基于流-固-热耦合的环形燃烧室燃烧及损伤模拟研究

张莹; 李贵强; 赵万辉; 王涛; 王泽华

doi:10.12404/j.issn.1671-1815.2504810

科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (18) :7928-7936 DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2504810

航空、航天

基于流-固-热耦合的环形燃烧室燃烧及损伤模拟研究

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Combustion and Damage Simulation of Annular Combustion Chamber Based on Fluid-Solid-Thermal Coupling

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摘要

为解决航空发动机环形燃烧室损伤机理不明确问题,基于Ansys Workbench有限元仿真计算软件,采用流-固-热耦合模拟方法,开展环形燃烧室非预混燃烧过程数值模拟研究,模拟燃烧室内发生的燃油燃烧过程,对比典型工况下流场温度分布,并探究发动机运行时火焰筒塑性应变分布情况。通过对比不同流体域网格数量、不同替代燃料化学反应机理条件下燃烧室温度场分布,并与该发动机实际服役过程中孔探检测结果对比,验证模型的准确性。结果表明,在开展燃烧室损伤机制分析过程中,基于Z77机理计算所得火焰筒表面温度与实际燃烧室损伤分布情况更为接近;通过火焰筒壁面上主燃孔、掺混孔流入燃烧室内的低温空气会导致壁面形成较高的温度梯度,造成火焰筒局部热膨胀不均匀导致较高水平的热应力,进一步导致掺混孔下方出现高强度的塑性应变集中,是裂纹萌生与发展的主要原因。

Abstract

To address the problem that the damage mechanism of the annular combustor of a certain type of aero-engine remains unclear, based on the finite element simulation calculation software Ansys Workbench, the numerical simulation research on the non-premixed combustion process of a certain type of annular combustor was carried out by adopting the fluid-solid-thermal coupling simulation method. The fuel combustion process occurring in the combustor was simulated, the temperature distribution of the flow field under typical working conditions was compared, and the plastic strain distribution of the flame tube during the operation of the engine was explored. By comparing the temperature field distribution of the combustor under the conditions of different grid numbers in the fluid domain and different chemical reaction mechanisms of alternative fuels, and comparing it with the results of the borescope inspection during the actual service process of the engine, the accuracy of the model was verified. The results show that during the process of analyzing the damage mechanism of the combustor, the surface temperature of the flame tube calculated based on the Z77 mechanism is closer to the actual damage distribution of the combustor. The low-temperature air flowing into the combustor through the primary combustion holes and mixing holes on the wall of the flame tube will cause a relatively high temperature gradient on the wall surface, resulting in uneven local thermal expansion of the flame tube and leading to a relatively high level of thermal stress. This further results in the concentration of high-intensity plastic strain below the mixing holes, which is the main cause of the initiation and development of cracks.

Graphical abstract

关键词

航空发动机 / 环形燃烧室 / 流-固-热耦合 / 燃烧 / 损伤机制

Key words

aeroengine / annular combustion chamber / fluid-solid-thermal coupling / combustion / damage mechanism

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张莹, 李贵强, 赵万辉, 王涛, 王泽华. 基于流-固-热耦合的环形燃烧室燃烧及损伤模拟研究[J]. 科学技术与工程, 2026, 26(18): 7928-7936 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2504810

ZHANG Ying, LI Gui-qiang, ZHAO Wan-hui, WANG Tao, WANG Ze-hua. Combustion and Damage Simulation of Annular Combustion Chamber Based on Fluid-Solid-Thermal Coupling[J]. Science Technology and Engineering, 2026, 26(18): 7928-7936 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2504810

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燃烧室是民用航空发动机的主要组成部分之一^[1],其是否稳定工作直接影响民航客机的飞行安全与可靠,且随着发动机性能不断提升燃烧室的工作环境愈发恶劣^[2-3],极易出现损伤,造成航空公司经济损失,甚至威胁乘客的生命财产安全。因此,大量学者对燃烧室内湍流场及其损伤机制进行研究。

