在燃气轮机运行过程中，存在压气机叶片的气流附面层分离、尾迹扰动和燃烧室进口参数不均匀分布等现象[1-3]。为更接近燃气轮机实际运行情况，弥补目前研究中由燃烧室均匀进口条件导致的设计性能与整机服役性能差异较大的问题[4-5]，本文研究了燃烧室进口段的重要整流部件，即燃压缸在畸变条件下的性能规律，研究结果对重型燃气轮机的设计研发与性能优化具有重要意义。
针对上述问题，Barker等[6-7]对安装了压气机出口导叶的燃烧室扩压器性能开展了实验研究，发现压气机出口导叶导致下游流场产生径向不均匀现象，扩压器的实际性能与在均匀来流条件下的设计性能存在差异。美国航空航天局(National Aeronautics and Space Administration，NASA)通过开展航空发动机环形燃烧室非均匀来流的全尺寸实验，发现非均匀来流会降低燃烧效率，进气径向速度畸变会导致燃烧室总压损失和出口温度分布非均匀性升高[3, 8]。梁志鹏等[9]研究了非均匀进气条件下的逆流燃烧室性能，结果表明：进口径向畸变和周向畸变均会影响燃烧室出口性能，且周向畸变的影响更显著。为进一步理解和揭示非均匀来流对燃烧性能演变的机理，张漫等[10]对航空发动机整机流动开展了大涡模拟研究，结果表明：压气机尾迹的非定常扰动会强化燃料掺混效果，导致火焰长度减小。赵宁波等[11]对回流燃烧室开展数值模拟研究，发现空气流量变化不会影响空气分配比例，但会影响流场结构，导致局部甲烷/空气混合物的计量比偏离理想设计，降低燃烧效率。孔令晗等[12]通过数值分析研究了燃烧室非均匀进气条件下的性能，结果表明：非均匀进气会破坏流场的对称性，进而影响燃料掺混特性，导致燃烧效率降低，燃烧室性能下降。王梅娟等[13]的数值模拟结果表明：进口导向叶片会改变燃烧室进口气流方向，进而影响流场分布特性，导致燃烧室总压损失增高。
重型燃气轮机燃烧室的燃压缸腔室较大，整流空间充足，腔室结构与中小型燃气轮机燃烧室的整流部件存在显著差异。目前，国内外对于燃烧室进气流场畸变的研究主要集中于尺寸较小的燃烧室，缺乏针对重型燃气轮机燃烧室的研究，因此深入研究流场畸变对燃压缸的影响，掌握敏感参数及影响规律是必要的。本文根据重型燃气轮机燃压缸结构布置形式，结合压气机出口流场特性，选择了径向畸变和周向畸变2种典型畸变模式进行研究，分析了不同畸变位置和畸变度条件下的燃压缸流动特性与性能变化规律。其中径向畸变模式为沿燃压缸进口扇段径方向来流速度分布不均匀的模式，周向畸变模式为沿燃压缸进口扇段周向方向来流速度分布不均匀的模式。
1 数值模拟方法 1.1 计算域与网格划分根据重型燃气轮机燃压缸结构特点，选取如图 1a所示的燃压缸三维仿真模型计算域。燃压缸由扩压器、上方腔室、下方腔室和燃气导管组成，为减小计算误差，在燃压缸出口截面下游保留了部分导流衬套结构作为数值模拟出口截面。图 1b为燃压缸进口截面示意图，进口圆环周向角度为20°，扇形的外径R1和内径R2分别为1 037.5 mm和950.7 mm。图 1c为燃压缸的网格划分，采用六面体核心-多面体网格划分计算域，由于近壁面附近速度梯度较大，因此设置边界层网格对局部进行加密。
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| 图 1 计算域与网格划分 |
在燃压缸出口截面圆环上选取中心环线，并沿周向展开，定义为中环线。图 2为燃压缸出口截面中环线速度分布随网格数量的变化规律。由图可知，当网格数大于3.25×106时，计算结果基本不随网格数增加而发生明显变化，满足网格独立性要求。
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| 图 2 网格无关性验证 |
1.2 数值方法与边界条件
