燃燒室與渦輪氣動性能全3維聯合數值仿真

劉太秋，張宏達，劉日晨，王 鵬，朱 健，萬 斌

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015）

0 引言

航空發動機作為工業皇冠上的明珠，其關鍵技術之一是高溫、高速、高壓條件下熱端部件（燃燒室和渦輪）的設計研發，其中對熱端部件內部氣動熱力場進行精準辨析一直是制約其設計能力的瓶頸。隨著計算流體力學、燃燒學和傳熱學的快速發展，全3維數值仿真在航空發動機各部件的方案篩選、優化設計、性能評估等方面得到了廣泛應用[1]，并發揮了愈加重要的作用[2-4]。然而，由于各部件的3維仿真均是獨立進行，無法全面考慮部件間多物理場的耦合作用，同時進、出口邊界條件也難以準確模擬整機工作環境，因此各部件在理想邊界下達到甚至超過總體指標，但在整機環境下部件間匹配工作可能不理想，甚至導致整機性能不達標。目前，與各部件相對成熟的3維仿真相比，多部件和整機3維仿真相對滯后，仍集中在0維和1維熱力循環參數計算。多部件和整機3維仿真能夠完整地獲取氣體從發動機流入至流出的3維演化過程，不需要借助理想假設和經驗公式就可以獲得各部件在多部件匹配和整機環境下的性能表現，有助于進一步提升部件設計水平；多部件和整機3維仿真也可在數字孿生、虛擬樣機等技術中發揮作用，助推數字發動機的發展。

國際上針對多部件和整機3維仿真主要有間接仿真和直接仿真2類方法。間接3維仿真包括分區迭代集成和多維耦合方法。分區迭代集成是一種多物理場弱耦合方法，將多部件的計算域進行分區，各計算域單獨進行仿真，在交界面處傳遞數據進行迭代，Jameson等[5-7]采用該方法完成了對PW6000發動機的間接3維仿真，分析了各部件間的匹配關系；多維耦合方法是對分區迭代集成的完善，基于各部件獨立的3維仿真，運用整機低維計算程序、部件匹配程序，應用交界面技術，不斷調整各部件邊界條件，直至滿足整機匹配要求；Turner等[8-10]采用該方法實現了對GE90發動機的間接3維仿真，分析了各部件性能。直接3維仿真將所有部件視為單一控制體，不人為割裂各部件，基于整機的進出口邊界條件，使用統一平臺完成整機的3維仿真，一站式獲取整機內部物理場信息。直接3維仿真處于探索階段，張劍等[11]基于CFX平臺開展了核心機3維仿真，渦輪冷卻采用源項法，燃燒過程采用基于單步反應的有限速率/渦耗散模型模化，關注與典型截面下試驗數據的對比分析及直接3維仿真的可行性驗證。

作為整機直接3維仿真的第1步，本文基于CFX平臺，針對燃燒室和渦輪二者間氣動性能匹配，開展燃燒室和渦輪部件間的直接3維仿真，分析2大部件相互耦合下物理場演化細節，并與部件單獨仿真進行對比分析。

1 仿真模型建立

1.1 物理模型和網格劃分

以某核心機為研究對象，針對燃燒室和高壓渦輪開展全3維數值仿真。物理模型由環形燃燒室和單級高壓渦輪組成，基于熱態幾何尺寸建模。考慮到模型內幾何尺寸跨度大，選擇全環燃燒室的單頭部、高壓渦輪導向葉片4通道和工作葉片單通道作為聯合仿真幾何模型。

全3維仿真中燃燒室采用ICEM軟件進行網格劃分，網格形式為四面體非結構網格，在燃燒室頭部（旋流器葉片）、擴壓器型面、氣膜冷卻孔等流動參數變化劇烈的區域進行局部加密，同時在近壁面處采用增強的壁面函數進行處理。渦輪采用AutoGrid軟件進行結構網格劃分，為保證渦輪計算的準確性，在軸向、徑向均保持足夠的網格節點數目，壁面y+<5。計算域內的網格總數約1700萬。