在湍流场研究方面,由于难以在实际服役过程中对燃烧室内流场各数据进行实时监测,且通过实验测试难以获取全局流场数据,现有研究多采用仿真模拟法开展燃烧室流场分析。Zhou等^[4]、Neophytou等^[5]、Jones等^[6]和王煜栋等^[7]分别采用单步、两步、四步机理进行燃烧模拟;Uryga-Bugajska等^[8]利用概率密度函数处理化学问题;赵若霖等^[9]、魏胜利等^[10]和尹柔等^[11]则分别采用轻柴油燃烧机理、RP-3航空煤油燃烧机理、高精度正十烷简化反应机理,进行燃烧室燃烧模拟。燃烧仿真采用单步、二步以及多步化学反应机理,使获得的燃烧室内载荷分布情况更接近实际燃油燃烧过程。在燃烧室损伤机制分析方面,Lü等^[12]和Chen等^[13]分别基于服役过程中发现的管式燃烧室典型裂纹,通过分析裂纹断面微观形貌,研究孔边裂纹的形成机制;罗铁彬等^[14]和王炳辉等^[15]则基于维护中发现的故障为切入点,详细阐述了故障成因。相比实验法的高时间、经济成本,仿真模拟法由于成本较低、能获取燃烧室内载荷具体情况等优点,被更多学者选择。张俊红等^[16]和肖俊峰等^[17]分别基于某环形燃烧室与某型燃气轮机燃烧室建立了燃烧室流-固耦合模型,进行燃烧模拟,将结果与实际损伤对比,验证采用该模型研究燃烧室损伤机制的可行性,并分析损伤机制;Wang等^[18]和孔祥芬等^[19]通过燃烧室涂层有限元仿真,对燃烧室热斑造成的热障涂层失效、开裂进行研究。综上所述,中外学者虽已在燃烧室燃烧仿真与损伤机制分析领域开展相关研究并取得了一系列成果,但仍存在以下不足:目前构建出的对航空煤油火焰参数预测效果更好的机理并未引入到燃烧室损伤机制研究中,其次大部分学者开展研究时对燃烧室结构及其承受的载荷简化程度过高,使计算结果与服役时的实际情况存在一定偏差。

针对上述问题,基于中国应用广泛的一民航客机燃烧室构建更符合实际的几何模型,现引入对火焰温度、主要组分浓度等关键火焰参数预测效果更好的Z77机理^[20]构建流-固-热耦合模型,并采用实际服役时燃烧室流场参数进行计算,使得到的温度场、应变场分布更接近火焰筒宏观形貌。基于计算结果开展燃烧室损伤机制分析,最终提出孔探检测重点区域,以期揭示某型航空发动机环形燃烧室损伤机理,为运营过程中孔探检测方案制定与发动机结构设计提供理论基础。

1 仿真模型和参数设置

1.1 控制方程

1.1.1 燃烧计算方程

该民航客机环形燃烧室内发生的燃油燃烧过程是非常典型的非预混燃烧,燃油从双油路离心喷嘴经喷射、雾化进入燃烧室头部,燃油在与燃烧室内部空气掺混的同时与空气发生反应。采用联合概率密度函数(probability density function,PDF)模型模拟燃油燃烧,平均混合分数方程及混合分数方差的守恒方程分别为

(1)f=$\frac{{\mathit{Z}}_{\mathit{i}}-{\mathit{Z}}_{\mathit{i},\mathrm{o}\mathrm{x}}}{{\mathit{Z}}_{\mathit{i},\mathrm{f}\mathrm{u}\mathrm{e}\mathrm{l}}-{\mathit{Z}}_{\mathit{i},\mathrm{o}\mathrm{x}}}$

(2)$ \frac{\partial \rho}{\partial t}(\rho \bar{f})+\nabla(\rho v \bar{f})=\nabla\left(\frac{\mu_{\mathrm{t}}}{\sigma_{t}} \nabla \bar{f}\right)+S_{\mathrm{m}}$

(3)$ \begin{array}{r} \frac{\partial \rho}{\partial t}\left(\rho \overline{f^{\prime 2}}\right)+\nabla\left(\rho v \overline{f^{\prime 2}}\right)=\nabla\left(\frac{\mu_{\mathrm{t}}}{\sigma_{\mathrm{t}}} \nabla \overline{f^{\prime 2}}\right)+ \\ C_{\mathrm{g}} \mu_{\mathrm{t}}\left(\nabla \overline{f^{\prime}}\right)^{2}-C_{\mathrm{d}} \rho \frac{\varepsilon}{k} \overline{f^{\prime 2}} \end{array}$

