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摘要：为研究低压涡轮出口气流角对加力燃烧室流场的影响，采用三维数值模拟方法，通过调整低压涡轮出口气流角，模拟加力燃烧室在不同气流角来流条件下的流场差异并开展影响分析。结果表明，气流角的增加将导致内涵进口的速度不均匀度、流阻损失增大，影响内涵燃油与内伸径向稳定器的匹配，恶化了内涵燃烧条件；随着进口气流角增大，整流支板根部吸力面产生流动分离，降低了支板通道的流通能力，使得整流支板出口速度及密流分布沿叶高方向存在较大的不均匀度，增大了内涵燃油匹配的难度；内伸径向稳定器后回流区范围随着进口气流角增大而减小，零速线范围最大相差约0.5个稳定器槽宽；同时随着进口气流角的增加，加力燃烧室混合器出口热混合效率提升约2%。
关键词：加力燃烧室；低压涡轮；气流角；整流支板；回流区；热混合效率；数值模拟
中图分类号：V231.3文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.07.005
涡轮出口气流的速度方向与加力燃烧室中心线呈一定的角度，在加力燃烧室设计中称这个角度为出口气流扭角，此角度越小越好，一般不超过10°[1]。但为了进一步提高航空发动机的推重比，低压涡轮广泛采用高负荷叶片，为避免低压涡轮叶片吸力面出现边界层分离，在设计时将预留一定的出口气流角（有时高达20°）[2]。而整流支板的设计受发动机轴向距离及重量（质量）的限制，往往不能完全将气流扭转到加力燃烧室轴线方向。另外随着涡轮后框架和加力燃烧室一体化设计[3-4]的发展，涡轮出口气流将带着较大的气流角，直接进入加力燃烧室。即使排除低压涡轮出口沿叶高方向的温度梯度等不均匀流场带来的影响，气流偏转角不均匀分布也将导致加力燃烧室进口速度、压力分布的差异。目前，加力燃烧室稳定器和供油系统一般是在进口均匀的基础上设计的，而由于速度不均将会使得稳定器流场以及稳定器后方区域油气比与均匀进口不同，对流动和燃烧产生一些不确定的影响[5]。因此气流角的存在对于加力燃烧室的影响已无法忽略。
秦伟林等[6]开展了凹腔驻涡与支板稳焰组合加力燃烧室模型冷态流场试验分析了不同进口偏转角、支板稳定器的整流效果及出口流场均匀性的影响。吴飞等[7]开展了进气预旋角对环形混合器混合排气系统的性能影响，得到了预旋角可提高混合器热混合效率等结论。Kozlowski等[8]和Lu等[9]开展了预旋角对混合排气系统推力系数等性能参数的影响，并得出了气流角的存在使排气系统推力系数降低的结论。
本文通过数值模拟方法，开展低压涡轮出口不同气流角条件下带整流支板的加力燃烧室流场仿真，分析进口气流角对加力燃烧室流场的影响。
1模拟对象与数值方法
1.1模拟对象
由于整流支板在不同气流角来流条件下，出口的速度分布有较大的差异。因此本次计算模拟对象为带整流支板的加力燃烧室，加力燃烧室采用了平行混合器、曲壁式截錐、蒸发式V形稳定器等部件，如图1所示。计算网格如图2所示，以低压涡轮出口截面为内涵进口，整流支撑采用“弯曲叶型”整流支板，带支板的加力燃烧室在周向以60°呈中心对称，因此在计算中截取了60°的扇形区域作为研究对象。采用六面体及多面体网格对带整流支板的加力燃烧室流域进行划分，并对稳定器区域、稳定器蒸发孔等进行了加密，网格示意如图3所示。
为了排除网格数量对加力燃烧室流场仿真计算的影响，对本次计算的模型开展了网格的独立性的验证。本文采用1158万、1445万、1933万、3618万4种网格数量，计算结果分析中选取稳定器后缘横截面与模型子午面交线作为对象，对比分析4种网格数量模型在径向方向的速度，如图4所示。从图4中可以看出，三种网格数量划分对流动影响比较小，速度分布大小基本一致，即可认为网格数量在1933万以上时，加力燃烧室内部流场结构基本不受网格数量的影响。因此，本文选取1933万的网格数量进行流场计算。
1.2数值方法
本文采用计算流体力学（CFD）商用软件，基于压力的隐式求解器，湍流模型为Realizable k-ε模型[10]，壁面为绝热边界条件，标准壁面函数，压力—速度耦合基于COUPLED算法，动量方程、湍流动能和湍流耗散率等方程的对流项采用二阶迎风离散格式。其中Realizable k-ε湍流模型能准确模拟圆射流中剪切层的扩散和带旋流的流场[7]。
