LTO循环中RQL-TVC排放性能数值模拟

蔡中长，何小民，蒋 波，葛佳伟

（南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016）

0 引言

民用航空已成为增长速度最快的能源消耗者和燃烧污染排放者，为了控制民用航空发动机排放对环境造成的影响，国际民航组织（International Civil Aviation Organization，ICAO）在1981年颁布了〈航空发动机的排放标准，环境保护方面的活动都由航空环境保护委员会（Committeeon Aviation Environ-mental Protection，CAEP）来组织，此后陆续制定了CAEP1（1986年）、CAEP2（1996年）、CAEP4（2004年）、CAEP6（2008年）和CAEP8（2010年）等多个排放标准条例，ICAO CAEP规定NOX（主要是NO和NO2）、CO、未燃碳氢化合物（UHC）和冒烟（Smoke）为航空发动机排放的主要污染物，发动机分为亚声速飞行和超声速飞行的涡轮喷气和涡扇发动机2类，标准主要考虑发动机起飞、爬升、下降、进近以及慢车滑行等阶段[1-2]。国内外分别针对RQL燃烧室和TVC开展了大量系统的研究工作，但是针对TVC结合RQL燃烧技术而开展的研究工作较少。在第3代TVC的基础上，美国能源部（DOE） 主导开发了采用气流分配盘（Distributor Plate） 实现主流快速掺混淬熄作用的TVC，在轴对称罐式燃烧室（Can Combustor）的TVC平台上开发了RQL低排放燃烧技术。数值模拟研究和试验结果表明，RQL-TVC能够有效地降低NOx的排放量[3-4]。北京航空航天大学的樊未军等借鉴美国的气流分配盘及轴对称罐式TVC概念，通过试验方法研究了RQL-TVC的低NOx排放特性[5]。但是罐装RQL-TVC的淬熄装置气流分配盘不适用于矩形燃烧室或环形燃烧室，因此需要进一步开展相应的研究。南京航空航天大学的金义、何小民等在TVC中未采用掺混装置，而采用TVC的主流作用来实现淬熄作用，并通过改进油气组织方式来实现RQL分级燃烧，对其排放性能开展了研究[6-7]，因此有待进一步改进。王丹丹、周君辉等对传统RQL的燃烧性能和排放性能进行了数值模拟，但未对LTO循环状态下的排放性能开展研究[8-9]。

本文基于矩形的驻涡燃烧室平台，采用RQL低排放燃烧技术，实现富油-淬熄-贫油分级燃烧，达到低排放的目的，并对RQL-TVC在LTO循环状态下的排放性能进行数值模拟。研究结果对RQL-TVC的优化设计及试验研究工作具有一定的参考价值。

1 研究模型、方法和内容

1.1 模型的建立和网格的划分

研究对象RQL-TVC的几何3维模型如图1所示，该燃烧室工作分区如图2所示。因为RQL-TVC的几何结构颇为复杂[10-11]，直接对整体进行研究计算量极大，较为困难，因此对该燃烧室进行简化：取燃烧室的单头部模型，将两侧截面设为周期面；燃烧室的模型为对称模型，故中间截面可设为对称面，取单侧为研究对象。模拟结果仍然能代表燃烧室的基本特征。

图1 RQL-TVC几何模型

图2 RQL-TVC的工作分区

利用Gambit软件对所建立的3维几何结构进行网格划分，该模型网格大部分采用结构化网格，可以大大减少网格数量，减小内存和计算时间的消耗。研究对象3维网格如图3所示，网格总数约为1460000。数值模拟边界条件如图4所示。

图3 RQL-TVC模型3维网格

图4 RQL-TVC模型边界条件

1.2 研究方法

运用计算流体力学 (CFD)软件FLUENT对RQL-TVC在LTO循环中起飞、爬升、进近、慢车4个状态下进行数值模拟。从质量守恒、动量守恒和能量守恒3 大定律出发，根据有限体积法求解N-S方程，建立起湍流2相多组分化学反应流动的控制方程组（包含气相控制方程组和液相控制方程组），2相之间的耦合则由气/液相互作用的源项来描述。采用欧拉坐标系描述气相方程；采用拉格朗日坐标系下的粒子轨道方法来模拟跟踪液滴的运动。选取SIMPLE计算方法，采用Realizablek-ε 湍流模型，辐射模型采用P1模型；燃烧过程采用概率密度函数法（PDF），近壁面处采用标准壁面函数。

