浙江大学学报(工学版)

浙江大学学报(工学版), 2026, 60(3): 651-660 doi: 10.3785/j.issn.1008-973X.2026.03.021

动力工程

级间燃烧室与低压涡轮导叶耦合热斑迁移特性

牛子翔,, 吴涵, 卢启昊, 赵兰芳, 朱志新,, 王高峰

1. 浙江大学 航空航天学院，浙江 杭州 310027

2. 中国航发湖南动力机械研究所，湖南 株洲 412002

Hot-spot migration characteristic in coupled interstage combustor–low-pressure turbine vane system

NIU Zixiang,, WU Han, LU Qihao, ZHAO Lanfang, ZHU Zhixin,, WANG Gaofeng

1. School of Aeronautics and Astronautics, Zhejiang University, Hangzhou 310027, China

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

通讯作者: 朱志新，男，助理研究员. orcid.org/0000-0002-6297-7111. E-mail: zhu_z_x@zju.edu.cn

收稿日期: 2025-07-1  

基金资助: 国家重大科技专项资助项目(J2019-III-0006-0049)；国家重点研发计划资助项目(2021YFA0716202)；国家自然科学基金资助项目 (U2341282).

Received: 2025-07-1  

Fund supported: 国家重大科技专项资助项目(J2019-III-0006-0049)；国家重点研发计划资助项目(2021YFA0716202)；国家自然科学基金资助项目(U2341282).

作者简介 About authors

牛子翔（1996—），男，硕士生，从事燃烧室与涡轮耦合的研究.orcid.org/0009-0007-9782-4661.E-mail：22224045@zju.edu.cn , E-mail：22224045@zju.edu.cn

摘要

为了研究涡轮级间燃烧温升和高温燃气对导叶内流动的影响，基于级间燃烧室与涡轮流道紧凑耦合的试验平台，在不同来流空气温度和燃料质量流量的工况下对导叶出口截面的温度场分布进行数值仿真和试验测量. 研究发现，级间燃烧的热斑形状不会随着级间温升、高温燃气温度、组分的改变发生明显变化. 对比试验与仿真结果，解释了级间燃烧室出口热斑形状与流场的关系. 结果显示，级间温升与高温燃气参数不会对导叶流场及热斑迁移特性产生显著的影响. 级间燃烧流场的结构主要取决于火焰稳定装置对涡轮部件的干涉，热斑迁移主要取决于流场结构.

关键词： 级间涡轮燃烧室(ITB) ; 预混燃烧 ; 燃烧室性能 ; 出口温度分布 ; 热斑迁移 ; 耦合传热

Abstract

Numerical simulation and experimental measurement of the temperature field at the vane exit plane were conducted on a compactly coupled experimental platform integrating an interstage combustor and a turbine flow passage in order to analyze the effect of interstage combustion–induced temperature rise and high-temperature gas on the internal flow of turbine vane. Tests were performed under various operating conditions with different inlet air temperature and fuel mass flow rate. Results show that the hot-spot shape generated by interstage combustion exhibits no significant variation with change in interstage temperature rise, high-temperature gas temperature and gas composition. The relationship between the hot-spot pattern at the interstage combustor outlet and the corresponding flow field was clarified by comparing experimental and numerical results. Results demonstrate that variation in interstage temperature rise and high-temperature gas parameter has negligible effect on the vane flow field and hot-spot migration characteristic. The flow structure of the interstage combustion system is primarily governed by the interference of the flame stabilization device with the turbine component, while hot-spot migration is mainly determined by the flow-field structure.

