研究試驗室（AFRL）將駐渦燃燒技術用于渦輪葉間燃燒，設計了超緊湊燃燒室（ultra compact combustor，UCC），并對其開展了系統(tǒng)的探究。結果表明：UCC火焰的長度只有常規(guī)狀態(tài)下的50%左右，貧油熄火邊界相對于常規(guī)旋流穩(wěn)焰方式擴大4倍，燃燒效率在寬廣的范圍內，皆在99%以上^[7-8]。國內方面對渦輪葉間燃燒室的研究大多是基于美國空軍實驗室提出的UCC模型，進行了不同結構參數(shù)如導向器葉片凹腔^[9]、二次進氣角度^[10]、燃燒環(huán)尺寸^[11]等方面的研究，進一步完善了對UCC性能的探究。但整體而言，UCC結構較為復雜，開展一種相對簡單的渦輪葉間燃燒組織方案的相關研究應用前景非常廣泛，戰(zhàn)略意義極其深遠。

綜合目前國內外研究現(xiàn)狀，渦輪葉間燃燒的難點在于導向器葉片通道內空間狹小，軸向距離較短，氣流在高加速狀態(tài)下流動，油氣無法充分蒸發(fā)、混合、燃燒。因此，本文以渦輪導向器葉片通道內燃燒為研究目標，設計了一種蒸發(fā)式渦輪葉間燃燒室方案，在導向器葉片間的通道內利用蒸發(fā)式穩(wěn)定器以促進燃油霧化及穩(wěn)定燃燒，并對方案模型進行了試驗研究和數(shù)值計算，探究典型狀態(tài)下葉間燃燒室流場和燃燒性能的變化，為渦輪葉間燃燒的設計優(yōu)化提供參考。

1 蒸發(fā)式渦輪葉間燃燒室方案

本研究針對渦輪導向器葉片通道內燃燒，提出了一種蒸發(fā)式渦輪葉間燃燒室方案，圖1為該方案的結構示意圖，主要包括火焰穩(wěn)定裝置和供油系統(tǒng)。本方案中在渦輪導葉葉間通道內采用蒸發(fā)式穩(wěn)定器作為火焰穩(wěn)定裝置，以起到穩(wěn)定燃燒的作用。穩(wěn)定器的曲面?zhèn)冗吀鶕?jù)渦輪導向器葉片的葉型設計，以保證穩(wěn)定器兩側流道面積保持一致，防止局部堵塞和流動分離；穩(wěn)定器出口槽寬為20mm，在穩(wěn)定器前端均勻分布了矩形狀的進氣縫，以促進燃油霧化、蒸發(fā)和燃燒。供油系統(tǒng)包括值班級供油和主燃級供油。值班級供油位于蒸發(fā)式穩(wěn)定器內，采用直射式噴嘴，噴油桿總長為50mm，在距離噴油桿兩側各12.5mm處布置了直射式噴嘴，噴孔直徑為0.3mm；主燃級供油位于導葉前緣點，同樣采用直射式噴嘴，供油桿尺寸與值班級相同。值班級和主燃級供油方向均與來流垂直，燃油經過霧化、蒸發(fā)、摻混后在導向器葉片通道內發(fā)生燃燒。此外，為方便后續(xù)對試驗和數(shù)值計算結果進行描述，定義了如圖1所示的燃燒室下方壁面為葉背側壁面，上壁面為葉盆側壁面。

2 研究模型和方法

2.1 試驗研究方法

1）試驗模型：圖2為根據(jù)渦輪葉間燃燒室方案設計的葉間燃燒室試驗模型，其中蒸發(fā)式穩(wěn)定器、渦輪導向器葉片、值班級供油尺寸與設計方案中一致。同時為了分析燃燒室內火焰穩(wěn)定及火焰分布等性能，在試驗模型側面設置了觀察窗，并采用光學特性較好的石英玻璃進行密封。

為了獲得渦輪葉間燃燒室的流動和燃燒特性，在燃燒室不同位置處布置了一定數(shù)量的溫度測點。圖3是試驗中溫度測點具體位置的示意圖，在渦輪導向器葉片的上下游皆布置了溫度測點。測點1、測點2在導向器葉片及穩(wěn)定器入口處，測點3、測點4在葉間通道出口處，并且考慮到燃燒可能會拖后，故在下游燃燒室出口處布置了溫度測點5。

2）試驗內容和參數(shù)：在進口溫度1 200K、不同油氣比條件下對渦輪葉間燃燒室進行試驗研究，研究中需探究火焰穩(wěn)定方式的可行性以及溫度分布等問題。