应用Fluent软件开展数值模拟研究工作。其中，湍流模型采用可实现k-ε模型，所有物理量的差分精度均采用二阶收敛格式，速度和压力修正采用SIMPLE算法。在研究均匀来流条件下燃压缸的冷态流场时，设定冷态流场进口为均匀来流速度进口、压力出口边界，并将两侧壁面设置为周期边界，其余壁面选用绝热、无滑移的标准壁面函数。在分析不同畸变模式下燃压缸的流动特性时，在保持燃压缸进口质量流量不变的条件下，选取不同畸变条件进行计算。进气压力为1.5 MPa，进气温度为676 K，进口速度为68 m/s。
1.3 模型验证图 3为模型验证结果，图中箭头表示流线流动方向。由图可知，应用数值模拟方法得到的回流区结构与文[14]的实验结果吻合，因此在后续的研究中采用数值模拟方法进行计算。
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| 图 3 模型验证结果 |
2 进气畸变模式
如图 4和5为在不同畸变模式、畸变位置和畸变度条件下燃压缸进口参数的分布规律，在此基础上可研究畸变来流对燃压缸流动特性的影响，图中δout、δin和δmiddle分别为外出峰、内出峰、中出峰的畸变度。
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| 图 4 径向畸变条件下速度分布 |
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| 图 5 周向畸变条件下速度分布 |
畸变度δ表示如下：
| $ \delta=\frac{V_{\text {max }}-V_{\text {ave }}}{V_{\text {ave }}}. $ | (1) |
其中：Vmax为截面上气流的最高速度，m/s；Vave为截面上气流的平均速度，m/s。
3 结果与讨论 3.1 燃压缸出口参数变化规律图 6为不同进口条件下燃压缸出口的速度分布。
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| 图 6 进口均匀来流与径向畸变模式下燃压缸出口速度分布 |
由图 6b—6f可知，在径向畸变模式下出口速度分布规律与均匀来流条件下(见图 6a)的相似，燃压缸出口高速区主要集中在上下两侧；而相比径向畸变，周向畸变模式下燃压缸出口圆环下侧高速区分布更集中，峰值速度可达100 m/s，如图 7a—7c所示。
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| 图 7 进口周向畸变模式下燃压缸出口速度分布 |
由表 1燃压缸出口畸变度可知，在周向畸变模式下的出口畸变度δex较高，约为均匀来流和径向畸变模式的2倍。
| 进口条件 | 畸变度 | δex |
| 均匀来流 | — | 0.31 |
| 径向畸变 | δout=0.32 | 0.36 |
| δin=0.32 | 0.36 | |
| δmiddle=0.18 | 0.24 | |
| δmiddle=0.32 | 0.29 | |
| δmiddle=0.47 | 0.30 | |
| 周向畸变 | δmiddle=0.18 | 0.59 |
| δmiddle=0.32 | 0.60 | |
| δmiddle=0.47 | 0.66 |
当进口外出峰、内出峰和中出峰的畸变度均为0.32时，随着径向畸变速度峰值位置下移(见图 6b、6e和6c)，出口截面下侧高速区面积逐渐增加；对应表 1可知，在径向畸变模式中出峰为0.32的条件下，出口畸变度最低，仅为0.29。如图 6d—6f和7a—7c所示，不同模式进口中出峰畸变度的增加不会改变出口速度的空间分布规律。如表 1所示，在相同畸变模式下，提高进口畸变度会导致出口畸变度增加。