NOX的输运方程通过给定的流场和燃烧结果来求解，即NOX的预测是燃烧模拟的后处理过程，因此准确的燃烧模拟结果是NOX预测的前提。为了预测NOX的排放，Fluent解决了NO质量分数的输运方程，对于燃料NOX源，Fluent解决了中间产物（NH3或HCN）的输运方程[12-14]。

NOx产生机制主要考虑热力型NO，其组分的输运方程为

跟踪含氮的中间产物组分是很重要的，因此FlUENT除了NOx组分，还解决了HCN或NH3组分的输运方程

其中：YHCN、YNH3和YNO分别为气相的HCN、NH3、NO的质量分数。

对RQL-TVC开展燃烧状态及排放产物的模拟。首先选用SIMPLE计算方法、Realizablek-ε 湍流模型进行冷态模拟，在收敛的基础上不断调整出口压力的值，使进口流量满足不同状态下的设计质量流量值，然后均在收敛的基础上依次加入PDF燃烧模型、P1辐射模型和NOX模型等进行燃烧状态的模拟[15-21]。

1.3 研究内容

参考民用航空发动机燃烧室工作状态参数的典型实例[15]，建立RQL-TVC（25个头部）在LTO循环中起飞、慢车、爬升、进近4个工作状态下的设计参数，见表1。

表1 数值模拟设计参数

2 排放性能的数值模拟结果

按照ICAOCAEP标准换算到排气污染物指数EI，即EIX=WX/Wf，X 为污染物，EI 是计算ICAO规定的标准循环下排放物的基础，单位为g（污染物）/kg（燃料）。

排气污染参数定义为在起飞-着陆（LTO）循环期间排放污染物与起飞推力之比，用Dp/F∞来表示

式中：Dp为每个规定的LTO循环中排放的任何1种气态污染物质量；F∞为在海平面(International StandardAtmosphere，ISA)静止状态下发动机不喷水以正常工作状态起飞时可用的最大功率或额定推力；Wf为燃油的质量流量；t 为各状态时间；EI 为排放指数；下标j 表示气态污染物（包括NOX、UHC、CO）[22-23]。

亚声速和超声速航空发动机在LTO 循环中功率和状态工作时间规定见表2。从表中可见，F*∞为使用加力时在标准大气条件下起飞时的最大功率或推力。

表2 航空发动机的LTO循环[22]

由于NOX的排放对环境污染的严重性，ICAO CAEP标准中对NOX的规定也日趋严格。对于NOX的规定，以CAEP1为基础，CAEP2、4和6标准各自与前1个标准相比，后者分别降低20%，6.5%和12%[22-23]。NOX排放规定值见表3，π∞为额定输出时达到的燃烧室进口压力和发动机进气压力之比。

表3 CAEP6规定的航空发动机NOX污染标准[3]

在上述3个标准中，对UHC、CO、Smoke的规定是相同的。SN 为冒烟排放数。

2.1 燃烧效率

根据燃气分析法计算燃烧效率[15]

其中：[X]是该燃气组分X 在燃烧室出口的体积分数。

在数值模拟的结果中读取每1 种燃气成分的摩尔体积，CH4和H2的摩尔体积相对很小，UHC的摩尔体积趋近于0。代入式（4）计算得到4个状态下的燃烧效率，如图5所示。