Keywords： interstage turbine burner (ITB) ; premixed combustion ; combustor performance ; exit temperature distribution ; hot-spot migration ; coupled heat transfer

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本文引用格式

牛子翔, 吴涵, 卢启昊, 赵兰芳, 朱志新, 王高峰. 级间燃烧室与低压涡轮导叶耦合热斑迁移特性. 浙江大学学报(工学版)[J], 2026, 60(3): 651-660 doi:10.3785/j.issn.1008-973X.2026.03.021

NIU Zixiang, WU Han, LU Qihao, ZHAO Lanfang, ZHU Zhixin, WANG Gaofeng. Hot-spot migration characteristic in coupled interstage combustor–low-pressure turbine vane system. Journal of Zhejiang University(Engineering Science)[J], 2026, 60(3): 651-660 doi:10.3785/j.issn.1008-973X.2026.03.021

当前先进航空发动机的设计目标集中于高推力、低油耗，根据布雷顿循环原理可知，提高涡轮前温度是有效途径. 目前现役先进型号航空发动机的主燃烧室出口温度已接近2 000 K. 受涡轮材料耐高温性能的限制，涡轮前温度存在上限. 随着主燃烧室出口燃气在推动高压涡轮做功后，温度会下降300 K至500 K. 通过在两级涡轮之间加入一个燃烧室，可以在早期膨胀阶段后升高燃气温度，称为级间涡轮燃烧室（inter-stage turbine burner，ITB）.

近年来，国内外众多学者针对级间燃烧技术开展探索性的研究，主要集中在ITB的燃烧组织方案设计和燃烧性能验证方面. 美国空军试验室[1-2]提出周向富燃、径向淬熄、轴向贫燃的超紧凑ITB结构. 毛艳辉[3]通过试验研究在高压涡轮出口过渡段设置径向V型火焰稳定器实现级间补燃的方案，该方案可以在一定程度上改善ITB的点熄火性能，优化出口温度场，提升燃烧效率. 丁国玉等[4]将驻涡燃烧技术应用于ITB，通过试验获得不同进口马赫数下驻涡区余气系数对驻涡ITB流阻特性、燃烧效率、贫油熄火特性、出口温度场的影响规律. Yin等[5-7]通过数值模拟，评估应用ITB的高涵道比商用涡扇发动机的性能指标. 宋双文[8-9]以全环ITB应用于涡轴发动机为场景，开展试验研究，获得不同进口工况下点熄火特性、燃烧效率、总压恢复系数、出口温度分布及火焰筒壁温的变化规律.

ITB具有结构紧凑、气动条件恶劣的特点，会加剧低压涡轮进口温度场的非均匀性，容易形成热斑，使导叶发生烧蚀[10-20]. 当前学者针对ITB 与低压涡轮耦合特性的研究较少，暂无公开文献. 相似研究集中在主燃烧室与高压涡轮耦合系统中[21-34]. 吕加呈等[32-33]设计带涡轮导叶的三头部旋流电加热热斑模拟器. 周洁等[34]通过超大涡模拟的方法，研究燃烧室-涡轮耦合流动传热的特征. Wingel等[31]通过雷诺平均方法（RANS），分析湍流入口设置对旋流热斑在高压涡轮内迁移规律的影响.

本文针对与涡轮流道紧凑耦合的级间燃烧室结构开展系统深入的研究. 结合试验测量和数值仿真，研究级间燃烧产生的热斑在过渡段和低压涡轮导叶流道内的迁移特性，为发动机级间燃烧室与涡轮超紧凑耦合一体化的设计提供技术支撑.

1. 试验仿真设置及研究内容

1.1. 试验模型

试验模型如图1所示. 该模型的尺寸及结构参考国内某型号小涡扇发动机的高低压涡轮及过渡段轮廓尺寸，包括燃烧室进口转接段、带火焰稳定器的级间燃烧室段、涡轮导叶以及测量段. 高焓贫氧的级间来流通过入口转接段形成均匀的流场. 级间燃烧室段通过一段扇形燃烧室，在此位置使用蒸发槽稳定器作为火焰稳定装置，通过气态燃料丙烷燃烧，提供级间温升，产生热斑输入；热斑经过涡轮导叶的耦合作用后，在出口截面5.5处测量捕捉.