采用DPM模型模拟加力燃烧室燃油雾化、运动和蒸发，燃油粒径初始状态的分布按Rosin-Rammler分布，燃油粒子离散相与气相之间的相互作用采用随机轨道模型进行计算[11]。根据该型加力燃烧室直射式喷嘴参数，设置燃油初始粒径为22μm。
假设不同进口气流角条件下，发动机全加力状态转速及涵道比不变。已知加力燃烧室内外涵的质量流量、总温、总压及组分百分数。加力燃烧室内/外涵进口采用质量进口、出口为压力出口边界条件。
已知该型发动机设计点状态整流支板进口及出口气流角沿叶高方向分布如图5所示。可见气流在整流支板进口存在较大的气流偏转角，平均值约为30°，经过整流支板后气流偏转角明显减小，但在出口仍存在平均值约15°的气流偏转。同时在整流支板出口气流角沿径向方向存在较大的不均匀度，局部不均匀度可达60%。
为分析不同大小气流角对该型加力燃烧室流场的影响。参考该型机整流支板进口气流角范围，内涵进口的流动矢量方向分别按与加力燃烧室轴线夹角θ为15°、20°、25°、30°进行定义，用于模拟进口气流角的偏转。 2数值模拟结果与分析
2.1流场分析
带整流支板加力燃烧室的流线如图6和图7所示，通过对比可看出气流角沿程的变化情况。可见整流支板对于进口气流角有一定的整流作用，进口气流角θ为15°时，在混合器出口截面，内涵气流基本趋于轴向。气流角θ为30°时混合器出口的气流相对轴向仍有一定程度的偏转。总体来看气流的偏转作用主要影响稳定器上游区域，在稳定器后基本趋于轴向。加力燃烧室进口截面（整流支板出口）气流角见表1，其中θ为低压涡轮出口气流角，β为整流支板出口气流角。
针对上述气流角的影响范围，主要以混合器出口内涵区域流场情况进行分析。涡扇发动机加力燃烧室内涵进口最大速度与平均速度的比值，即速度不均匀度系数，根据设计准则要求，一般不大于1.10[1]，表2列出了不同气流角度加力燃烧室内涵进口速度的最大值及不均匀度系数。随进口气流角增加，速度最大值及速度不均匀度系数增加，速度最大值约增加28%，具体数据见表2。
由于加力燃烧室内的气流速度增加，燃油在一定长度的加力燃烧室内的停留时间减少，参与化学反应的时间减少，并且当气流速度过高时将带走稳定器后回流区内的部分热量，进而降低燃烧的稳定性及燃烧效率。同时高速气流对流阻损失也有较大的影响，气流速度大，使稳定器的流阻损失、气流在筒体壁面的摩擦损失、加力状态的热阻损失全面增加[1]。
对比不同气流角下整流支板通道的流场差异，开展加力燃烧室进口速度分布的原因分析。当气流角θ为15°时，整流支板的叶根及叶尖截面流线图如图8和图9所示，可见叶根及叶尖处流线基本类似，未见流动分离。当气流角θ为30°时，整流支板根部及尖部截面流线如图8和图9所示，在整流支板根部截面，支板吸力面的尾缘产生了较大的分离涡，进而导致支板根部通道流通能力下降；而在整流支板的尖部截面，气流并未出现流动分离和回流的现象。可见气流角θ为30°时整流支板的叶根及叶尖流动的差异导致大部分气流由靠近叶尖的通道流出，进而使得叶尖区域气流速度明显高于叶根区域。
综上可知气流经过整流支板后局部流速增加的主要原因为整流支板通道流通能力的差异。
图10为不同低压涡轮出口气流角，整流支板出口截面密流值沿径向的分布的仿真结果。其中密流定义为加力燃烧室出口（混合器出口）截面轴向速度分量与密度的乘积。
可见，当气流角为15°、20°时整流支板出口截面密流在径向分布梯度较小，在较大区域内密流基本一致。随着气流角增大，高密流区域集中在整流支板出口截面径向半径较大的区域，密流分布在该截面的不均匀度较大，且在支板根部存在负密流值。上述结果与流场分析相对应，即不同气流角经过整流支板产生的流动差异会导致加力燃烧室进口流场分布的差异。
当内涵含氧量百分数、流道环面面积一定时，加力燃烧室内涵燃油分配主要取决于密流值的大小。因此为实现加力燃烧室基于氧分布的燃油匹配，内涵燃油喷点布局，在较大进口气流角进气条件下应考虑整流支板及气流角对加力燃烧室流场产生的影响，因此气流角的存在一定程度上提高了加力燃烧室供油匹配的难度。
综合上述分析低压涡轮出口气流角越大，对于加力燃烧室内涵区域的流阻损失、供油匹配、燃烧效率都有不利的影响。