試驗中具體工況如表1所示，通過控制燃油流量來改變燃燒室的油氣比。試驗中通過開在燃燒室側面的觀察窗以及測點溫度變化來反映燃燒情況。

2.2 數(shù)值計算方法研究

1）數(shù)值計算模型：湍流模型采用標準k-ε模型，壁面函數(shù)選用標準壁面函數(shù)，采用DPM模型進行油霧場的模擬。熱態(tài)計算下采用渦耗散概念燃燒模型，煤油采用Kundu反應機理，該機理包含12組分及14步基元反應。進口條件為速度入口69.4m/s，出口設定為壓力出口，離散相邊界條件均設為wall-jet，所有壁面均設置為無滑移壁面條件。

采用ICEM對燃燒室模型進行非結構化網(wǎng)格劃分。為消除網(wǎng)格數(shù)量對計算結果的影響，分別取網(wǎng)格數(shù)量為143萬、186萬和245萬進行計算，取導向器葉片下游30mm處速度徑向分布進行對比，結果如圖4所示。當網(wǎng)格數(shù)量為186萬和245萬時，速度分布接近一致，而當網(wǎng)格數(shù)量為143萬時，速度分布與網(wǎng)格數(shù)量186萬差異較大，因此網(wǎng)格數(shù)量最終為186萬。

2）計算方法驗證：為了驗證數(shù)值計算方法的準確性，取數(shù)值計算結果的中心截面的溫度云圖與試驗條件下的火焰結構進行對比，其中試驗下的火焰結構利用MATLAB進行二值化處理并獲取其邊界。對比結果如圖5所示，數(shù)值計算和試驗結果都表明，燃油在穩(wěn)定器下游發(fā)生燃燒，并且此處溫度較高，兩者具有較好的一致性，從而驗證了數(shù)值計算中選擇的方法是準確的。

3 研究結果與分析

圖6是試驗研究中獲得的蒸發(fā)式渦輪葉間燃燒室火焰分布，燃油經穩(wěn)定器供出后，在高溫來流的作用下穩(wěn)定燃燒。從圖中可以看出：燃燒始于穩(wěn)定器出口，并向下游逐漸傳播；穩(wěn)定器出口處為淡藍色火焰，這是因為燃油在該位置處蒸發(fā)較少，燃燒處于貧油狀態(tài)；在火焰向下游傳播過程中，燃油也隨之進行蒸發(fā)、摻混。此外，受導向器葉片和燃燒室壁面的影響，燃燒主要發(fā)生在導向器葉片的葉盆側區(qū)域以及燃燒室下壁面附近?？傮w來說，試驗工況下渦輪葉間燃燒室內均成功實現(xiàn)點火，并且穩(wěn)定燃燒。

圖7是進口溫度1 200K及葉間燃燒室供油狀態(tài)下各測點的相對溫升，橫坐標1-2是指測點1和測點2的平均溫度，其余橫坐標表示方法相同。

從試驗結果可以看出，當燃燒室內供油之后，不同區(qū)域的相對溫升起伏較大，但在不同工況下溫升變化趨勢近似一致：從燃燒室進口向下游傳播過程中，溫升逐漸增大。測點1、測點2溫升較低，這是因為測點1、測點2布置于燃燒室進口處、在穩(wěn)定器上游，此處并無發(fā)生燃燒，但受到下游燃燒熱輻射的影響，因此存在一定溫升；測點3、測點4的溫升同樣較低，從試驗光學圖像可以看出，穩(wěn)定器出口處為貧油燃燒，并且燃油在此處蒸發(fā)同樣降低了環(huán)境溫度，因此該測點處溫升較低；測點5的溫升有明顯增高，這說明燃油在上游未充分燃燒，在燃燒室下游繼續(xù)發(fā)生燃燒，試驗工況下燃燒室內的最大相對溫升為694.4K。這驗證了本研究設計的利用蒸發(fā)式穩(wěn)定器在渦輪葉間組織燃燒是一種可行的方案。

圖8是燃燒室冷態(tài)條件下的燃油顆粒分布。從圖中可以看出燃燒室內各區(qū)域燃油分布不均勻，油滴大多分布于燃燒室葉背側壁面和導向器葉片葉盆側附近，其余區(qū)域分布較少。同時可以看出，穩(wěn)定器出口處燃油顆粒仍然較多，說明燃油蒸發(fā)較少，因此導致了此處發(fā)生貧油燃燒。