图 1

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图 1   级间燃烧试验模型的结构与测量截面位置示意图

Fig.1   Schematic of structure and measurement section location of interstage combustion experimental model


由于本研究主要聚焦于ITB在稳态燃烧与低压涡轮导叶耦合条件下的热斑迁移特性，不涉及燃料雾化、蒸发及点火/熄火等瞬态过程，考虑到丙烷在燃烧可控性和点火稳定性方面的优势，选用丙烷作为本研究的ITB工作燃料[35-37]. 结合蒸发槽火焰稳定器的高马赫数稳焰功能，实现导叶入口热斑的模拟（见图2、3）. 后续研究考虑引入航空煤油，开展更贴近实际工况的ITB燃烧组织性能优化研究.

图 2

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图 2   蒸发槽火焰稳定器的结构图

Fig.2   Structural diagram of evaporation tank flame stabilizer


图 3

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图 3   蒸发槽火焰稳定器的原理图

Fig.3   Schematic diagram of evaporation tank flame stabilizer


如表1所示，进口处的4.5和4.5'截面测得的各参数可以用以判定来流参数是否达到测试工况的要求. 出口处的5.5截面共有10个沿周向均匀排布的测量孔，每个孔内插入一根多测点K型铠装热电偶. 每根热电偶上沿径向均匀分布8个温度测点，组成80个温度测点的出口热斑测量区域热电偶阵列，用以捕捉级间出口处的热斑形状. 如图4所示为热斑测量区域内的测点分布，在截面4.5和截面5.5的总压测点测得该试验模型的总压恢复系数.

表 1   测量参数及测点布局

Tab.1  Measurement parameter and measurement point layout

测量区域测量截面测量参数测点数
进口4.5截面总压$ {p}_{\text{t}45} $2支5点
进口4.5 '截面外壁静压$ {p}_{\rm s45S} $3点
进口4.5 '截面内壁静压$ {p}_{\rm s45H} $3点
进口4.5 '截面温度$ {T}_{\text{t}45} $2支2点
出口5.5截面温度$ {T}_{\text{t55}} $10支8点
出口5.5截面内壁静压$ {p}_{\rm s55H} $3点
出口5.5截面总压$ {p}_{\text{t55}} $2支5点

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图 4

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图 4   截面5.5的温度测量区域

Fig.4   Temperature measurement area of 5.5 section


1.2. 试验系统

设计并搭建级间燃烧与涡轮紧凑耦合试验台，如图5所示. 该试验台主要由试验模型、气源系统、供油系统、丙烷供应系统、点火系统、冷却系统及测试系统组成. 气源系统包含空气压缩机（最大压力为1 000 kPa，最大质量流量为1.0 kg/s）、冷干机、空气流量计、进气调节阀和电加热器. 空气由压缩机压缩和调节阀控制，经冷干机冷却干燥后，形成压力和流量稳定的空气来流，常温空气来流经过电加热器加热（模拟主燃烧室进口温度）和燃气加热器加热（模拟级间燃烧室进口温度和化学组分）后，温度升至工况温度. 燃气加热器以航空煤油作为燃料，由供油系统供给，包含油泵、过滤器、阀门管路及喷嘴，通过控制燃油流量将来流温度保持在试验工况. 丙烷供应系统由气瓶、流量计、调节阀组成，负责定量向级间燃烧室供给燃料. 点火系统包含2套高能点火器和点火针，分别用以点燃燃气加热器和级间燃烧室. 测试系统包含级间入口及出口段3个截面的K型热电偶及压力传感器，并将数据通过NI采集卡实时传输至上位机，用以确定当前工况并测量级间试验段的总压恢复系数和导叶出口处的温度分布. 测试系统内的压力表、质量流量计精度误差小于满量程的1%，调节阀控制误差小于1.5%，热电偶精度误差不超过±1.5 ℃，满足试验所需的精度要求.

图 5

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图 5   级间燃烧–涡轮耦合试验测试系统的示意图

Fig.5   Schematic of interstage combustion–turbine coupled experimental system


1.3. 仿真设置

针对级间燃烧室开展数值仿真分析，仿真模型与试验模型的流体域一致. 计算所采用的流体域如图6所示，使用计算流体力学软件ANSYS Fluent的Meshing模块进行四面体网格划分，对火焰稳定器区域及导叶表面进行加密处理. 在边界条件的设置上，壁面选取绝热无滑移边界条件，燃气入口选取质量流率入口（燃气来流各组分质量分数依据燃气加热器内煤油与空气完全反应计算得出），级间燃料进口选取丙烷质量流率入口，燃气出口选取压力出口.