从图中可见，RQL-TVC在LTO循环4个状态下的燃烧效率都已经达到97.5%以上。一般来讲，进口压力越大，进口空气温度越高，雾化越好，反应速度也越快，燃烧效率越高。鉴于在驻涡燃烧室中组织RQL分级燃烧，全部燃油供入驻涡区形成富油燃烧。在起飞、爬升的大状态下，供入燃油量大，降低了雾化质量，油雾场变差，即使在贫油燃烧后仍不够充分，降低了燃烧效率。而在慢车状态下由于进口压力小、进口空气温度越低，雾化较差，燃烧效率偏低。因此本文中RQL-TVC的燃烧效率呈现出图5的特点。

图5 LTO循环状态下的燃烧效率

2.2 LTO循环状态下的排放指数（EI）

数值模拟的计算方法根据EI 的定义出发，在数值模拟结果中，读取某种污染物的质量流量(WX，g/s)和燃油的质量流量（Wf，kg/s），EI 的值为二者之比，单位g/kg

根据数值模拟的结果，可以计算出LTO循环状态下的各污染物出口流量，见表4。

表4 在LTO循环状态下各污染物的流量 kg/s

LTO循环各状态下的燃油流量在设计参数中已经给出，见表1中LTO循环状态下各Wf值，LTO循环状态下各排放物的流量见表4。根据以上EI 的计算公式，可得LTO循环各状态下的各污染物的EI值，见表5。

根据文献[7]分析可知，驻涡区余气系数为0.92，根据流量分配推导出总余气系数为3，换算为油气比对应为0.0224，可对应于LTO循环状态下的起飞状态。根据文献[7]试验数据换算可知，上述状态下的排放量为：EIUHC=0.0163g/kg，EICO=41.2g/kg，EINOx=11.32 g/kg。与表5比较可知，试验结果与数值模拟结果相近，因此数值模拟结果具有可靠性，但是也存在一定差异。原因在于试验中的压力为常压状态，且燃烧室进口压力相对较低，燃烧效率也相对较低，与数值模拟的真实航空发动机状态存在一定差异。

由于CF6-80C2A5发动机与RQL-TVC在LTO循环各状态乘以头部数后的供油量近似，则各状态的EI值具有一定的参照价值，因此二者的EI 具有一定的可比性。CF6-80C2发动机是美国GE公司于20世纪80年代中期以后发展的大涵道比涡扇发动机，以满足2000年前后大型宽机身旅客机进一步降低耗油率和提高可靠性的要求[24]。CF6-80C2A5发动机的排放指数EI 见表6。

表5 LTO循环状态下各污染物的EI值 kg/s

目前的低排放的技术，NOX的排放最受关注，RQL-TVC的设计目的就是为了降低NOX的排放。从 表5、6中 可 见，RQL-TVC中NOX的EI值 较CF6-80C2A5发动机NOX的EI值在各工作状态下均偏小，且在同一数量级上。LTO循环状态下NOX的排放数如图6所示。从图中可见，传统燃烧室的EI值大于25g/kg，RQL燃烧室在LTO循环的4个状态下的NOX排放指数EI 均低于传统燃烧室的，约为CF6-80C2A5发动机NOX排放量的50%。

从表5、6中还可见，RQL-TVCUHC的EI值比CF6-80C2A5发动机各状态的EI值都低很多，说明燃油蒸发裂解完全，几乎没有未燃的碳氢。

RQL-TVCCO的EI值比CF6-80C2A5发动机各状态的EI值都大。但4个状态的EI值大小的趋势一致，起飞、爬升和进近CO的EI值相差不大，慢车CO的EI值比进近大1个数量级。

RQL-TVCCO的EI值偏大的原因可以参考RQL燃烧技术的原理[1，3]。RQL燃烧技术的核心在于分级进气，实现在不同当量比下的分级燃烧，从而控制NOX的排放。但是NOX的排放量趋势却是与CO的排放量趋势截然相反的，如图7所示。本文中的RQL-TVC的NOX排放指数EI 已经低于传统燃烧室的50%以上，反之带来的不利是CO的排放指数EI较大，特别是在慢车状态下，原因在于慢车状态下的温升低，燃烧室绝对温度也就偏低，位于1700K以下的区域，参考图7可知这是1个低NOX高CO的排放区域。此外，在起飞、爬升的大状态下，供入燃油量大，降低了雾化质量，油雾场变差，燃烧不充分，效率相对偏低，因此CO的排放较高。本文中的RQL-TVC需要更进一步的优化设计，来解决CO排放量的问题。

