入口燃气参数对驻涡燃烧室性能的影响*

徐 舟,曾卓雄,徐义华

(1 南昌航空大学飞行器工程学院, 南昌 330063; 2 上海电力学院能源与机械工程学院, 上海 200090)

入口燃气参数对驻涡燃烧室性能的影响*

徐 舟1,曾卓雄2,徐义华1

(1 南昌航空大学飞行器工程学院, 南昌 330063; 2 上海电力学院能源与机械工程学院, 上海 200090)

为了研究入口燃气参数对含导流片及钝体的驻涡燃烧室性能的影响,改变不同进口温度、进口速度以及当量比等,对驻涡燃烧室进行了数值模拟。结果表明:较高的进口温度以及较低的进口速度都能有效的降低燃烧室总压损失,当量比的改变对总压损失影响不大;燃烧室在贫油条件下的燃烧效率要比富油条件下的要高,当量比小于或等于1时,燃烧室的燃烧效率能达到99.8%;入口参数的改变对出口温度分布都有所影响,OTDF的值大体在0.06～0.1之间。

导流片;钝体;驻涡燃烧室;数值模拟

0 引言

燃烧室作为发动机的重要组成部分,应具有点火性能好,总压损失小,排气污染少等基本特征。驻涡燃烧室(TVC)由美国空军研究室和通用公司于20世纪90年代中期提出,至今已开展了不少研究[1-3]。与常规旋流器式燃烧室相比,驻涡燃烧室以其低NOx排放、低贫油熄火边界、较强的高空再点火能力而受到广泛关注[4-5]。

文献[6-7]以煤油为燃料,对仅采用凹腔供油的贫油点火及贫油熄火特性进行了试验,研究表明随着凹腔后体进气量增加,总的贫油点火油气比先下降后上升,贫熄总油气随主流气量的减小先增大后减小,凹腔前体进气温度的提高有利于驻涡燃烧室的点火熄火性能。文献[8-9]分别对驻涡燃烧室在RQL工作模式下的排放性能开展了试验研究,分析总结了驻涡区余气系数、进口空气流量和进口空气温度等参数对燃烧室排放性能的影响规律。

采用合理的凹腔尺寸,可使驻涡燃烧室能在较宽工况下建立稳定的回流区。但是为了实现驻涡区中形成理想的双涡结构,需要驻涡区前后壁的进气速度比的恰当匹配,而不同的燃烧室结构对应的速度比不同,应用起来非常不方便。Agarwal等[10]提出了将导流片与TVC结合的概念,可方便的在凹腔内形成稳定的双涡结构,但是仅存在导流片结构的驻涡燃烧室的燃烧效率较低。

作者在前期工作中,结合文献[10]在导流片后设置了一个钝体,发现燃烧室的燃烧效率得到极大提高,并确定了较优的导流片及钝体结构。文中在此基础上进一步研究不同进口温度、进口速度以及当量比等参数对该燃烧室燃烧性能的影响规律。

1 几何模型及计算条件

1.1 几何模型

燃烧室的三维几何模型如图1所示。燃烧室尺寸为250 mm×50 mm×30 mm,凹腔前壁面距进口50 mm,凹腔长36 mm,凹腔前后壁面高均为30 mm。钝体尺寸为12.5 mm×3.6 mm×30 mm,导流片深入凹腔的长度为15 mm,与凹腔上壁面(水平方向)的距离为10 mm,与凹腔前壁面(竖直方向)的距离为3.6 mm,导流片厚度为1 mm。

图1 燃烧室模型

1.2 计算条件

数值计算采用不可压N-S方程,湍流模型为Realizablek-ε模型,近壁面采用标准壁面函数法,压力-速度耦合采用SIMPLE方法,对流项采用二阶迎风差分格式,扩散项采用二阶中心差分格式,燃烧室进口边界条件为速度入口,出口边界条件为压力出口。空气与甲烷为预混燃烧,湍流燃烧模型为通用有限速率模型,化学反应模型为涡耗散模型。出口压力为1个大气压。壁面为无滑移边界条件。

所研究的进口温度、进口速度以及当量比等参数设置如表1所示。改变某一参数时,其他参数保持不变。

表1 入口燃气参数设置

1.3 算例验证

为验证文中计算的合理性,对不考虑钝体的含导流片的驻涡燃烧室进行了数值模拟,并将模拟结果与Agarwal等[10]的实验结果进行了对比。结果如图2所示。由图可见,在大部分区域,计算结果与实验结果吻合较好。