图 6

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图 6   计算流体域与网格划分

Fig.6   Computational fluid domain and mesh generation


数值仿真使用CFX软件计算稳态流场，采用的模型及反应机理如下. 湍流模型为k-ε湍流模型，燃烧模型为ED（涡耗散），化学反应机理为丙烷-空气两步反应机理.

引入ITB的级间流场存在复杂的气动热力耦合特性，具有高雷诺数、高温度梯度的特点. 选取k-ε模型模拟高雷诺数湍流流动，采用涡耗散燃烧模型对湍流主导下的级间燃烧进行仿真. 该模型组合能够较好地反映热斑的形成与迁移特性.

对仿真模型进行网格无关性分析，分别采用289万、451万、697万、918万、1 416万量级的网格进行分析，评估指标为沿轴向截面的平均总温分布，分析结果如图7所示. 其中，Nm为网格数，POSa为截面的轴向位置. 随着网格的逐渐加密，轴向位置靠后的截面平均总温逐渐上升，在网格量达到697万以上的量级后，各截面总温逐渐趋于一致. 采用918万量级的网格开展相应研究.

图 7

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图 7   不同网格量模型仿真得到的截面平均总温沿轴向的分布

Fig.7   Axial distribution of cross-sectionally averaged total temperature obtained with different mesh density


1.4. 研究内容

针对上述模型，通过试验获取燃烧室出口热斑的不同特征，探究来流温度及燃料流量对热斑形成和迁移特性的影响，测得级间燃烧室在不同马赫数下的总压恢复系数，试验工况如表2所示. 其中，$\dot m_{\mathrm{a}}$为空气质量流量，$\dot m_{\mathrm{p}} $为燃料质量流量. 将上述试验测量结果与相同条件下的数值仿真结果进行比对，验证数值方法的准确性与可靠性，通过数值仿真结果分析研究热斑的迁移规律.

表 2   级间燃烧的试验工况

Tab.2  Experimental condition of interstage combustion

工况ṁa/(kg·s−1)Tt45/Kṁp/(g·s−1)
Case1a0.36000.27
Case1b0.36000.33
Case1c0.36000.40
Case2a0.36500.27
Case2b0.36500.40

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总压恢复系数σ的计算公式为

$ \sigma ={{p}_{\text{t55}}}/{{p}_{{{\mathrm{t}}}45}} . $

热斑位置定义为燃烧室截面处温度超过$ {T}_{{\mathrm{hs}}} $的等温线位置，计算公式为

$ {T}_{{\mathrm{hs}}}={T}_{{\mathrm{BOT}}}+a\Delta T . $

式中：$ {T}_{{\mathrm{BOT}}} $为出口平均温度，$ \Delta T $为平面内最高温度与平均温度的差值，本文中系数$ a $取0.2.

为了衡量出口温度分布的非均匀程度，引入出口径向温度分布偏差值(radial temperature distribution factor，RTDF)，计算公式为

$ {\mathrm{RTDF}}=\frac{{T}_{\text{t55}\max }-{T}_{{\mathrm{t55}}}}{{T}_{{{\mathrm{t}}}55}-{T}_{{\mathrm{t45}}}} . $

式中：$ {T}_{{\mathrm{t55}}\max } $为燃烧室出口截面上某一径向位置的最高总温，$ {T}_{{\mathrm{t55}}} $为燃烧室出口截面上的平均总温，$ {T}_{{\mathrm{t45}}} $为燃烧室入口总温.

2. 试验分析与模型验证

2.1. 总压恢复系数

总压恢复系数用于衡量来流通过燃烧室后保留动能的能力. 提高总压恢复系数对发动机的推力、热力循环效率、燃烧稳定性和有效压比都会产生积极的影响[38].