3.2 燃压缸流动特性图 8为对应图 4和5条件下燃压缸中截面的速度和流线分布。可以看出，与均匀来流相比，畸变条件下燃压缸涡系结构更复杂，在进口段和燃气导管近壁面附近的高速区涡的形状发生了扭曲(见图 8d)，并在腔室下方出现卷吸涡(见图 8b)。相比图 8b—8f所示的径向畸变，在图 8g—8i所示的周向畸变作用下气流在燃气导管近壁面处高速区面积明显增加。燃压缸出口段下侧速度显著高于上侧速度，导致燃压缸出口速度畸变度增加。此外，在周向畸变模式下进口段上侧可观察到清晰的卷吸涡(见图 8g)。燃压缸下方腔室涡核强度有所变化(见图 8g—8i)。进一步分析燃压缸进口发生周向畸变时在不同畸变度条件下腔室下方局部涡核强度的变化规律，图 9为腔室下方涡核附近的标准Q准则分布云图。由图 9可知，随着周向畸变畸变度增加，腔室前方涡强度略有增加，这是由于随着周向畸变的畸变度增加，中出峰高速气流的速度峰值逐渐增加，气流撞击到腔室前方后产生的旋涡逐渐变强。
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| 图 8 燃压缸中截面速度和流线分布 |
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| 图 9 燃压缸下方腔室标准Q准则分布云图 |
如图 8b、8e和8c所示，当进口径向畸变位置改变时，随着进口截面速度峰值位置上移，燃压缸进口段气流分离位置不断提前，在外出峰条件下燃压缸进口段尾部产生了新的卷吸涡(见图 8b)。由图 8d—8i可知，在同种畸变模式下仅增加畸变度会提升燃压缸内峰值速度，同时导致出口畸变度增加。但由于整体流场分布特性变化不显著，因此不同中出峰畸变度下燃压缸出口速度分布规律相似。
由对图 6—9的分析可知，畸变度的变化主要影响局部的速度峰值，对流场形态分布的影响较小。在此基础上，分析均匀来流和在畸变度为0.32条件下不同的径向畸变和周向畸变，三维流线分布如图 10所示。如图 10a所示，在燃气导管阻挡作用下，进口气流分成沿燃气导管流动、环绕燃气导管流动和在进口段尾部回流区流动3部分。如图 10b—10d所示，当燃压缸进口气流发生径向畸变时，环绕燃气导管流动的空气进入上方腔室，在整流作用下，部分空气与壁面前端发生撞击，并在下方腔室形成旋涡。如图 10e所示，当燃压缸进口发生周向畸变时，环绕燃气导管流动的空气在上方腔室进行整流后，直接从出口截面上半部分流出，下方腔室沿燃气导管流动的气流速度较径向畸变情况下更高。此外，相较于径向畸变的流动过程，在周向畸变模式下沿燃气导管流动的气流撞击到腔室前方在下方腔室形成了卷吸涡，导致卷吸涡的位置前移；此外，沿燃气导管流动的高速气流体积增加，造成了旋涡体积压缩。
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| 图 10 燃压缸三维流线分布 |
由图 10b—10d可知，随着径向畸变速度峰值出现位置的下移，进口段分离位置后移，沿燃气导管流动的空气流量占比增加，气流速度增大，导致燃压缸出口下侧来流速度加快。
为进一步明晰进气畸变在燃压缸作用下的迁移规律，研究了如图 11所示的沿程截面位置的均匀来流和畸变度为0.32的条件下不同径向畸变和周向畸变模式的沿程截面速度分布，如图 12所示。
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| 注：1—8为截面序号。 图 11 燃压缸沿程截面示意图 |
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| 图 12 不同进气畸变条件燃压缸沿程速度分布 |
由图 12b—12d可知，当燃压缸进口发生径向畸变时，进口段凸台导致速度峰值位置发生偏移。气流经过截面4后流动方向发生折转，同时畸变迁移到燃气导管近壁面处，高速区靠近燃气导管下壁面，沿流动方向高速区面积和速度峰值逐渐减小。由图 12e可知，当燃压缸进口发生周向畸变时，在截面4处气流发生分离，上侧出现低速区；当气流方向发生折转后，周向不均匀映射到燃气导管下侧，峰值速度高于90 m/s；随着沿程流动，燃气导管下侧高速区面积减小，但仍然呈现出类似于周向中出峰的不均匀现象，燃压缸整流效果变差。