2.2进口气流角对稳定器流场的影响
图11为不同进口气流角条件下，内伸径向稳定器（处于内涵区域）后回流区轴向零速线的示意图，可见不同进口气流角对于稳定器后回流区大小也有不同。当气流角θ= 15°时稳定器下游回流区的零速线范围最大，随着气流角增加，稳定器后的零速线范围逐渐缩小。零速线范围最大相差约0.5个稳定器槽宽。
气流角θ=15°时，即加力燃烧室进口气流几乎与加力燃烧室轴线平行时，稳定器后的回流区范围最大，回流区越大对于内涵区域的燃烧稳定性及燃烧效率也越有利，因此加力燃烧室进口的气流角越小越好。
2.3总压损失分析
2.4进口气流角对供油轨迹的影响
该型加力燃烧室在高空台及台架试验中表现出加力燃烧室分区供油以内涵区域为主要供油燃烧时，燃烧效率偏低的现象，其中内涵区域余气系数约为1.2。
為分析内涵供油燃烧效率偏低的原因，开展了气流角对燃油分布的影响分析。图13为气流角θ=15°、θ=30°时的内涵区域燃油轨迹与径向截面速度场分布示意图。
对比来看θ=15°时内涵燃油与内伸径向稳定器位置及稳定器后的低速回流区匹配，此时加力燃烧室进口气流角非常小，可将此状态认为理论状态内涵燃油的供油轨迹。当气流角θ=30°时，燃油轨迹逐渐向一侧偏移，偏转至两个径向稳定器之间。加力燃烧室进口气流角的存在使得气流存在切向分速，产生一定的离心力。进而导致未蒸发的燃油偏离既定位置，降低燃油穿透深度，增加了控制油气分布的难度[1]。同时θ=30°时，燃油主要经过两个径向稳定器之间的高速区，燃油在加力燃烧室内停留时间缩短，将导致燃烧效率降低。 2.5热混合效率分析
通过上述公式对加力燃烧室进口截面热混合效率进行评估，结果如图14所示，可见随着气流角的增加，混合器后剪切层的掺混强度增强，混合器的射流范围扩展，使内外涵气流掺混加剧，加力燃烧室进口截面的热混合效率增加，增加最大幅度为2%。热混合效率提升意味着外涵温度提高，内涵温度降低，加力燃烧室进口截面温度趋于均匀。
3结论
通过研究，可以得到以下结论：
（1）加力燃烧室进口气流角越大，内涵区域的局部流速、速度不均匀度系数随之增加。
（2）随着进口气流角增大，整流支板根部吸力面产生流动分离，降低支板通道流通能力，使得整流支板出口的速度及密流分布沿叶高方向存在较大的不均匀度。因此内涵燃油喷点布局匹配时需考虑上游流场带来的影响。
（3）随着气流角增加，稳定器后的零速线范围逐渐缩小，零速线最大最小相差约0.5个稳定器槽宽。
（4）气流角增大将导致整流支承及加力燃烧室损失增大，加力燃烧室总压恢复系数的差异不大于1%，整流支撑在不同气流角条件下的总压恢复系数差异约为3%。
（5）随着气流角增大，内涵燃油轨迹与理论供油状态偏离较大，导致内涵供油与内伸稳定器周向不匹配。
（6）气流角的增大使得加力燃烧室混合器出口截面的热混合效率增加约2%。
参考文献
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Influence Analysis of Inlet Flow Angle on the Flow Field of Afterburner
Wen Qinglan，Zhang Qi，Shu Qing
AECC Guiyang Engine Design Research Institute，Guiyang 550081，China
Abstract： In order to study the influence of outlet flow angle of low-pressure turbine on afterburner flow field， threedimensional numerical simulation method was used to simulate the flow field difference of afterburner under different flow angle conditions by adjusting outlet flow angle of low pressure turbine， and the influence analysis was carried