2018, Vol. 39
2. 中国航发湖南动力机械研究所，湖南 株洲 412002
2. AECC Hunan Aviation Powerplant Research Institute, Zhuzhou 412002, China
驻涡燃烧室（Trapped Vortex Combustor，TVC）是一种有发展潜力和应用前景的新概念燃烧室[1~3]，是未来军用航空发动机高温升、低污染燃烧室的设计方案之一。TVC采用了与传统燃烧室不同的燃烧组织方式[4]，主要特点是分级供油、分区燃烧。经过国内外多年的研究，TVC已经发展了多种不同的结构形式[5~7]，其中具有代表性的一种是美国Ramgen公司提出的双钝体驻涡燃烧室，通常称为先进旋涡燃烧室（Advanced Vortex Combustor，AVC）。
韩吉昂等[8]对凹腔有无喷射的环形AVC冷态流场进行了数值研究，分析了凹腔喷射对环形AVC涡系结构、流动参数和燃烧室总体性能的影响。王玉龙[9]对三对钝体布置的AVC进行了数值仿真及实验研究，确定了最优的几何结构，并对其冷态流动特性进行了研究。孙海俊等[10]对燃料横向射流影响下的AVC进行了研究，分析了横向射流对凹腔内旋涡结构和燃料分布的影响规律。曾卓雄等[11]对AVC内的速度场、温度场、压力场进行了多场协同分析，并用多场协同原理对燃烧室的流动和传热性能进行了综合评价。Agarwal等[12, 13]对带导流片的驻涡燃烧室增进行了数值模拟及实验研究，结果显示其燃烧室性能比无导流片的驻涡燃烧室有很大提高。
燃烧室壁面由于受到高温辐射和高温燃气的冲刷，成为发动机内部温度最高、使用寿命最短的部件[14]。通过对本课题组前期工作的总结发现，虽然引入导流片之后燃烧性能显著改善，但在燃烧室下游近壁区的温度明显较高[15]。故本文引入冷却空气流对壁面进行冷却，对冷空气不同入射角度（θ=30°，60°及90°）以及射流比（R=1.2，1.35，1.5，1.8及2.0）下的绝热壁面AVC冷却及掺混燃烧性能进行数值研究，分析AVC壁面气膜冷却效率的变化规律。
2 计算模型及方法 2.1 计算模型及结构参数AVC模型如图 1所示，燃烧室以及导流片结构参数为文献[15]中确定的最佳结构参数。在工程实际中对燃烧室壁面进行气膜冷却时，大约40~80mm的距离就要重新布置一道气膜[16]，故本文从X=0.15m处开始每隔50mm布置1道2mm的缝槽喷射冷却空气，共5道冷却气膜。
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Fig. 1 Geometric model of AVC with flow guide vanes |
数值计算采用三维雷诺平均Navier-Stokes（N-S）方程，湍流模型为Realizable k-ε模型，近壁面采用标准壁面函数法进行处理，壁面边界条件为无滑移，压力-速度耦合采用SIMPLE方法，扩散项采用二阶中心差分，对流项采用二阶迎风差分，采用的（一步）化学动力学模型为甲烷-空气有限速率模型，计算反应速率模型选涡耗散模型。
燃烧室入口为主流进口，边界条件采用速度入口，入口来流速度为50m/s；冷空气入口边界条件同样采用速度入口，速度根据射流比R（定义为冷空气入射速度与入口主流速度之比）得出，R分别取1.2，1.35，1.5，1.8及2.0，入射角度θ（射流与主流方向的夹角）分别取30°，60°及90°；烧室出口边界条件为压力出口；燃烧室壁面为绝热壁。
2.3 算例验证为验证本文计算的合理性，将射流比R=1.5时，不同入射角度θ下燃烧室出口截面燃烧产物CO2质量分数的计算结果与实验结果进行了对比，由图 2可见，计算结果与实验结果吻合较好。
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Fig. 2 Comparison of the outlet radial mass fraction of CO2(R=1.5) |
主流速度50m/s，温度300K，燃气当量比0.6，无冷却时燃烧室壁面温度分布如图 3所示，由图可见，从主流入口X=0到下游某处X=0.15m，壁面温度均为300K，这是因为AVC凹腔为点火区，进气通道处燃烧还未发生；从X=0.15m处开始，温度急剧上升，X > 0.20m时维持在1900K左右，远高于目前使用金属材料的许用温度，不能保证燃烧室足够的寿命和可靠性。故需要从X=0.15m处开始引入冷空气流，一方面起到气膜冷却的作用，降低燃烧室壁温；另一方面起到掺混燃烧作用，提高燃烧效率。
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Fig. 3 Wall temperature distribution without cooling |
为了研究冷气入射角θ以及射流比R对AVC掺混燃烧及冷却性能的影响，本文选取了五组R（1.2，1.35，1.5，1.8及2.0）与三组θ（30°，60°及90°）进行分析。在研究壁面气膜冷却效果时常引入气膜冷却效率φ[16]，计算公式为