式中:Z_i为反应中i元素的质量分数;Z_i_,ox为空气入口处i元素的质量分数;Z_i_,fuel表示燃油入口处i元素的质量分数;t为流动时间;ρ为混合流密度;v为混合流速度;μ_t为湍流黏度;f为混合分数;

$\stackrel{-}{\mathit{f}}$

为平均混合分数;S_m为燃油发生相变时的质量变化;f'=f-

$\stackrel{-}{\mathit{f}}$

;

$\overline{\mathit{f}{\mathit{\text{'}}}^{2}}$

为混合分数方差;σ_t、C_g和C_d为经验常数。

1.1.2 传热基本方程

离散坐标(discrete ordinates,DO)模型是适用范围最大的辐射传热模型,其基于辐射输运方程求解为

(4)

$\begin{array}{l}\frac{\mathrm{d}\mathit{I}(\mathit{r},\mathit{s})}{\mathrm{d}\mathit{s}}+(\mathit{\alpha }+{\mathit{\sigma }}_{\mathrm{s}})\mathit{I}(\mathit{r},\mathit{s})=\mathit{\alpha }{\mathit{n}}^{2}\frac{\mathit{\sigma }{\mathit{T}}^{4}}{\mathrm{\pi }}+\\ \frac{{\mathit{\sigma }}_{\mathrm{s}}}{4\mathrm{\pi }}{\int }_{0}^{4\mathrm{\pi }}\mathit{I}(\mathit{r},\mathit{s})\mathit{\Phi }(\mathit{s},\mathit{s}\mathit{\text{'}})\mathrm{d}\mathit{\Omega }\mathit{\text{'}}\end{array}$

式(4)中:r为位置向量;s为方向向量;s'为散射方向向量;α为吸收系数;n为折射指数;σ_s为散射系数;σ为常数,5.672×10^-8 W/(m²·K⁴)^-1;I为辐射强度;T为温度;Ф为散射相函数;Ω'为立体角;(α+σ_s)为介质的消光系数。

1.1.3 非线性静力学分析方程

假设ΔT为火焰筒温度变化,则应力、应变和温度的关系式可表示为

(5)$σ_t=D_e(ε-ε_T) $

(6)$σ_s=D_ep(ε-ε_T) $

(7)$ε_T=αT$

式中:σ_t为弹性区域应力;σ_s为塑性区域应力;ε为应变;T为温度;D_e为弹性矩阵;D_ep为相应的弹塑性矩阵;ε_T为热应变增量;α为热膨胀列阵。

节点载荷有限元方程的增量表达式如下。

弹性区域中的单元为

(8)

${\mathit{R}}_{\mathrm{t}}^{\mathit{e}}=\int {\mathit{B}}^{\mathrm{T}}{\mathit{D}}_{\mathrm{e}}{\mathit{\epsilon }}_{\mathrm{T}}\mathrm{d}\mathit{V}$

塑性区域中的单元为

(9)

${\mathit{R}}_{\mathrm{s}}^{\mathit{e}}=\int {\mathit{B}}^{\mathrm{T}}{\mathit{D}}_{\mathit{e}\mathit{p}}{\mathit{\epsilon }}_{\mathrm{T}}\mathrm{d}\mathit{V}$

总体载荷为

(10)

$\mathrm{R}=\stackrel{\mathit{k}}{\sum _{\mathit{e}=1}}{\mathit{R}}^{\mathit{e}}$

基本平衡方程式为

(11)Kδ=R

式中:

${\mathit{R}}_{\mathrm{t}}^{\mathit{e}}$

为弹性区域中单元e的载荷;

${\mathit{R}}_{\mathrm{s}}^{\mathit{e}}$

为弹性区域中单元e的载荷;R为总体载荷;K为刚度矩阵;δ为结构节点位移列向量;B为单元内应变与节点位移的关系矩阵;R^e为单元e上的节点载荷向量;k为单元数。

1.2 模型参数设置

1.2.1 几何模型与网格划分

以实际服役过程中一民航客机的环形燃烧室为研究对象。该燃烧室有20个旋流器,旋流器中央配备有一个离心燃油喷嘴;火焰筒的内环、外环沿轴向均分布有5道气膜冷却孔,且每道气膜冷却孔均可以认为其是沿周向均匀分布的。该燃烧室火焰筒沿周向具有周期对称的特征,为减少计算量和节约计算时间,最终取2个旋流器头部,即1/10火焰筒作为固体计算域,如图1(a)所示,并基于此构建与之对应的流体域,如图1(b)所示;利用Fluent Meshing对计算域进行网格离散,并对边界层、孔结构部分进行网格尺寸局部加密,最终网格划分结果如图1(c)~图1(e)所示。