在进口来流温度为600 K的工况下对燃烧室的总压恢复系数进行测量，如图8所示. 其中，ε为总压恢复系数仿真值和试验值的偏差. 从图8可以看出，随着进口马赫数从0.33增加到0.59，总压恢复系数从97.7%降低到91.9%. 这主要是由于随着气流速度的增大，气流与流道壁面及涡轮导叶的摩擦力增大，总压损失变大. 一般经验认为燃烧室总压损失$ \zeta$与燃烧室进口马赫数的平方呈正比关系，即$ \zeta \propto M{{a}}^{2} $. 通过曲线拟合可知，该试验模型的入口马赫数与总压恢复系数满足公式$ \sigma =1- 0{{.24\;Ma}}^{2} $.

图 8

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图 8   总压恢复系数随进口马赫数的变化

Fig.8   Variation of total pressure recovery coefficient with inlet Mach number


采用CFX软件对试验模型进行数值模拟，使用的计算流体域及网格划分如1.3节所述，得到的计算结果与试验结果相比总体偏大，最大绝对偏差为0.86%，可以在一定程度上验证数值计算的可靠性.

2.2. 出口温度的分布特性

按照1章的测量方法得到出口5.5截面位置80个温度测点的温度，使用开源软件paraview的线性插值方法获得温度云图. 在来流温度为600 K的工况下，出口截面温度云图如9所示，其中左图为试验出口温度场云图，右图为数值仿真对应的出口截面温度场，黑色线为前文所定义的热斑区域边缘.

从图9可以看出，当来流温度相同时，热斑形状较一致，高温区集中于轮毂附近. 其中热斑形状大体为辐射状，以高温区为中心向四周辐射，相邻等温线之间的距离逐渐增大，温度梯度逐渐减小. 随着级间燃料的增加，级间温升增大，出口截面区域的热斑面积逐渐增大，相邻等温线之间的距离有一定程度的减小，且热斑位置和形状未发生变化.

图 9

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图 9   Case1出口截面温度云图

Fig.9   Temperature cloud diagram of Case1 outlet section


如图10所示为来流温度为650 K的工况下的出口截面温度云图. 其中，左图为试验出口温度场云图，右图为数值仿真对应的出口截面温度场，黑色线为前文所定义的热斑区域边缘.

图 10

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图 10   Case2出口截面温度云图

Fig.10   Temperature cloud diagram of Case2 outlet section


对比2种工况的出口温度分布可知，来流温度的增加没有改变热斑的形状，也未显著改变热斑的温度梯度分布.

如图11所示为各工况下的导叶出口径向平均温度Tt55分布. 其中，POSr为径向位置，靠近轮毂一侧的径向位置为0%，靠近机匣一侧的径向位置为100%. 本研究中径向平均温度定义为燃烧室出口截面同一半径上各点温度，沿周向取得的算术平均值. 在同一工况下，径向温度在靠近轮毂的位置较高，且梯度较小，此处对应靠近轮毂一侧的热斑区域. 当径向位置大于70%时，径向平均温度出现较明显的衰减，此处对应靠近机匣一侧的低温区.

图 11

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图 11   不同工况下出口平均温度沿径向的分布

Fig.11   Radial distribution of mean exit temperature under different operating condition


如图11所示，通过对比不同工况下的径向平均温度分布可知，级间入口的高温燃气组分与温度对出口温度分布没有明显的影响. 随着丙烷质量流量的增大，级间温升增大，低压涡轮导叶出口径向平均温度升高，但其沿径向位置的变化趋势基本保持一致，级间燃烧温升对级间出口温度的分布没有明显影响. 初步推断可知，级间燃烧涡轮导叶出口的热斑形状与迁移趋势主要受到级间流场的影响.

如图12所示，通过对比不同工况下关键截面参数的试验值及仿真值可知， RTDF最大不超过20%，平均温度Tave和最高温度Tmax的偏差不超过10%. 综上所述，通过与试验结果进行对比，可以基本验证数值仿真方法的可靠性[4, 26].