由此可見，燃油分布不均勻導致燃燒室內各區(qū)域燃燒不均勻：燃油經穩(wěn)定器供出后，在燃燒室葉背側壁面和導向器葉片葉盆側區(qū)域內分布較多，因此燃燒也主要發(fā)生在這些區(qū)域內；燃油在穩(wěn)定器出口蒸發(fā)較少，燃燒處于貧油狀態(tài)，并且燃油的蒸發(fā)降低了該區(qū)域的溫度，導致試驗測得的測點3、測點4溫升較低；燃油在燃燒室出口處蒸發(fā)較為徹底，且分布均勻，因此測點5溫升較高。

根據(jù)燃燒室出口燃氣的質量分數(shù)，采用燃氣分析法計算燃燒效率。對于航空煤油燃燒，其表達式如式（1）所示。式中UHC是燃燒產物中除CH₄的未燃碳氫化合物，各成分之值為容積百分比，計算得到燃燒室在進口溫度1 200K、油氣比0.011條件下燃燒效率為90.3%。

4 結語

本文針對葉間燃燒設計了一種蒸發(fā)式渦輪葉間燃燒室方案，并采用試驗研究和數(shù)值計算的方法，對燃燒室在1 200K進口溫度及不同油氣比下流動和燃燒性能進行研究，獲得了如下結論：

1）蒸發(fā)式渦輪葉間燃燒室是實現(xiàn)渦輪通道內燃燒的一種可行的方案：在導向器葉片葉間通道內布置蒸發(fā)式穩(wěn)定器可有效促進燃油霧化以及穩(wěn)定燃燒，在本研究工況以及不同油氣比條件下，渦輪葉間燃燒室均實現(xiàn)穩(wěn)定燃燒；

2）燃油分布不均勻導致各區(qū)域燃燒不均勻，燃燒主要集中在導葉葉盆側和燃燒室葉背側壁面附近，并且燃油在穩(wěn)定器出口處蒸發(fā)較少，在燃燒室出口再次發(fā)生燃燒。燃燒效率為90.3%，試驗條件下燃燒室內最大溫升為694.4K。

3）研究中發(fā)現(xiàn)渦輪葉間燃燒室燃燒主要發(fā)生在出口附近，同樣火焰后延，溫度分布不均。因此后續(xù)工作將針對葉間燃燒室內燃燒速率提升和溫度分布開展進一步研究。

參考文獻：

[1] 方昌德. 航空發(fā)動機的發(fā)展歷程[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，2007：14-15.

[2] 沈維道，蔣智敏，童鈞耕. 工程熱力學[M]. 北京：高等教育出版社，2000：281-292.

[3] CHIU Y T，KING P，O′BRIEN W. A performance study of a super-cruise engine with isothermal combustion inside the turbine[C]//41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference amp; Exhibit. Tucson，Arizona. Reston，Virigina：AIAA，2005.

[4] ISVORANU D D，CIZMAS P G A. Numerical simulation of combustion and rotor-stator interaction in a turbine combustor[J]. The International Journal of Rotating Machinery，2003，9（5）：363-374.

[5] GHOREYSHI S M，SCHOBEIRI M T. The ultra-high efficiency gas turbine engine，UHEGT，Part II：a numerical study on reducing the stator blade surface temperature by indexing fuel injectors and using film cooling[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers，Part a：Journal of Power and Energy，2021，235（5）：991-1004.

[6] SRIVATSAVA V P，JONATHAN A ，NICOLA S A ，et al. Turbulent combustion in a curving，contracting channel with a cavity stabilized flame[J]. Proceedings of the Combustion Institute，2009，32（2）：2973-2981.

[7] ZELINA J，EHRET J，HANCOCK R，et al. Ultra-compact combustion technology using high swirl for enhanced burning rate[C]//38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference amp; Exhibit. Indianapolis，Indiana. Reston，Virigina：AIAA，2002.

[8] ZELINA J，STURGESS G，SHOUSE D L. The behavior of an ultra-compact combustor （UCC） based on centrifugally-enhanced turbulent burning rates[C]//40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Fort Lauderdale，F(xiàn)lorida. Reston，Virigina：AIAA，2004.

[9] 李明. 不同結構導向器對渦輪葉間補燃室性能影響的研究[D]. 南京：南京航空航天大學，2012.

[10] 莫妲. 燃燒環(huán)對渦輪葉間燃燒室性能影響的研究[D]. 南京：南京航空航天大學，2012.

[11] 徐興亞. 帶渦輪葉間燃燒室的大涵道比發(fā)動機性能與特性研究[D]. 南京：南京航空航天大學，2013.

收稿日期：20230210