1.2.2 边界条件设置

利用Ansys Workbench商用仿真模拟软件中的Fluent组件进行流体部分湍流燃烧计算。利用PDF模型模拟燃烧室内非预混燃烧过程;湍流模拟选用Realizable k-ε模型^[21];通过DPM模型模拟燃油喷入燃烧室并蒸发的过程^[22];通过DO辐射模型模拟燃烧室内的辐射传热过程;采用Simple算法进行求解,相关模型已经在文献[23]中成功用来模拟发动机内燃油雾化、燃烧过程,参照以上参考文献使用了相同的模型对发动机燃烧过程进行模拟。根据发动机机载Quick Access Recorder数据,将民航客机一个起落循环内,燃烧室典型工况简化为慢车、起飞、爬升、巡航、下降5个典型工况^[16],各工况下航空发动机燃烧室运行时进气压力、进气温度、喷油量等参数如表1所示^[23]。流场空气入口选取压力入口边界条件,火焰筒壁面类型选取无滑移边界条件,两侧面选用周期对称边界条件,周期角度为36°。

利用Ansys Workbench的静态结构组件进行火焰筒非线性静力学分析。服役时,燃烧室长期承受多种复杂的载荷,且各载荷之间还会发生交互作用,因此燃烧室损伤的形成受多种因素影响,如高温载荷、压力差载荷等。为研究高温载荷对燃烧室损伤的影响,将流场燃烧模拟得到的流-固耦合面温度,作用在固体域对应表面,作为外部施加载荷进行固体域稳态热计算,假设流体域壁面温度与固体域表面温度相等,将稳态热计算结果作为火焰筒静力学分析的温度场;将哈氏合金X的力学性能作为火焰筒基体材料属性;参考火焰筒实际装配情况,火焰筒内环以螺栓固定于燃烧室外机匣上,机匣在燃烧室段变形较小,且其刚度远高于火焰筒,因此做非线性静力学计算时,假设火焰筒螺栓固定区域为未变形区域,做固定支撑;计算域两侧面分别设置为周期循环区域的高、低边界。

2 结果分析与讨论

2.1 模型验证

2.1.1 网格无关性验证

利用Fluent meshing对几何模型进行网格划分,设置网格最小尺寸为0.15 mm,网格最大尺寸分别为6、4、1.6 mm,最终得到820×10⁴、870×10⁴、920×10⁴流体网格,选取巡航工况进行燃油燃烧计算,对比流体计算所得温度场,进行仿真计算的网格无关性验证。对比不同数量网格计算得到的温度轴向分布云图,如图2所示,820×10⁴网格计算得到的温度场高温区域面积明显小于其他结果,870×10⁴、920×10⁴网格计算结果无明显差异;设置一监测线,不同网格数量对温度径向分布影响如图3所示,870×10⁴网格所得结果与920×10⁴网格结果数值差异不大,与820×10⁴网格结果差异明显;分别监测不同网格数量计算得到湍流场结果的温度最值、流场出口空气流速,对比结果如表2所示,网格数量为870×10⁴、920×10⁴结果监测值差异较小,误差满足要求。综上所述,当流体网格数量达到870×10⁴时,仿真计算结果与划分的网格数量无关,即模拟的网格无关性得到验证,考虑计算消耗时间、占用内存等多种因素,选取870×10⁴网格数量进行后续计算。

2.1.2 化学反应机理的选择

基于Fluent软件的PDF非预混燃烧模型中化学平衡选项进行C₁₂H₂₃与O₂燃烧仿真,混合气体的组分为N₂、O₂、C₁₂H₂₃、CO₂、H₂O,发生的反应为单步反应(单步反应机理),作基础机理组。基于该模型设置方法,分别引入Yao机理^[24]、Z77机理^[20]进行燃烧仿真,对比计算所得温度分布规律,分析化学反应机理对流体温度场的影响。Z77机理中燃料是C₁₂H₂₃,其分子水平更贴近实际燃料。Zettervall等^[20]的研究表明,Z77机理能在更大的温度、压力、当量比范围内对燃烧参数进行评估,在煤油燃烧的多种工况下均适用。且Z77机理对燃烧速度、火焰温度、主要组分浓度、点火延迟时间等关键火焰参数预测效果好,与实验数据和参考机理吻合度高。