图2 燃烧室出口温度分布

2 计算结果与分析

2.1 总压损失

总压损失表达式为:

(1)

图3～图5分别为在不同当量比、进口温度和进口速度下燃烧室总压损失的变化趋势。

图3 不同当量比下的总压损失

图4 不同进口温度下的总压损失

图5 不同进口速度下的总压损失

当量比对燃烧性能的影响主要体现在燃料是否能够完全燃烧以及燃烧室在贫燃状态下的燃烧性能两方面。当量比为1时,即为理想的完全燃烧状态。由图3可以看到,燃烧室总压损失随当量比的增大而先增大后减小。当量比为1时,总压损失最大,为6.66%,这是由于此时燃气进行充分燃烧,放热量最大,所以气体粘性增强,导致流动过程中气流总压降低。当量比为0.6,即贫油状态时,总压损失最小,为5.12%。总压损失大会降低发动机性能,由此可以设想该燃烧室更适合在贫油的条件下工作。

由图4可知,燃烧室总压损失随进气温度的增大而减小,到一定程度时,减小的趋势会变缓。进气温度为300K时,总压损失最大,为5.12%,进气温度700K时,总压损失最小,为1.44%。这是由于燃烧室存在热阻现象,即温升越大,总压损失越大。图6所示为不同进口温度下,燃烧室中心截面的温度分布。由图可知,随进气温度增加导致燃烧室整体温度升高,但是其温升是减小的,所以总压损失会有所减小。

图6 不同进口温度下的燃烧室温度分布

进气速度的改变对燃烧室总压损失的影响较大,如图5所示,进气速度的增大导致燃烧室内的燃气流动更紊乱,使得总压损失越大。当进气速度为10m/s时,总压损失最小,为0.62%,进气速度为50m/s时,总压损失最大,为12.36%。但是当进气速度偏低时,可能导致燃烧过程不稳定。所以在实际燃烧过程中,进气速度的选择不应仅仅考虑总压损失带来的影响。

2.2 燃烧效率

燃烧效率采用燃气分析法计算,计算公式为:

(2)

其中:EI为污染物排放指数,单位为g/kg。下标x为污染物,f为燃料。

图7～图9所示分别为在不同当量比、进口温度和进口速度下燃烧室燃烧效率的变化趋势。

图7 不同当量比下的燃烧效率

图8 不同进口温度下的燃烧效率

图9 不同进口速度下的燃烧效率

由图7可知,当量比小于或等于1时,燃烧效率高达99.8%,而当量比大于1时,燃烧效率急剧减小,当量比为1.4时,燃烧效率仅为74.4%。这是由于贫油条件下,充足的氧气含量使得燃料充分燃烧,所以燃烧效率很高;富油条件下,由于燃烧所需氧气不足,使直接参与反应的燃料有限,抑制了燃烧的充分进行。从这一方面也验证了上文中设想燃烧室更适合在贫油的条件下工作。另外,富油燃烧在实际应用中需消耗更多的燃料,是需要避免的。

在研究进气温度和进气速度的影响时,保持当量比为0.6不变。由图8和图9可知,进气温度和进气速度对燃烧室燃烧效率的影响并不明显。燃烧效率随进气温度的增大而增大,不同进气温度对应的燃烧效率都在99.9%以上,最高可达99.98%。随进气速度的增大,燃烧效率减小,但是变化范围也很小,最高可达99.91%。

2.3 出口温度分布

燃烧室出口温度分布系数(OTDF)是衡量出口温度分布好坏的重要标志,主要关系到涡轮的工作环境,文中讨论的出口温度分布系数是采用热点温度分布系数,对于满足要求的燃烧室而言,OTDF的值常在0.25～0.35之间,越低越好,工业燃机以天然气工作可以低于0.2[11]。其公式如下:

(3)

其中:T4max为出口最高温度;T4ave为出口平均温度;T3ave为进口平均温度。

图10所示为不同当量比条件下OTDF的变化规律。从图中可以看到,OTDF的值介于0.06～0.075之间,且随着当量比的增大而先减小后增大。当量比为0.6时,OTDF为0.073。当量比小的时候,燃烧产物温度降低,造成温升低,即式(3)中分母变小,所以OTDF较大。

图10 不同当量比下的OTDF

不同进口温度条件下出口温度分布系数的变化规律如图11所示。此时OTDF的值在0.07～0.1之间,且随着进口温度增加而增加。这是由于主流温度的升高,有利于燃料与空气的掺混,对火焰的稳定性有利,燃烧更加均匀,直接提高了出口温度的值。