| $ \varphi = \frac{{{T_{{\rm{gas}}}} - {T_{{\rm{wall}}}}}}{{{T_{{\rm{gas}}}} - {T_{{\rm{cool}}}}}} $ |
式中Tcool为冷却空气温度，Twall为被冷却壁面温度，Tgas 为壁面热侧燃气温度。
图 4~图 5分别显示了不同R及θ下壁面气膜冷却效率沿X向（流向）的变化。根据变化情况分成5个区间（0.15m < X < 0.20m，0.20m < X < 0.25m，0.25m < X < 0.30m，0.30m < X < 0.35m，0.35m < X < 0.40m）考虑。由图可见，0.15m < X < 0.20m时气膜冷却效率的曲线走势不同于后面4个区间，此段进来的冷空气由于射流的卷吸作用且距离燃烧室出口有较长的距离，大部分与高温燃气进行有效混合燃烧，贴近壁面的冷气量少，故此段冷却效率迅速降到很低的值。X > 0.20m时入射的冷流起到了很好的气膜冷却作用。
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Fig. 4 Distribution of cooling efficiency along the centerline at different R |
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Fig. 5 Distribution of cooling efficiency along the centerline at different θ |
0.15m < X < 0.20m时，θ=30°时缝槽附近冷却效率缓慢下降，维持在0.95以上；下游冷却效率迅速下降直至0.3，表明冷气只在缝槽附近有很好的冷壁作用，而在下游冷却效果较差，主要原因是大部分冷流与高温燃气进行有效燃烧，贴近壁面的冷气量少，故冷却效率较低。θ=60°时此区间冷却效率下降较快，在上游R=2.0时冷却效率最低，在下游R=1.5时冷却效率最低。冷却效率在缝槽附近即发生突降，其原因是θ=90°时垂直入射的冷气直接进入贯穿段与主流燃气混合，脱离壁面，故此时的冷却效率明显低于其它角度的。但是在此段末端，冷却效率略微有上升的趋势，原因是入射冷流在向下游流动的过程中动量逐渐减小，在主流的作用下再次贴附在燃烧室壁面上。
0.20m < X < 0.40m时，各工况下冷却效率均按照缝槽的设置呈现出4个变化区间。θ=30°时各个区间内冷却效率均随着R的增大而增大，这是由于此时冷气入射角较小，冷气贴近壁面有很好的冷却作用，R越大，冷气流量越大，故气膜冷却效率越高。θ=60°时冷却效率曲线整体上近乎重合。θ=90°时各区间内气膜冷却效率变化规律与30°及60°不同，冷却效率并非随着R的增大而单调变化：0.20m < X < 0.25m的上游段冷却效率随着R的增大而减小，其原因是θ=90°时贴近壁面的冷气量极少，R越大，冷气动量越大，冷气与燃气之间的相互作用越强，故壁面气膜冷却效率越低；0.20m < X < 0.25m的下游段R=2.0时冷却效率最高，R=1.2与1.5相差不大。0.25m < X < 0.30m和0.30m < X < 0.35m变化规律类似于0.20m < X < 0.25m，但在上游段时曲线趋于重合。0.35m < X < 0.40m时壁面气膜冷却效率随着R的增大而增大，类似于其他θ时冷却效率的变化规律，这是因为在燃烧室下游接近出口处冷气来不及与高温燃气充分混合，主要集中在壁面附近，故冷却效率随R的变化呈现出与θ较小时一致的规律。
同时由图 4，图 5可见，各区间内的最大冷却效率均出现在缝槽下游附近区域，并沿流向逐渐降低，这是由下游冷气逐渐离开壁面而与燃气混合造成的。
图 6显示了冷流R=1.5时，不同θ下燃烧室壁面温度分布云图。由图可见冷流的引入使得壁面温度显著降低。0.20m < X < 0.40m时温度均达到很低的值；0.15m < X < 0.20m时温度虽较其它区域高，但均小于1000K，不仅低于原来燃烧室壁面温度，且符合当前燃烧室壁面材料的许用温度范围。
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Fig. 6 Distribution of wall temperature at different θ (R=1.5) |
图 7为不同θ对流场的影响。在R一定的情况下，随着θ的增大，后钝体尾部的回流区长度增大，主要是因为动量纵向分量随着θ的增大而增大，而动量分量对主流有较大的影响。随着θ的增大，从下游到出口的速度增大，这是因为射流动量增大了。当θ=90°时，近壁面处存在低速回流区，这是因为射流在背风面形成了旋涡。
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Fig. 7 Effects of θ on flow field (R=1.5) |
图 8显示了R及θ对燃烧室总压损失系数的影响，可见对于恒定的R，总压损失随着θ的增大而增大，原因是θ越大，冷气与主流燃气的作用越显著，对主流的阻碍作用增强。