out. The results show that the increase of the flow angle will lead to the increase of velocity non-uniformity and flow resistance loss at the inner inlet， affect the matching between the inner fuel and the inner radial stabilizer， and worsen the inner combustion conditions. With the increase of inlet air flow angle， the suction surface at the root of the struts generates flow separation， which reduces the flow capacity of the strut passage， makes the velocity and dense flow distribution of the struts have a large degree of unevenness and increase the difficulty of matching the inner fuel. The range backflow area after the internal stabilizer decreases with the increase of inlet flow angle， and the maximum difference of zero-speed line range is about 0.5 stabilizer slot width. At the same time， with the increase of the inlet flow angle， the thermal mixing efficiency at the outlet of the afterburner mixer increases by about 2%.
Key Words： afterburner； low-pressure turbine； flow angle； strut； recirculation zone； thermal mixing efficiency； numerical simulation
关键词：加力燃烧室；低压涡轮；气流角；整流支板；回流区；热混合效率；数值模拟
中图分类号：V231.3文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.07.005
涡轮出口气流的速度方向与加力燃烧室中心线呈一定的角度，在加力燃烧室设计中称这个角度为出口气流扭角，此角度越小越好，一般不超过10°[1]。但为了进一步提高航空发动机的推重比，低压涡轮广泛采用高负荷叶片，为避免低压涡轮叶片吸力面出现边界层分离，在设计时将预留一定的出口气流角（有时高达20°）[2]。而整流支板的设计受发动机轴向距离及重量（质量）的限制，往往不能完全将气流扭转到加力燃烧室轴线方向。另外随着涡轮后框架和加力燃烧室一体化设计[3-4]的发展，涡轮出口气流将带着较大的气流角，直接进入加力燃烧室。即使排除低压涡轮出口沿叶高方向的温度梯度等不均匀流场带来的影响，气流偏转角不均匀分布也将导致加力燃烧室进口速度、压力分布的差异。目前，加力燃烧室稳定器和供油系统一般是在进口均匀的基础上设计的，而由于速度不均将会使得稳定器流场以及稳定器后方区域油气比与均匀进口不同，对流动和燃烧产生一些不确定的影响[5]。因此气流角的存在对于加力燃烧室的影响已无法忽略。
秦伟林等[6]开展了凹腔驻涡与支板稳焰组合加力燃烧室模型冷态流场试验分析了不同进口偏转角、支板稳定器的整流效果及出口流场均匀性的影响。吴飞等[7]开展了进气预旋角对环形混合器混合排气系统的性能影响，得到了预旋角可提高混合器热混合效率等结论。Kozlowski等[8]和Lu等[9]开展了预旋角对混合排气系统推力系数等性能参数的影响，并得出了气流角的存在使排气系统推力系数降低的结论。