由图 12b—12d可知，当燃压缸进口发生径向畸变时，随着径向畸变的速度峰值位置下移，燃气导管下侧高速区面积有所增加，出口截面下侧速度升高。在径向内出峰条件下截面7仍存在速度大于80 m/s的高速区，出口截面下侧速度显著高于上侧速度。
3.3 燃压缸性能参数图 13为燃压缸沿程截面位置图，用以分析燃压缸性能参数随流动发展的变化规律。
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| 注：1—16为截面序号。 图 13 燃压缸沿程截面示意图 |
总压损失系数σ表示如下：
| $ \sigma=\frac{P_{\text {in }}-P_{\mathrm{a}}}{P_{\text {in }}} \times 100 \% $ | (2) |
其中：Pin为进口总压，Pa为截面总压。
图 14为在不同进气条件下燃压缸沿程总压损失变化规律，由图可知，在6、7截面之间总压损失急剧增加，此段总压损失占燃压缸整体总压损失的50%以上。产生这一现象的原因是：气流在6、7截面之间流动方向发生折转，流道通流面积突增，产生了大量强漩涡。在14、15截面，由于流道面积突然缩小总压损失增幅提升。在周向畸变模式下，气流流动顺流段中各个沿程截面的总压损失均大于径向畸变模式；对比内、中、外出峰可知，随着径向畸变速度峰值位置上移(见图 12d、12c和12b)，总压损失增加，其中，在径向外出峰条件下出口总压损失高于均匀来流条件；总压损失随着畸变度的增加而升高，周向畸变总压损失对畸变度的变化更敏感。
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| 图 14 不同进气条件下燃压缸沿程总压损失 |
图 15为不同进气条件下燃压缸沿程截面畸变度变化规律，由图可知，在6、7截面之间，气流经过折转和通流面积突然扩大后，畸变度增加，并在截面13附近达到峰值。在均匀来流和径向畸变模式下，燃压缸出口截面(截面16)畸变度均约为0.3，周向畸变模式下出口截面畸变度可达0.6以上，说明当进口发生周向畸变时，燃压缸整流效果变差，出口畸变度升高；对比内、中、外出峰可知，随着径向畸变进口截面速度峰值位置上移，沿程畸变度峰值出现的位置提前；对比径向中出峰畸变度可知，随着进口径向畸变度增加，燃压缸沿程畸变度升高。
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| 图 15 不同进气条件下燃压缸沿程畸变度 |
4 结论
1) 进气畸变会导致燃压缸涡系结构更加复杂，进口段气流分离位置发生变化。改变进气畸变模式会影响高速区的位置与形态，其中，周向畸变会导致燃气导管附近高速区面积和出口畸变度增加，出口畸变度近似为均匀来流和径向畸变模式下的2倍，整流效果变差，总压损失增加。
2) 随着径向畸变速度峰值位置上移，气流分离位置提前，燃压缸下方腔室高速区面积减少，总压损失增加，沿程畸变度峰值出现的位置前移。此外，燃压缸出口上侧高速区面积减小，在内出峰条件下出口上侧高速区几乎消失。
3) 相同畸变模式下，增加畸变度对涡系结构与流场分布特性的影响较小，但会提升燃压缸腔室内气流最高速度，导致总压损失与出口畸变度增加。
| [1] |
SHADOWEN J H, EGAN JR W J. Evaluation of circumferential airflow uniformity entering combustors from compressors. Volume 1: Discussion of data and results[R]. Florida: NASA Lewis Research Center, 1972.