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Fig. 8 Effects of R and θ on total pressure loss coefficient |
在冷流入射与掺混燃烧共同作用下，由R增大引起的燃烧室总压损失没有呈现单调的变化趋势，有可能增大，也有可能减小或差别不大。θ=30°时，R越大压损越小，原因是入射的冷气会与主流发生掺混而产生压损，但入射的冷气相当于给主流燃气注入了新的动量，从而影响到气流的总压损失。θ=60°时，压损相差不大。θ=90°时，R越大压损越大，原因一方面是R增大，冷气动量增大，对主流燃气的影响区域增大，甚至在入射流背侧产生旋涡，故压损显著增大；另一方面R较大时冷气与主流燃气的掺混性好，燃烧室温升较大，也会引起一部分总压损失。
3.2.2 燃烧效率图 9显示了R及θ对燃烧效率η的影响，可见θ=30°时，η受R的影响较小，原因是θ在该值时冷气均在近壁面发挥冷壁作用，与燃气掺混不显著，故对η影响不大。θ=90°时，η随着R的增大而增大，原因此入射角下冷气穿透性以及与燃气掺混作用强，冷气流量及动量的增大使燃烧强化。
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Fig. 9 Effects of R and θ on combustion efficiency |
R=1.2，1.35及1.5时，η随θ的变化幅度较小，当R=1.8及2.0时，η随θ的增大而增大，θ=90°的η比θ=30°增加了0.5%左右，这是因为此时冷气量多，θ越大冷气与燃气掺混越强，使得更多未燃尽成分参与燃烧，故η增大。在R及θ各种组合下η均达到99%。
3.2.3 出口温度分布图 10显示了R及θ对燃烧室出口温度分布系数OTDF的影响，可见θ=30°时OTDF均在0.3左右，符合燃气轮机0.25~0.35的范围，θ=60°和90°时OTDF值较大。OTDF随着R及θ的增大而单调增大，即出口温度场变差，表明入射冷流对燃烧室出口温度场影响较大，这是因为冷气在燃烧室壁面附近形成了低温区，使得出口温度不均匀。故应尽可能降低R及θ，减少壁面冷气量，以获得较均匀的出口温度场。
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Fig. 10 Effects of R and θ on OTDF |
图 11显示了R=1.5与不同θ组合下的燃烧室出口径向温度分布，可见温度呈现出中间区域高，两边靠近壁面区域低的分布规律，这是因为冷气主要与壁面附近区域高温燃气混合，而中心区域燃气温度仍较高。θ越小，出口高温分布越广且均匀，这与图 10规律一致，这是因为θ越小，冷气在垂直方向的动量分量越小，对径向温度影响范围越小。
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Fig. 11 Effects of θ on outlet radial temperature distribution (R=1.5) |
图 12显示了R及θ对壁面平均冷却效率φave的影响。由图可见，取平均值后的冷却效率φave随着R的增大而增大，这是因为R较小时，入射的冷气动量小，与主流燃气掺混作用弱，冷气主要贴附在壁面。
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Fig. 12 Effects of R and θ on average cooling efficiency |
R=1.2时，θ=90°的φave最小，这是因为冷气以90°入射后主要与主流燃气进行反应，故壁面附近冷气较少；θ=60°的φave最大，θ=30°的φave居中。R=1.5~2.0时，φave随着θ的增大而减小，这是因为R较大时冷气初始动量大，迅速与主流掺混而脱离壁面，且θ越大掺混作用越强。
4 结论通过本文研究，得到以下结论：
（1）第1道缝槽入射冷流主要参与燃烧，后4道发挥较好的气膜冷却作用。各区间的冷却效率均沿流向降低。
（2）总压损失随着θ的增大而增大。θ=30°时，R越大压损越小；θ=60°时，压损相差不大；θ=90°时，R越大压损越大。
（3）θ=30°时，燃烧效率η受R的影响较小；θ=90°时，η随着R的增大而增大。R=1.2，1.35及1.5时，η随θ的变化幅度较小；R=1.8及2.0时，η随θ的增大而增大。
（4）燃烧室出口温度分布呈现中间区域高，两边靠近壁面区域低。OTDF随着R及θ的增大而单调增大。
| [1] |
吴泽俊, 何小民, 洪亮, 等. 采用离心喷嘴的单凹腔驻涡燃烧室点火与贫熄特性[J]. 推进技术, 2015, 36(4): 601-607. (WU Ze-jun, HE Xiao-min, HONG Liang, et al. Ignition and Lean Blowout Characteristics of a Single-Cavity Trapped Vortex Combustor Utilizing Pressure Swirl Atomizer[J]. Journal of Propulsion Technology, 2015, 36(4): 601-607.)