本文通过数值模拟方法，开展低压涡轮出口不同气流角条件下带整流支板的加力燃烧室流场仿真，分析进口气流角对加力燃烧室流场的影响。
1模拟对象与数值方法
1.1模拟对象
由于整流支板在不同气流角来流条件下，出口的速度分布有较大的差异。因此本次计算模拟对象为带整流支板的加力燃烧室，加力燃烧室采用了平行混合器、曲壁式截錐、蒸发式V形稳定器等部件，如图1所示。计算网格如图2所示，以低压涡轮出口截面为内涵进口，整流支撑采用“弯曲叶型”整流支板，带支板的加力燃烧室在周向以60°呈中心对称，因此在计算中截取了60°的扇形区域作为研究对象。采用六面体及多面体网格对带整流支板的加力燃烧室流域进行划分，并对稳定器区域、稳定器蒸发孔等进行了加密，网格示意如图3所示。
为了排除网格数量对加力燃烧室流场仿真计算的影响，对本次计算的模型开展了网格的独立性的验证。本文采用1158万、1445万、1933万、3618万4种网格数量，计算结果分析中选取稳定器后缘横截面与模型子午面交线作为对象，对比分析4种网格数量模型在径向方向的速度，如图4所示。从图4中可以看出，三种网格数量划分对流动影响比较小，速度分布大小基本一致，即可认为网格数量在1933万以上时，加力燃烧室内部流场结构基本不受网格数量的影响。因此，本文选取1933万的网格数量进行流场计算。
1.2数值方法
本文采用计算流体力学（CFD）商用软件，基于压力的隐式求解器，湍流模型为Realizable k-ε模型[10]，壁面为绝热边界条件，标准壁面函数，压力—速度耦合基于COUPLED算法，动量方程、湍流动能和湍流耗散率等方程的对流项采用二阶迎风离散格式。其中Realizable k-ε湍流模型能准确模拟圆射流中剪切层的扩散和带旋流的流场[7]。
采用DPM模型模拟加力燃烧室燃油雾化、运动和蒸发，燃油粒径初始状态的分布按Rosin-Rammler分布，燃油粒子离散相与气相之间的相互作用采用随机轨道模型进行计算[11]。根据该型加力燃烧室直射式喷嘴参数，设置燃油初始粒径为22μm。
假设不同进口气流角条件下，发动机全加力状态转速及涵道比不变。已知加力燃烧室内外涵的质量流量、总温、总压及组分百分数。加力燃烧室内/外涵进口采用质量进口、出口为压力出口边界条件。
已知该型发动机设计点状态整流支板进口及出口气流角沿叶高方向分布如图5所示。可见气流在整流支板进口存在较大的气流偏转角，平均值约为30°，经过整流支板后气流偏转角明显减小，但在出口仍存在平均值约15°的气流偏转。同时在整流支板出口气流角沿径向方向存在较大的不均匀度，局部不均匀度可达60%。
为分析不同大小气流角对该型加力燃烧室流场的影响。参考该型机整流支板进口气流角范围，内涵进口的流动矢量方向分别按与加力燃烧室轴线夹角θ为15°、20°、25°、30°进行定义，用于模拟进口气流角的偏转。 2数值模拟结果与分析
2.1流场分析
带整流支板加力燃烧室的流线如图6和图7所示，通过对比可看出气流角沿程的变化情况。可见整流支板对于进口气流角有一定的整流作用，进口气流角θ为15°时，在混合器出口截面，内涵气流基本趋于轴向。气流角θ为30°时混合器出口的气流相对轴向仍有一定程度的偏转。总体来看气流的偏转作用主要影响稳定器上游区域，在稳定器后基本趋于轴向。加力燃烧室进口截面（整流支板出口）气流角见表1，其中θ为低压涡轮出口气流角，β为整流支板出口气流角。
针对上述气流角的影响范围，主要以混合器出口内涵区域流场情况进行分析。涡扇发动机加力燃烧室内涵进口最大速度与平均速度的比值，即速度不均匀度系数，根据设计准则要求，一般不大于1.10[1]，表2列出了不同气流角度加力燃烧室内涵进口速度的最大值及不均匀度系数。随进口气流角增加，速度最大值及速度不均匀度系数增加，速度最大值约增加28%，具体数据见表2。
由于加力燃烧室内的气流速度增加，燃油在一定长度的加力燃烧室内的停留时间减少，参与化学反应的时间减少，并且当气流速度过高时将带走稳定器后回流区内的部分热量，进而降低燃烧的稳定性及燃烧效率。同时高速气流对流阻损失也有较大的影响，气流速度大，使稳定器的流阻损失、气流在筒体壁面的摩擦损失、加力状态的热阻损失全面增加[1]。
