燃烧室/涡轮耦合计算及其在热斑机理研究中的应用

In the thermodynamics system consists of the combustor and the turbine, gases profile strongly non-uniformity temperature distortions (hot streaks), which is one of the key elements restricting the efficiency, lifetime and noise performances of the aero-engine. This project propose to investigate the mechanisms of hot streak generation and migration in the combustion chamber and the turbine with the following efforts.. (1) Develop the high-precision Multi Instance of Solver Coupled by Overset Grid (MISCOG) method, to integrate the high-fidelity large eddy simulations of turbulent combustion in combustion chamber and turbomachinery flow in the turbine, which may avoid the difficulties facing by the previous research in the hot streak problem using decoupling approaches.. (2) With the basis of the coupled high-fidelity simulations, investigate the turbulence characteristics and secondary flow structures in the coupled system, study the frequency domain of the temperature distributions at the combustor exit using the Dynamic Mode Decomposition (DMD), analyze the physical mechanisms of the temperature non-uniformity caused by the interactions of upstream and downstream turbulent flows, construct the amplitude/phase description methodology for the interface temperature profiles, track the unsteady hot streak generations and migrations in the combustor and the turbine, investigate the heat load distributions of the rotor and stator blade surfaces affected by the unsteady hot streak, achieve the generation and migration mechanisms of hot streak in the real work conditions of the engine.

燃烧室/涡轮耦合热力系统中燃气流温度分布具有强烈的不均匀性，包含了大量的局部非定常高温核心（即热斑），是制约航空发动机效率、寿命和噪声等性能的关键因素。本项目为研究燃烧室与涡轮机耦合系统中的热斑产生和迁移机理，进行如下两个方面的工作：（1）在研究方法方面，本项目将发展高精度耦合多求解器副本MISCOG技术，使得燃烧室内湍流燃烧和下游叶轮机械流动能够进行一体化的可压缩流大涡模拟高精度解算，解决当前解耦方法研究中存在的界面描述困难；（2）在此耦合计算的基础之上，分析耦合系统的湍流特征和二次流结构，使用模式识别方法研究燃烧室出口平面温度分布的频域空间，分析上下游湍流作用造成温度不均匀性的物理机制，建立界面处温度和流场信息的幅度场和相位场描述方法，分析热斑在燃烧室/涡轮中的瞬态分布和传播轨迹，研究非定常热斑迁移对涡轮动/静叶片表面的热负荷分布的影响规律，掌握发动机真实环境下热斑的产生和迁移规律。

燃烧室和涡轮是燃气涡轮发动机热力循环中最重要的两个核心部件，但由于工业界对燃烧室和涡轮级间耦合作用的认识不足，往往在发动机装配后发生由于高温部件间匹配问题造成的各种故障，最突出的如叶片烧蚀和热声不稳定问题等。本项目围绕航空发动机燃烧室和涡轮耦合作用研究需求，特别是模拟耦合热力系统中非定常热斑迁移过程的需求，发展完善了基于重叠网格的MISCOG多求解器副本耦合求解方法，搭建了实验室尺度的燃烧室和涡轮耦合实验验证平台TurboCombo，开展了燃烧室和涡轮耦合机理的基础研究，探索了燃烧室和涡轮一体化设计概念。本项目取得主要成果为：.（1）在发展耦合计算方法方面，通过利用HERMITE插值和CFD梯度信息提高耦合界面精度，降低了湍流和激波等结构通过耦合界面的数值耗散；利用双重区域分解方法，拓展了MISCOG耦合计算在异构超算上的并行能力；提出移植验证了Taylor-Galerkin有限计算格式的精度，并发展了几何边界NURBS描述与计算格式相结合的曲面边界单元方法；在湍流燃烧大涡模拟中使用高效高精度的集总简化机理LU19，验证了其在高Ka数湍流火焰中的准确性。.（2）开展了环形燃烧室点火机理研究，指出工程中存在的两种点火模式的不同特征，获得不同参数对点火传播特征和周向点火时间的影响规律，验证了模拟点火过程非定常火焰传播过程的数值计算可靠性，掌握了燃烧室出口涡轮导叶对周向点火过程的影响机制。 .（3）开展了带涡轮导叶的环形燃烧室热声稳定性机理研究，发展DMD和POD等数据处理方法分析高速多维度的实验或计算数据，发现了燃烧不稳定性与壁面温度的关联性，并通过模态分解，发现了纵向模态、周向模态及纵向混合模态的火焰脉动特征。.（4）在耦合热力系统中开展了热斑迁移规律的研究，发展了复杂反应流动中PIV、LDV等高速速度测量和壁面受热热流测量方法，得到了头部与导叶非对称性分布下涡轮导叶和动叶表面的热负荷分布规律；通过改变旋流喷嘴的喷射角度，提出斜喷环流燃烧室方案，以期增强周向掺混，降低涡轮导叶的气动和气热负荷，探索一体化设计方法进一步提高推重比。.项目发表期刊论文10篇和会议论文15篇，其中SCI 4篇，EI 6篇；申请受理专利7项，其中授权发明专利2项，实用新型专利3项；项目执行期间共2名博士研究生和4名硕士研究生参与了项目实施，在科研能力和学术交流等方面得到锻炼。