(  0) |
| [2] |
Deng Y B, Su F M. Low Emissions Trapped Vortex Combustor[J]. Aircraft Engineering and Aerospace Technology, 2016, 88: 33-41. DOI:10.1108/AEAT-09-2013-0172
( 0) |
| [3] |
Kumar P K E, Mishra D P. Flame Stability Characteristics of Two-Dimensional Trapped Vortex Combustor[J]. Combustion Science and Technology, 2016, 188: 1283-1302. DOI:10.1080/00102202.2016.1190343
( 0) |
| [4] |
Jin Y, He X, Zhang J, et al. Numerical Investigation on Flow Structures of a Laboratory-Scale Trapped Vortex Combustor[J]. Applied Thermal Engineering, 2014, 66(1): 318-327.
( 0) |
| [5] |
Edmonds R G, Steele R C, Williams J T, et al. Ultra-Low NOx Advanced Vortex Combustor[R]. ASME 2006-GT-90319.
( 0) |
| [6] |
邓洋波, 孙海涛, 王玉龙, 等. 氢燃料先进旋涡燃烧室流动和燃烧特性[J]. 航空动力学报, 2013, 28(1): 120-128. ( 0) |
| [7] |
韩启龙. 中心驻体式驻涡燃烧室实验和数值研究[D]. 大连: 大连海事大学, 2013. http://cdmd.cnki.com.cn/Article/CDMD-10151-1013204276.htm
( 0) |
| [8] |
韩吉昂, 李晓东, 钟兢军. 环形中心钝体驻涡燃烧室驻涡腔有无喷射的对比[J]. 航空动力学报, 2015, 30(2): 331-340. ( 0) |
| [9] |
王玉龙. 三对钝体布置先进旋涡燃烧室流动特性研究[D]. 大连: 大连海事大学, 2013. http://cdmd.cnki.com.cn/Article/CDMD-10151-1013204609.htm
( 0) |
| [10] |
孙海俊, 曾卓雄, 徐义华, 等. 横向射流对凹腔湍流特性影响的数值模拟[J]. 推进技术, 2014, 35(1): 54-61. (SUN Hai-jun, ZENG Zhuo-xiong, XU Yi-hua, et al. Effects of Flow Guide Vanes Structure Parameters on Characteristics of Advanced Vortex Combustor[J]. Journal of Propulsion Technology, 2014, 35(1): 54-61.)
( 0) |
| [11] |
曾卓雄, 王志凯. 先进旋涡燃烧室多场协同分析[J]. 推进技术, 2015, 36(12): 1859-1867. (ZENG Zhuo-xiong, WANG Zhi-kai. Numerical Analysis of Multi-Field Synergy in Advanced Vortex Combustor[J]. Journal of Propulsion Technology, 2015, 36(12): 1859-1867.)
( 0) |
| [12] |
Agarwal K K, Ravikrishna R V. Experimental and Numerical Studies in a Compact Trapped Vortex Combustor: Stability Assessment and Augmentation[J]. Combustion Science and Technology, 2011, 183(12): 1308-1327. DOI:10.1080/00102202.2011.592516
( 0) |
| [13] |
Agarwal K K, Krishna S, Ravikrishna R V. Mixing Enhancement in a Compact Trapped Vortex Combustor[J]. Combustion Science and Technology, 2013, 185(3): 363-378. DOI:10.1080/00102202.2012.721034
( 0) |
| [14] |
黄勇. 燃烧与燃烧室[M]. 北京: 北京航空航天大学出版社, 2009.
( 0) |
| [15] |
王志凯, 曾卓雄, 徐义华, 等. 导流片结构参数对先进旋涡燃烧室性能影响研究[J]. 推进技术, 2015, 36(3): 405-412. (WANG Zhi-kai, ZENG Zhuo-xiong, XU Yi-hua, et al. Effects of Flow Guide Vanes Structure Parameters on Characteristics of Advanced Vortex Combustor[J]. Journal of Propulsion Technology, 2015, 36(3): 405-412.)
( 0) |
| [16] |
王璐. 某型驻涡燃烧室冷却技术研究[D]. 南京: 南京航空航天大学, 2012. http://cdmd.cnki.com.cn/Article/CDMD-10287-1012041322.htm
( 0) |