|
| [2] |
STEVENS S J, HARASGAMA S P, WRAY P. The influence of blade wakes on the performance of combustor shortened prediffusers[J]. Journal of Aircraft, 1984, 21(9): 641-648. DOI:10.2514/3.45009 |
| [3] |
SCHULTZ D F, PERKINS P J. Effects of radial and circumferential inlet velocity profile distortions on performance of a short-length double-annular ram-induction combustor[R]. Washington: National Aeronautics and Space Administration, 1972.
|
| [4] |
LEFEBVRE A H, BALLAL D R. Gas turbine combustion: Alternative fuels and emissions[M]. 3rd ed. Boca Raton: CRC Press, 2010.
|
| [5] |
陈曦. 环形燃烧室低排放设计研究[D]. 哈尔滨: 哈尔滨工程大学, 2016. CHEN X. Low emission design research of annular combustor[D]. Harbin: Harbin Engineering University, 2016. (in Chinese) |
| [6] |
BARKER A G, CARROTTE J F. Influence of compressor exit conditions on combustor annular diffusers, part 1: Diffuser performance[J]. Journal of Propulsion and Power, 2001, 17(3): 678-686. DOI:10.2514/2.5795 |
| [7] |
BARKER A G, CARROTTE J F. Influence of compressor exit conditions on combustor annular diffusers part Ⅱ: Flow redistribution[J]. Journal of Propulsion and Power, 2001, 17(3): 687-694. DOI:10.2514/2.5796 |
| [8] |
HUMENIK F M. Performance of short length turbojet combustor insensitive to radial distortion of inlet airflow[R]. Washington: National Aeronautics and Space Adminis- tration, 1970.
|
| [9] |
梁志鹏, 林宇震, 许全宏, 等. 进口流场畸变对回流燃烧室出口温度分布的影响[J]. 航空动力学报, 2016, 31(5): 1142-1148. LIANG Z P, LIN Y Z, XU Q H, et al. Effects of inlet velocity distortion on outlet temperature distribution of a reverse-flow combustor[J]. Journal of Aerospace Power, 2016, 31(5): 1142-1148. (in Chinese) |
| [10] |
张漫, 王铮钧, 王晶, 等. 航空发动机内流全场流动的大涡模拟[J]. 航空动力, 2021, 19(2): 57-60. ZHANG M, WANG Z J, WANG J, et al. Large eddy simulation on internal flow of aero engine[J]. Aerospace Power, 2021, 19(2): 57-60. (in Chinese) |
| [11] |
赵宁波, 梁恩广, 石云姣, 等. 进气畸变对回流燃烧室性能的影响研究[J]. 热能动力工程, 2022, 37(12): 104-109. ZHAO N B, LIANG E G, SHI Y J, et al. Effects of inlet flow rate distortion on counterflow combustor performance[J]. Journal of Engineering for Thermal Energy and Power, 2022, 37(12): 104-109. (in Chinese) |
| [12] |
孔令晗, 张国新, 钱煜平, 等. 进气畸变对燃烧室性能的影响[J]. 航空动力学报, 2018, 33(3): 642-648. KONG L H, ZHANG G X, QIAN Y P, et al. Effect of inlet distortion on performance of combustion chamber[J]. Journal of Aerospace Power, 2018, 33(3): 642-648. (in Chinese) |
| [13] |
王梅娟, 成胜军, 宋双文, 等. 燃烧室进口流场对某回流燃烧室性能影响的数值计算[J]. 航空动力学报, 2018, 33(6): 1281-1289. WANG M J, CHENG S J, SONG S W, et al. Numerical simulation on influence of flow field of combustor inlet on a certain reversed-flow combustor performance[J]. Journal of Aerospace Power, 2018, 33(6): 1281-1289. (in Chinese) |
| [14] |
党新宪. 双旋流环形燃烧室试验研究与数值模拟[D]. 南京: 南京航空航天大学, 2009. DANG X X. Experimental investigation and numerical simulation of a gas turbine annular combustor with dual-stage swirler[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2009. (in Chinese) |