表6 CF6-80C2A5发动机的排放指数[19] g/kg

图6 LTO循环状态下NOX的排放数

2.3 LTO排放数

图7 温度和主燃区当量比对CO和NOx排放量的影响[1，22]

在ICAO的CAEP标准中，规定LTO循环中由燃气分析采样得到每个运行模式下的气态污染物，需要换算到海平面起飞时航空燃气轮机单位推力（kN）下污染物的排放数，定义为LTO排放数，其单位为g/kN，计算方法为：LTO排放数（g/kN）=Dp/F∞=

根据表1、3、5和LTO排放数公式计算可得LTO循环各状态下NOx的排放量

则NOx在LTO循环中的排放总量为

《航空发动机设计手册》中没有给出该典型民用发动机的额定推力F∞和进、出口压比π∞的值。取用参考机型CF6-80C2A8的参数，其额定推力为25740 daN，进、出口压力比为30.4～32.7，取1个适当的中间值31.5，故设：F∞=25.7kN，π∞=31.5。

NOx的LTO排放数（g/kN）=ΣDp/F∞=5174.2/25.7=20.1g/kN

同理可以计算UHC和CO的LTO排放数，结果数据见表7。

表7 RQL-TVC的LTO排放数

RQL-TVC与CAEP标准下NOx的LTO排放数比较如图8所示。从图中可见，RQL-TVCNOx的排放数仅为20.1g/kN，远远低于4个CAEP标准的限制值。RQL-TVCNOx在CAEP标准下的排放水平如图9所示。 从图中可见，RQL-TVCNOX的排放数仅 为 CAEP6 标 准 的29.1%，低于设计目标50%，说明RQL-TVC的设计满足NOX的低排放要求。

CO的LTO排放数为253.8g/kN，该值偏大的原因与RQL技术中NOX和CO的矛盾有关，也与燃油雾化质量、油雾场分布、燃烧效率等相关。虽然NOX的低排放得到主要关注，但CO的低排放也需要得到重视，后续工作需要在现有的基础上，降低CO的LTO排放数。

UHC的LTO排放数只为0.24g/kN，远远低于CAEP标准中的19.6g/kN，说明数值模拟的燃油蒸发裂解完全，未燃碳氢量残余量少。

图8 RQL-TVC与CAEP标准下NOx的LTO排放数比较

图9 RQL-TVCNOx在CAEP标准下的排放水平

3 结论

通过对RQL-TVC模型在LTO循环状态开展数值模拟计算研究，获得了RQL-TVC的排放特性，得到以下结论。

（1）在LTO循环中，本文中的RQL-TVC的NOX排放指数EI 低于传统燃烧室的50%以上，UHC的排放指数EI 接近于0，且低于传统燃烧室；但CO的排放指数EI 偏大。

（2）在LTO循环中，RQL-TVCNOX的LTO排放数少，其为国际民航组织颁布的航空发动机排放标准CAEP6的29.1%；UHC的LTO排放数接近于0；CO的LTO排放数在慢车状态下的数值明显高于其它状态下的。

[1]赵坚行．民用发动机污染排放及低污染燃烧技术发展趋势[J]．航空动力学报，2008，23（6）：986-996．ZHAO Jianxing.Pollutant emission and development of low-emission combustion technology for civil aero engine [J].Journal of Aerospace Power，2008，23（6）：986-996.(in Chinese)

[2]林宇震，刘高恩，许全宏.未来航空燃气轮机燃烧室关键技术探讨[C]//第五届动力年会论文集.北京：中国航空学会，2003：5-8.LIN Yuzhen，LIU Gaoen，XU Quanhong.Future aviation gas turbine combustor key technologies[C]//Proceedings of the 5th Power Annual Conference，Beijing:China Aviation Society，2003：5-8.(in Chinese)

[3]Roquemore W M，Shouse D，Burrus D，et al.Trapped Vortex Combustor concept for gas turbine engines[R].AIAA-2001-0483.