图 12

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图 12   低压涡轮导叶出口温度的仿真结果与试验结果对比

Fig.12   Comparison of simulated and experimental temperature at low-pressure turbine vane exit


3. 热斑迁移特性的分析

基于前文所述的模型与网格计算得到的Case1工况的轴向截面温度场如图13所示. 可以看出，随着丙烷质量流量的增加，级间温升提高，对应截面的热斑温度峰值与平均温度随之升高，但热斑形状和热斑的迁移趋势没有发生明显的改变. 导叶入口处的热斑形状为矩形，热斑宽度与稳定器槽宽基本一致. 当轴向位置逐渐向下游移动时，第二截面处导叶过渡段热斑靠近机匣的位置相较于靠近轮毂的位置有更大的面积增长率，当热斑迁移至图13中的第三截面处时，热斑被导叶b、c分割成3段，导叶b、c间的叶栅通道段高温区分布相对均匀，仅在靠近导叶c吸力面的位置，温度相对于热斑中心略低，而在靠近轮毂的位置出现了局部的低温区. 当热斑迁移至导叶尾缘位置后的第四截面处时，轮毂一侧的热斑面积相对于机匣一侧的增长率逐渐增大，高温区向轮毂位置靠近，热斑沿着轮毂向周向下游迁移. 在出口的第五截面处，热斑的扩散及迁移趋势与此前基本一致.

图 13

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图 13   Case1工况温度场沿轴向分布图

Fig.13   Temperature distribution along axial direction of Case1


如图14所示，左图为吸力面，右图为压力面，导叶b、c表面热斑在前缘处主要集中于靠近机匣一侧，径向位置与火焰稳定器位置齐平，并沿流线方向向下游发展. 靠近中心位置的导叶b压力面与导叶c吸力面处的热斑面积相对其他面明显更大，温度峰值明显更高. 740 K、760 K、780 K 3条等温线之间的距离较近，流线主要密集分布于这一位置，并与等温线重合，热量沿流线方向的传热特性较强，法向扩散较弱，此处局部温度分布出现明显的梯度边界. 导叶b、c 的吸力面存在明显的回流区，与此处的热斑位置基本重合. 导叶a、d表面的热斑特性不明显，仅导叶a的压力面的中弦后靠近机匣一侧出现一片小面积热斑，径向位置对应图13(b)第三截面左侧的小热斑位置，热斑边缘与此处流线平行.

图 14

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图 14   Case1b的导叶表面温度分布和流线

Fig.14   Temperature distribution and streamline on guide vanes’ surface of Case1b


图15中，v为燃气速度. 如图15(a)所示，中间部分曲面为650 K等温面，表示前文所定义的轴向热斑边界的迁移轨迹. 可以看出，温度场分布与流场特征存在密切的联系，较低速的流线主要分布于650 K等温面以内，等温面边缘处的流线与等温面近似平行，各轴向截面内热斑基本上沿低速流线方向迁移. 观察对比图13(b)、15(b)可知，高温区域近似与轴向截面内速度场中相对低速区域的形状位置对应. 在图15(b)的第一截面处，低速区域与火焰稳定器的轴向投影范围基本重合. 至第二截面处，气流进入导叶入口的流道转折段，由于凹壁附近的压力梯度作用，致使靠近机匣一侧出现速度衰减，在此处形成局部低速区，可以基本对应此截面热斑各区域面积增长率的差异情况. 在第三截面处，由于导叶赋予流场的周向速度分量与导叶壁面效应相耦合，致使导叶a和b的压力面尾缘附近出现较明显的低速区域，与图13(b)第三截面和导叶a、b压力面的热斑分布基本对应. 在第四、第五截面处，气流进入导叶出口的转折段，低速区域开始向靠近轮毂一侧的凹壁移动，对应图13(b)中相同截面处的热斑向轮毂一侧迁移.

图 15

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图 15   Case1b工况的热斑区域和流场对比

Fig.15   Comparison of hot streak and flow field of Case1b


出口截面的温度和流线分布如图16（a）所示. 可见，大多数流线沿周向方向流动，径向方向的流动特性不明显，其中有2处流线分布较集中的区域.