图11 不同进口温度下的OTDF

图12所示为不同进口速度条件下OTDF的变化规律。由图可知,此时OTDF的值在0.07～0.085之间,且随着进口速度增加而减小后趋于平缓。随着进口速度的提高,即主流流量增加,能有效的加剧凹腔以及钝体后回流区内的燃烧,对燃烧不稳定所产生的局部高温进行控制,对出口温度分布有利。

图12 不同进口速度下的OTDF

3 结论

改变不同进口温度、进口速度以及当量比等参数,对含导流片及内置钝体的驻涡燃烧室的性能进行了研究,得到以下结论:

1)较高的进口温度以及较低的进口速度都能有效的降低燃烧室总压损失,进口速度为10 m/s时总压损失仅为0.62%。当量比的改变对总压损失影响不大。

2)燃烧室在贫油条件下的工作情况要比富油条件下的好,当量比小于或等于1时,燃烧室的燃烧效率能达到99.8%。进口温度和进口速度对燃烧效率影响较小。

3)进口温度、进口速度以及当量比的改变对出口温度分布都有所影响,燃烧室温升较大,出口温度分布较平均,导致OTDF的值大体在0.06～0.1之间。

[1] Hsu K Y, Gross L P. Characteristics of a trapped vortex combustor [J]. Journal of Propulsion and Power, 1998, 14(1): 57-65.

[2] Burrus D L, Johnson A W, Roquemore W M, et al. Performance assessment of a prototype trapped vortex combustor concept for gas turbine application, ASME Paper 2001-GT-0087 [R]. 2001.

[3] Hendricks R C. Experimental and computational study of trapped vortex combustor sector rig with tri-pass diffuser, NASA/TM-2004-212507 [R]. 2004.

[4] Meyer T R, Brown M S, Fonov S, et, al. Optical diagnostics and numerical characterization of a trapped-vortex combustor, AIAA2002-3863 [R]. 2002.

[5] Roquemore W M, Dale Shouse, Dave Burrus, et, al. Trapped vortex combustor concept for gas turbine engines, AIAA2001-0483 [R]. 2001.

[6] 邢菲, 孟祥泰, 李继保, 等. 凹腔双驻涡稳焰冷态流场初步研究 [J]. 推进技术, 2008, 29(2): 135-138.

[7] 邢菲, 樊未军, 柳杨, 等. 凹腔油气匹配对驻涡燃烧室点火性能影响试验 [J]. 推进技术, 2008, 29(4): 412-416.

[8] 樊未军, 严明, 易琪, 等. 富油/快速淬熄/贫油驻涡燃烧室低NOx排放 [J]. 推进技术, 2006, 27(1): 88-91.

[9] 金义, 何小民, 蒋波. 富油燃烧/快速淬熄/贫油燃烧(RQL)工作模式下驻涡燃烧室排放性能试验 [J]. 航空动力学报, 2011, 26(5): 1031-1036.

[10] Krishna Kant Agarwal, R V Ravikrishna. Experimental and numerical studies in a compact trapped vortex combustor: stability assessment and augmentation [J]. Combustion Science and Technology, 2011, 183(12): 1308-1327.

[11] 林宇震, 许全宏, 刘高恩. 燃气轮机燃烧室 [M]. 北京: 国防工业出版社, 2008.

Effect of Gas Parameters on Trapped-vortex Combustor Performance

XU Zhou1,ZENG Zhuoxiong2,XU Yihua1

(1 School of Aircraft Engineering, Nanchang Hangkong University, Nanchang 330063, China; 2 College of Energy and Mechanical Engineering, Shanghai University of Electric Power, Shanghai 200090, China)

To investigate a trapped-vortex combustor with guide vane and bluff body, different inlet temperature, velocity and equivalence ratio had been changed to study the performance of this combustor. The results show that high inlet temperature and low velocity can reduce the total pressure loss, the change of equivalence ratio has little impact on total pressure loss. Combustor performance of lean oil condition is better than rich oil condition, when the equivalence ratio is less than 1, the combustion efficiency will reach over 99.8%. Each entrance parameters’ change can influence the outlet temperature distribution, the OTDF is between 0.06～0.1 in various working conditions.

guide vane; bluff body; trapped vortex combustor; numerical simulation

2014-05-14

国家自然科学基金(51066006;51266013);航空科学基金(2013ZB56002;2013ZB56004);江西省研究生创新基金(YC2014-S397)资助

徐舟(1992-),男,江西樟树人,硕士研究生,研究方向:航空工程。

V235.1

A