1.2 邊界條件和計算方法

選取發動機地面起飛狀態作為數值仿真工況點，計算區域入口采用質量流量進口邊界條件，出口采用壓力出口邊界條件，渦輪轉子設定物理轉速。

在歐拉框架下求解氣相的動量方程、能量方程和混合物分數方程，在拉格朗日框架下求解油滴（離散相）的軌跡方程，通過隨機顆粒軌道模型來考慮2相間的相互作用，相間采用耦合計算。噴嘴燃油的初始位置、粒徑、錐角等參數根據噴霧特性試驗結果進行設置，以便進行燃油離散相軌跡和霧化燃燒的計算；根據渦輪冷卻設計結果，通過源項法給定冷卻噴射的溫度、流量和方向，如圖1所示。湍流模擬選用適合葉輪機旋轉和分離捕捉的k-ωSST模型，組分模擬采用基于詳細化學反應的化學熱力學建表模型，其方法是通過詳細化學反應機理構建化學熱力學表，將復雜、多維的化學反應信息映射到幾個特征標量中，從而實現降維處理[12-13]。為了得到組分場信息，只需要求解描述化學熱力學參數的特征標量方程，而放棄求解所有組分的輸運方程。該方法的優勢在于將多尺度湍流的計算和多尺度化學反應的計算進行解耦，在考慮詳細化學反應的基礎上顯著降低計算成本[14-15]。

圖1 渦輪冷卻噴射

2 仿真精度驗證

基于本文采用的數理模型，分別對全環燃燒室試驗件和高壓渦輪試驗件進行仿真計算，數值仿真選取的計算狀態與試驗工況保持一致，包括燃燒室部件試驗中進口溫度、進口壓力、流量和油氣比，以及渦輪部件試驗中進口溫度、進口壓力和膨脹比等，試驗錄取的燃燒室和渦輪主要性能參數與仿真結果的對比情況見表1。通過對比分析，主要性能參數偏差均處于工程可接受范圍內，驗證了仿真方法的精度。

表1 燃燒室和渦輪仿真精度分析

3 計算結果與分析

3.1 收斂性分析

由于涉及2大部件的聯合仿真計算，其求解過程是否穩定、計算結果是否收斂將直接影響到仿真結果的準確性，3維流域求解連續方程、動量方程和能量方程的收斂曲線如圖2所示。從圖中可見，監測的參數最終均趨于穩定或在一定范圍內周期性波動，符合收斂條件。同時，2大部件聯合仿真計算的迭代收斂步數與部件單獨仿真基本相當，即可實現計算快速收斂。

圖2 連續方程、動量方程和能量方程收斂曲線

3.2 物理場分析

中心截面流線分布如圖3所示。從圖中可見，在火焰筒頭部下游主燃區形成了1個較大的中心回流區，同時在火焰筒內外壁與頭部轉接段的夾角處形成2個角回流區。頭部中心回流區是由于旋流器出口的旋流形成的，回流區內速度較低，提高了燃料與空氣的混合效率，有利于穩定燃燒并提高燃燒效率。大孔射流起到了截止回流區的作用，同時部分氣流受回流區的卷吸作用參與了回流。在燃燒室出口區域渦系消失，渦輪流線光滑平順，未出現明顯的漩渦與分離現象。