图 16

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图 16   Case1b工况的出口温度、流线和涡量分布

Fig.16   Temperature, streamline and velocity swirl strength distribution on outlet of Case1b


区域A的流线分布主要集中在热斑边缘附近，接近680 K等温线区域，并与等温线重合，等温线分布集中. 可知，该区域的局部温度梯度大,径向流动特性不明显，对应此处热斑的径向迁移特性较弱. 结合图16（b）的涡量Vor场分布分析可知，区域A存在方向相反的2个高涡量区域，中间形成强烈的夹吸效应和剪切层,造成此处的流线分布较集中，温度沿流线方向分布较平均,流线法向表现出较强的温度梯度，热斑在此处沿流线形成明显的凹陷.

区域B位于2个方向相反的高涡量区域中间，有一部分流线从热斑核心区域的回流区贴近轮毂一侧沿周向方向流动至此，热斑在区域B边缘处沿流线被拖曳，呈现条带凸起状分布.

Q准则Q沿轴向分布与Q准则等值面分布图如图17所示，其中灰色面为$ 7\times {10}^{5}\;{\text{s}}^{-2} $的Q准则等值面. 截面云图中的高涡量区域与等值面区域一致，选取3个有代表性的高涡量区域. 可知，图17中区域1与区域2分别由导叶b、c叶背处的流动分离诱导出的涡所致，区域3由导叶b尾缘处诱导出的涡所致.

图 17

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图 17   导叶下游Q准则沿轴向截面分布与等值面分布

Fig.17   Q-criterion distribution on axial cross-section and iso-surface of guide vane downstream


温度场沿轴向分布与Q准则等值面($ 7\times {10}^{5}\;{\text{s}}^{-2} $)分布如图18所示. 其中，标注的3个区域与图17中一一对应. 在级间出口位置，区域1的温度场呈现圆形的温度场分布，其温度位于色带温度的中间位置. 区域2的位置为圆形的温度场分布，位于更加靠近机匣的位置，使较高的径向位置处出现局部高温区. 区域3位置的温度场出现了“凹坑”形状的局部低温区. 区域1由图18中导叶c叶背流动分离诱导出的涡所致，此处不是热斑迁移的主要路径，该涡所诱导出的流体温度较低，因此区域1导致了出口热斑中温度较低圆形区域的形成. 区域2由图18中导叶b的叶背流动分离诱导出的涡所致，该区域为热斑迁移的主要路径，流体温度较高，致使出口处的区域2位置呈现出圆形的局部高温区. 区域3的成因与区域1类似，该涡所附带的流体温度较低，导致该区域出现了“凹坑”形状的局部低温区.

图 18

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图 18   导叶下游轴向截面温度分布及 Q 准则等值面

Fig.18   Temperature distribution on axial cross-section and Q-criterion iso-surface of guide vane downstream


4. 结　论

（1）对比不同工况下级间燃烧涡轮导叶出口温度分布可知，级间燃烧的热斑形状和位置不会随着级间温升和高温燃气来流的温度、组分的改变而发生明显变化.

（2）根据试验结果与仿真分析推断，热斑迁移特性与流场结构紧密相关，级间燃烧流场的结构主要取决于级间过渡段流道的几何形状和尺寸特征以及火焰稳定装置对涡轮部件的干涉.

（3）出口截面的热斑形状与导叶诱导的漩涡结构密切相关，不同涡结构所附带的流体温度差异显著影响温度分布特征，涡结构会破坏原本的热斑边界，使热斑形状发生扭曲与拉伸.

（4）后续进一步开展进口非均匀来流条件下的级间燃烧室与涡轮导叶耦合特性研究，分析热斑参数对导叶表面热负荷的影响规律，为导叶冷却设计提供参考.

参考文献

ZELINA J, EHRET J, HANCOCK R, et al. Ultra-compact combustion technology using high swirl for enhanced burning rate [C]//Proceedings of the 38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Indianapolis: AIAA, 2002: 3725.

[本文引用: 1]

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