对比不同气流角下整流支板通道的流场差异，开展加力燃烧室进口速度分布的原因分析。当气流角θ为15°时，整流支板的叶根及叶尖截面流线图如图8和图9所示，可见叶根及叶尖处流线基本类似，未见流动分离。当气流角θ为30°时，整流支板根部及尖部截面流线如图8和图9所示，在整流支板根部截面，支板吸力面的尾缘产生了较大的分离涡，进而导致支板根部通道流通能力下降；而在整流支板的尖部截面，气流并未出现流动分离和回流的现象。可见气流角θ为30°时整流支板的叶根及叶尖流动的差异导致大部分气流由靠近叶尖的通道流出，进而使得叶尖区域气流速度明显高于叶根区域。
综上可知气流经过整流支板后局部流速增加的主要原因为整流支板通道流通能力的差异。
图10为不同低压涡轮出口气流角，整流支板出口截面密流值沿径向的分布的仿真结果。其中密流定义为加力燃烧室出口（混合器出口）截面轴向速度分量与密度的乘积。
可见，当气流角为15°、20°时整流支板出口截面密流在径向分布梯度较小，在较大区域内密流基本一致。随着气流角增大，高密流区域集中在整流支板出口截面径向半径较大的区域，密流分布在该截面的不均匀度较大，且在支板根部存在负密流值。上述结果与流场分析相对应，即不同气流角经过整流支板产生的流动差异会导致加力燃烧室进口流场分布的差异。
当内涵含氧量百分数、流道环面面积一定时，加力燃烧室内涵燃油分配主要取决于密流值的大小。因此为实现加力燃烧室基于氧分布的燃油匹配，内涵燃油喷点布局，在较大进口气流角进气条件下应考虑整流支板及气流角对加力燃烧室流场产生的影响，因此气流角的存在一定程度上提高了加力燃烧室供油匹配的难度。
综合上述分析低压涡轮出口气流角越大，对于加力燃烧室内涵区域的流阻损失、供油匹配、燃烧效率都有不利的影响。
2.2进口气流角对稳定器流场的影响
图11为不同进口气流角条件下，内伸径向稳定器（处于内涵区域）后回流区轴向零速线的示意图，可见不同进口气流角对于稳定器后回流区大小也有不同。当气流角θ= 15°时稳定器下游回流区的零速线范围最大，随着气流角增加，稳定器后的零速线范围逐渐缩小。零速线范围最大相差约0.5个稳定器槽宽。
气流角θ=15°时，即加力燃烧室进口气流几乎与加力燃烧室轴线平行时，稳定器后的回流区范围最大，回流区越大对于内涵区域的燃烧稳定性及燃烧效率也越有利，因此加力燃烧室进口的气流角越小越好。
2.3总压损失分析
2.4进口气流角对供油轨迹的影响
该型加力燃烧室在高空台及台架试验中表现出加力燃烧室分区供油以内涵区域为主要供油燃烧时，燃烧效率偏低的现象，其中内涵区域余气系数约为1.2。
為分析内涵供油燃烧效率偏低的原因，开展了气流角对燃油分布的影响分析。图13为气流角θ=15°、θ=30°时的内涵区域燃油轨迹与径向截面速度场分布示意图。
对比来看θ=15°时内涵燃油与内伸径向稳定器位置及稳定器后的低速回流区匹配，此时加力燃烧室进口气流角非常小，可将此状态认为理论状态内涵燃油的供油轨迹。当气流角θ=30°时，燃油轨迹逐渐向一侧偏移，偏转至两个径向稳定器之间。加力燃烧室进口气流角的存在使得气流存在切向分速，产生一定的离心力。进而导致未蒸发的燃油偏离既定位置，降低燃油穿透深度，增加了控制油气分布的难度[1]。同时θ=30°时，燃油主要经过两个径向稳定器之间的高速区，燃油在加力燃烧室内停留时间缩短，将导致燃烧效率降低。 2.5热混合效率分析
通过上述公式对加力燃烧室进口截面热混合效率进行评估，结果如图14所示，可见随着气流角的增加，混合器后剪切层的掺混强度增强，混合器的射流范围扩展，使内外涵气流掺混加剧，加力燃烧室进口截面的热混合效率增加，增加最大幅度为2%。热混合效率提升意味着外涵温度提高，内涵温度降低，加力燃烧室进口截面温度趋于均匀。
3结论
通过研究，可以得到以下结论：
（1）加力燃烧室进口气流角越大，内涵区域的局部流速、速度不均匀度系数随之增加。
（2）随着进口气流角增大，整流支板根部吸力面产生流动分离，降低支板通道流通能力，使得整流支板出口的速度及密流分布沿叶高方向存在较大的不均匀度。因此内涵燃油喷点布局匹配时需考虑上游流场带来的影响。
（3）随着气流角增加，稳定器后的零速线范围逐渐缩小，零速线最大最小相差约0.5个稳定器槽宽。