相较单步反应机理和Yao机理,基于Z77机理得到的火焰筒表面温度明显与实际孔探结果更为接近。对比过燃油喷嘴中心截面温度分布发现,3种机理下温度场分布规律相似,高温燃气分布于火焰筒头部,并逐步向火焰筒出口递减,靠近火焰筒内环的燃气温度明显高于火焰筒外环附近燃气温度,如图4所示。

如图5所示,实际服役过程中,火焰筒内环孔探检测结果如图5(d)所示,掺混孔两侧颜色、热障涂层脱落情况存在明显差异,表明其对应区域在实际运行过程中温度差异较大。3种机理下,火焰筒表面温度分布如图5(a)~图5(c)所示,外环温度分布情况没有明显差异,但内环掺混孔下方温度分布区别较大,单步反应机理计算得到的结果中,火焰筒内环掺混孔下方虽存在一低温区,但低温区两侧的温度差并不明显;Yao机理计算结果中,内环掺混孔下方低温区两侧温度虽存在差异,但温差不大;Z77机理计算结果中,内环掺混孔下方低温区两侧温度差异最为明显,最接近实际孔探检测结果。

综上所述,Z77机理不但能更好地描述火焰参数,且引入燃烧室燃烧模拟中后计算得到的结果更接近实际,因此Z77机理相较单步反应机理和Yao机理具有明显优势,后续计算采用Z77机理。

2.1.3 模型准确性验证

在火焰筒的表面存在一层热障涂层,热障涂层在服役过程中,会由于环境温度超过相变温度发生变色、相变和烧结^[25];随着火焰筒服役时间的不断累积,火焰筒表面不同位置会产生不同程度的相变,这将导致火焰筒表面宏观样貌存在明显差异,故可以通过对比计算得到的火焰筒表面温度分布与燃烧室实际服役过程中通过孔探检测得到的火焰筒表面宏观样貌,进行模型准确性验证。由于不同工况下计算得到的火焰筒表面温度数值虽存在一定差异,但分布规律相似,故选取巡航工况下的火焰筒表面温度分布与实际宏观样貌进行对比,验证模型准确性。

实际孔探检测结果显示,火焰筒内环掺混孔正下方颜色与周围存在明显差异,且相邻两个掺混孔间有大面积的涂层变色、变形甚至部分脱落;火焰筒外环主燃孔下方存在颜色差异明显区域,外表形态也有一定区别;火焰筒外环掺混孔下方存在热障涂层颜色差异明显区域。仿真计算结果显示,火焰筒表面温度分布极其不均匀,在内、外环主燃孔和掺混孔下方存在明显温度梯度,高温区域形状、分布规律与实际火焰筒表面发现变色等情况的区域的形状、分布规律基本一致,如图6所示,可以认为模型准确性得到验证。

2.2 不同工况下环形燃烧室燃烧过程分析

压气机流出的空气速度高达100 m/s以上,首先流经扩压器,由于空间变大,空气流速下降,后分三股进入燃烧室内,如图7所示。第1股气流通过旋流器进入燃烧室,与初步雾化的燃油液滴进行掺混,并开始燃烧;第2股气流经火焰筒内、外环上的主燃孔流入燃烧室,并部分回流至火焰筒头部,补充燃烧并促进燃油液滴的蒸发;第3股气流通过火焰筒内、外环掺混进气孔流入燃烧室内部,与完全燃烧后的高温气体混合,降低混合气温度;少部分空气通过气膜冷却孔流入燃烧室,将高温混合气与壁面隔离开。火焰筒内外环均存在5道气膜冷却孔,从燃烧室入口进入的部分高压空气从五道气膜冷却孔分多股气流进入火焰筒内部;而火焰筒内部发生剧烈的燃烧放热反应,火焰筒内部充斥着高温高压混合气,高压混合气的挤压,将气膜冷却孔进入的多股气流挤压在火焰筒内表面,形成一层冷却气膜,将燃油燃烧形成的高温混合气与火焰筒表面隔离开,避免高温燃气直接灼烧火焰筒表面。如图8所示,燃烧室内部的高温燃气最高可达2 500 K以上,而由于冷却气膜的作用,火焰筒表面最高温度为2 000 K左右,温度降低了20%,燃烧室运行时的热应力以及塑性应变也会相应降低,从而减缓了疲劳损伤的形成。