圖3 中心截面流線分布

中心截面主要無量綱參數分布如圖4~6所示。定義無量綱總壓為當地壓力與燃燒室進口總壓的比值，無量綱總溫為當地總溫與燃燒室出口平均總溫的比值。從圖中可見，燃燒室火焰筒內總壓低于內外2股腔道的總壓，在火焰筒頭部，由于燃油不斷吸熱蒸發，蒸發的燃料氣體被卷吸進入頭部中心回流區，回流區內較低的氣流速度為燃燒創造了有利條件，同時存在著不斷補充的新鮮空氣，大部分燃料在回流區中燃燒，導致燃料快速消耗，溫度迅速升高。氣流經燃燒室加熱升溫后進入渦輪加速降壓作功。燃燒室區域的氣流馬赫數均較低，存在明顯的不可壓效應，高溫氣流經過渦輪導向器收縮流道后膨脹加速，在其出口處出現局部超聲速。綜上所述可知，燃燒室與渦輪各流場參數分布趨勢合理，符合物理規律。

圖4 中心截面無量綱壓力分布

圖5 中心截面無量綱溫度分布

圖6 中心截面馬赫數分布

渦輪中截面S1流面主要無量綱參數分布如圖7~9所示。從圖中可見，各參數在流動中均保持連續，渦輪導向器出口處局部超聲速，總壓呈現逐漸降低趨勢。

圖7 渦輪S1流面無量綱壓力分布

圖8 渦輪S1流面無量綱溫度分布

3.3 與部件單獨仿真結果對比

需要說明的是，在渦輪部件單獨仿真計算中，計算網格、湍流模型、冷卻源項設置等均與聯合仿真的一致，二者的差異有以下2方面：（1）在單獨、聯合仿真計算中渦輪進口溫度邊界分別為假定的溫度徑向分布和燃燒室的出口溫度場，如圖10所示；（2）在單獨、聯合仿真計算中工質分別為理想氣體和燃燒室的燃燒產物。渦輪S1流面主要無量綱參數分布部件單獨仿真和聯合仿真計算結果對比如圖11~13所示。從圖中可見，聯合仿真與單獨仿真獲取的通道內壓力、馬赫數的流通規律基本一致，而溫度場分布表現出差異，由于在單獨仿真中忽略了渦輪進口溫度的周向不均勻性，導向葉片通道內燃氣總溫幾乎一致，而在聯合仿真中渦輪進口溫度的周向分布明顯不均勻，部分區域存在熱斑。

圖9 渦輪S1流面馬赫數分布

圖10 仿真計算中渦輪進口溫度邊界

圖11 渦輪S1流面無量綱壓力分布部件單獨仿真和聯合仿真計算結果對比

圖12 渦輪S1流面無量綱溫度分布部件單獨仿真和聯合仿真計算結果對比

圖13 渦輪S1流面馬赫數分布部件單獨仿真和聯合仿真計算結果對比

沿流程分布的特征截面（燃燒室進口截面和出口截面、渦輪導向葉片出口截面和工作葉片出口截面）無量綱溫度聯合仿真結果與部件單獨仿真結果的對比如圖14所示。從圖中可見，與部件單獨仿真相比，聯合仿真獲取的導向葉片和工作葉片出口截面的溫度更高，導向葉片出口溫度高2.5%，工作葉片出口溫度高4.9%，與試驗結果更吻合。分析認為，上述差異是由于部件聯合仿真和單獨仿真中工質氣體的物性參數不同而導致的。

圖14 特征截面無量綱溫度分布

4 結論

（1）通過對燃燒室和渦輪中心截面與S1流面的數值仿真分析，得到流體總溫、總壓、馬赫數等參數的分布細節，各流場參數分布的趨勢合理，符合物理規律。

（2）部件聯合仿真與單獨仿真獲取的壓力和馬赫數的演化規律基本一致，溫度場的分布表現出差異，聯合仿真捕捉到渦輪葉片通道內部分區域存在熱斑，克服了單部件仿真無法準確捕捉熱斑的不足，可用于指導氣冷葉片的精細化研究。

（3）實現了基于統一平臺的燃燒室與渦輪部件間流動燃燒耦合3維數值仿真，并可實現計算快速收斂，為多部件耦合關系下氣動性能的匹配和優化設計提供了工程可用的3維分析手段。