（4）气流角增大将导致整流支承及加力燃烧室损失增大，加力燃烧室总压恢复系数的差异不大于1%，整流支撑在不同气流角条件下的总压恢复系数差异约为3%。
（5）随着气流角增大，内涵燃油轨迹与理论供油状态偏离较大，导致内涵供油与内伸稳定器周向不匹配。
（6）气流角的增大使得加力燃烧室混合器出口截面的热混合效率增加约2%。
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Influence Analysis of Inlet Flow Angle on the Flow Field of Afterburner
Wen Qinglan，Zhang Qi，Shu Qing
AECC Guiyang Engine Design Research Institute，Guiyang 550081，China
Abstract： In order to study the influence of outlet flow angle of low-pressure turbine on afterburner flow field， threedimensional numerical simulation method was used to simulate the flow field difference of afterburner under different flow angle conditions by adjusting outlet flow angle of low pressure turbine， and the influence analysis was carried out. The results show that the increase of the flow angle will lead to the increase of velocity non-uniformity and flow resistance loss at the inner inlet， affect the matching between the inner fuel and the inner radial stabilizer， and worsen the inner combustion conditions. With the increase of inlet air flow angle， the suction surface at the root of the struts generates flow separation， which reduces the flow capacity of the strut passage， makes the velocity and dense flow distribution of the struts have a large degree of unevenness and increase the difficulty of matching the inner fuel. The range backflow area after the internal stabilizer decreases with the increase of inlet flow angle， and the maximum difference of zero-speed line range is about 0.5 stabilizer slot width. At the same time， with the increase of the inlet flow angle， the thermal mixing efficiency at the outlet of the afterburner mixer increases by about 2%.
Key Words： afterburner； low-pressure turbine； flow angle； strut； recirculation zone； thermal mixing efficiency； numerical simulation