图9为巡航工况下几种主要组分的质量分数分布,燃油从双油路离心喷嘴中喷入燃烧室,蒸发的同时与空气掺混,并初步发生反应,生成CO等中间组分,固C₁₂H₂₃主要分布于喷嘴附近,CO主要分布于火焰筒头部主燃区,中间反应吸热,因此该区域温度明显比周围低;中间组分与空气进一步掺混,并发生剧烈的放热反应,进一步生成最终产物CO₂、H₂O,因此该区域的温度明显高于其他区域,如图10所示。

5种工况下燃烧室内温度延轴向分布情况如图10所示,不同工况下,温度分布规律相同,高温燃气主要分布于火焰筒头部的主燃区,且靠近火焰筒内环区域温度明显更高,随着高温气体与冷却气流的掺混,气体温度逐步下降,燃烧室出口处混合气温度降至最低;5种工况下温度数值差异较大,起飞工况与慢车工况的最大温度相差407.5 K,一个工作循环下,燃烧室内温度变化极大。5种典型工况下火焰筒壁面温度分布如图11所示。5种工况下,火焰筒表面温度分布规律相同,主燃孔、掺混孔下方温度由于进入气流的冷却作用出现明显不均匀,形成局部高温区域,均与实际火焰筒表面出现涂层变色、烧结位置相同;不同工况下,火焰筒表面温度变化极大,这是由于不同工况的入口进气温度不同,发生的化学反应程度也不同。

2.3 燃烧室损伤机制

不同工况下,计算得到火焰筒塑性应变分布如图12所示,明显的塑性应变集中区域与实际服役中常见裂纹出现位置相同,如图13所示,可以认为仿真结果准确,并基于此结果作下一步分析。5种工况计算得到的火焰筒塑性应变分布规律相似,均在火焰筒内环掺混孔下方形成高强度的塑性应变集中,这是由于从主燃区流向燃烧室出口的高温燃气被掺混进气打断,掺混气流使孔的下游区域与燃烧室内部的高温混合气隔开,造成孔的下方温度明显比周围低,引起火焰筒表面温度分布不均匀,形成局部低温区,低温区两侧为高温区,不同位置的温度差异将造成对应位置热膨胀不一致,引起火焰筒该位置热应力分布不均匀,造成局部热应力集中,导致高塑性应变的产生,促进裂纹从掺混孔下方萌生,并延火焰筒轴向尾部发展最终形成宏观裂纹,如图13中3号裂纹。

相邻两掺混孔间区域温度分布不均匀形成的塑性应变集中,会导致火焰筒表面热障涂层受力不均匀,进而从该区域的边缘形成热障涂层的开裂,最终造成涂层脱落,热障涂层脱落会使火焰筒基体直接暴露在高温燃气的灼烧下,当基体温度升高至相变温度时,导致火焰筒烧蚀损伤,如图13中1号损伤。掺混气流的进入,对火焰筒壁面有冷却作用,旋流器作用使燃烧室内形成回流低压区,掺混气流少部分回流,使掺混孔靠近旋流器侧上方存在一温度变化剧烈点,进一步导致高强度热应力,形成塑性应变集中,导致微观裂纹的萌发,随着裂纹进一步发展导致宏观裂纹的形成,如图13中2号裂纹。掺混进气与高温燃气混合时,会使掺混孔位于的火焰筒三级壁面裙边处出现温度突变,最终导致塑性应变集中,萌发裂纹,并向火焰筒头部沿轴向发展,形成宏观裂纹,如图13中4号裂纹。

慢车工况下,掺混孔下游塑性应变明显较其他4个工况更大,这是由于慢车工况下,燃烧室入口空气温度较其他工况更低,由此造成火焰筒表面温差更大,更大的温差形成更大的热应力,进而形成的塑性应变更大。航空发动机的一个起落循环可以简化为“慢车-起飞-爬升-巡航-下降-慢车”,飞机起飞过程中,工况从“慢车”突然变成了“起飞”,火焰筒所承受的载荷发生突变,由此产生的塑性应变变化,也是裂纹等损伤形成与发展的重要原因之一。不同工况下,温度差距较大,飞机起飞、下降过程中,高强度的温度、压力载荷的循环加载,导致塑性应变的循环变化,造成疲劳损伤累计;发动机稳定工作时,燃烧室内负荷波动较小,火焰筒承受的载荷近似处于稳定水平,此时火焰筒应力始终保持较高水平,火焰筒应力集中区域发生蠕变,促进损伤的发展。

在飞机一个起落循环内,燃烧室经历频繁的工况切换,工况的切换导致剧烈的温度变化,升温时,火焰筒高温区域(如掺混孔下方)受热膨胀被周围低温区约束,产生热压应力;在降温阶段,已发生塑性变形的高温区域无法完全恢复至初始状态,形成热拉应力;当发动机停止运行后火焰筒彻底冷却至室温,但发生塑性形变的区域无法完全恢复初始状态,最终形成残余热应力。燃烧室内的升温、降温在飞机启动、停车过程中最为剧烈,因此以慢车工况为例计算撤去载荷后残余应力影响下的塑性应变,如图14所示,在掺混孔下方存在明显的塑性应变集中情况,与高温载荷作用下产生的塑性应变集中位置一致,也是孔探检测过程中裂纹多发区域。在载荷循环加载的情况下,残余应力与循环热载荷同时作用,使掺混孔下方由于疲劳产生的裂纹的尖端应力水平始终超过材料强度,裂纹在每次循环都发生微小发展;当发动机处于单一工况稳定运行时,蠕变效应会使裂纹周围材料发生持续变形,残余应力会进一步放大蠕变的作用,使裂纹扩展速率增大。

综上所述,燃烧室运行时,掺混孔附近由于温度分布不均匀、承受载荷复杂,极易出现裂纹,且这一现象在掺混孔边缘及其下方衬板边缘尤为严重,因此在燃烧室日常维护与检修过程中,进行孔探检测时,应重点观测掺混孔所在的2级衬板,对于掺混孔边缘及衬板边缘应更为注意;气膜冷却孔对火焰筒的冷却是抑制损伤产生的重要结构,部分气膜冷却孔堵塞会使冷却气膜无法完全覆盖火焰筒表面,从而导致火焰筒表面局部温度剧增,增大损伤出现的概率,因此当孔探检测过程中发现气膜冷却孔堵塞的情况时应及时进行维修,避免局部出现不可逆损伤,提高维修成本。

3 结论

基于环形燃烧室结构建立流-固-热耦合模型,首次将对火焰温度预测效果更好的Z77机理引入损伤机制分析,使得到的仿真结果更接近孔探检测结果,并从循环热载荷、残余应力等角度进行分析,系统揭示燃烧室损伤的核心诱因与发展规律,提出日常维护过程中进行孔探检测时的重点关注区域,在降低运营成本的同时保证可靠性,最终得到以下结论。

(1)Z77机理中燃料组分、化学性能更接近实际燃油,仿真结果更接近实际孔探数据,能更好地描述燃烧室内发生的反应,应用于燃烧室损伤机制分析过程中的燃烧仿真有极大优势。

(2)慢车工况燃烧室内混合气温度最低,火焰筒温度也最低。由于燃烧放热反应主要发生在火焰筒头部的主燃区,因此火焰筒主燃孔、掺混孔下方出现明显的高温区域;由于主燃孔、掺混孔进气的冷却作用,主燃孔、掺混孔下方出现小的低温区域,造成温度分布不均匀。

(3)5种工况均于掺混孔下方出现明显的塑性应变集中,与实际损伤出现位置相对应;冷热气流冲击形成的火焰筒表面温度分布不均匀造成的塑性应变集中是裂纹等产生的主要原因;停止工作后火焰筒基体的残余应力是损伤发展的重要原因之一。

参考文献

原文顺序 | 出版日期 | 本文引用

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基金资助

国家自然科学基金民航联合基金重点项目(U2233201)

国家自然科学基金(52206187)

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Received	Published	Revised
2025-06-27	2026-06-28	2025-12-16
Online Date
2026-07-29

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