[4]Straub D L，Casleton K H，Lewis R E，et al.Assessment of Rich-burn，Quick-mix，Lean-burn Trapped Vortex Combustor for stationary gas turbines [J].Journal of Engineering for Gas Turbines and Power，2005，127：36-41.

[5]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.FAN Weijun，YAN Ming，YI Qi，et al.Low NOx emission of Rich-burn，Quick-mix，Lean-burn Trapped Vortex Combustor[J].Journal of Propulsion Technology，2006，27（1）：88-91.(in Chinese)

[6]何小民，许金生，苏俊卿.驻涡燃烧室燃烧性能试验[J].航空动力学报，2009，24（2）：318-323.HE Xiaomin，XU Jinsheng，SU Junqing.Experimental research of the performance of the Trapped-Vortex Combustor[J].Journal of Aerospace Power，2009，24（2）：318-323.(in Chinese)

[7]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的试验研究[J].航空动力学报，2011，26（5）：1031-1036.JIN Yi，HE Xiaomin，JIANG Bo.Experimental study on emissions of RQL Trapped-Vortex Combustor[J].Journal of Aerospace Power，2011，26（5）：1031-1036.(in Chinese)

[8]王丹丹，王成军，吴振宇.RQL模型燃烧室数值研究[J].航空发动机，2011，37（5）：21-23，52.WANG Dandan，WANG Chengjun，WU Zhenyu.Numerical study of RQL model combustor[J].Aeroengine，2011，37（5）：21-23，52.(in Chinese)

[9]周君辉，王少林，王力军.RQL燃烧室污染物排放的数值研究[J].沈阳航空工业学院学报，2011，28（2）：16-20.ZHOU Junhui，WANG Shaolin，WANG Lijun.Numerical study of pollutants emission characteristics in RQL combustion chamber[J].Journal of Shenyang Institure of Aeronautical Engineering，2011，28（2）：16-20.(in Chinese)

[10]梁春华.燃气涡轮发动机干低排放燃烧室的研制及发展[J].航空发动机，2001（4）：47-50，53.LIANG Chunhua.Research and development of dry low emission combustion chamber of gas turbine engine[J].Aeroengine，2001（4）：47-50，53.(in Chinese)

[11]李杰.富油燃烧-猝熄-贫油燃烧燃烧室技术分析[J].航空发动机，2011，37（2）：51-53.LI Jie.Analysis of Rich-Burn/Quick quench/Lean burn combustor technology[J].Aeroengine，2011，37（2）：51-53.(in Chinese)

[12]温正，石良辰，任毅如.FLUENT流体计算应用教程[M].北京：清华大学出版社，2009：254-256.WEN Zheng，SHI Liangchen，REN Yiru.FLUENT fluid numerical application tutorial[M].Beijing：Tsinghua University Press，2009：254-256.(in Chinese)

[13]王福军.计算流体动力学分析：CFD软件原理与应用[M].北京：清华大学出版社，2004：200-207.WANG Fujun.Computational fluid dynamics analysis：CFD software principle and application [M].Beijing：Tsinghua University Press，2004：200-207.(in Chinese)

[14]赵坚行.燃烧的数值模拟[M].北京：科学出版社，2002：237-254.ZHAO Jianxing.Combustion numerical simulation [M].Beijing：Science Press，2002：237-254.(in Chinese)

[15]《航空发动机设计手册》总编委会.航空发动机设计手册：第9册主燃烧室[M].北京：航空工业出版社，2001：37-40，410-433.Editorial Committee of Aeroengine Design Manual.Aeroengine design manual(9th Volume)-main combustion chamber[M].Beijing：Aviation Industry Press，2001：37-40，410-433.(in Chinese)

[16]Hsu K Y，Goss L P，Roquemore W M.Characteristics of a Trapped-Vortex Combustor[J].Journal of Propulsion and Power，1998，14（1）：57－65.

[17]Hsu K Y，Goss L P，Trump D D.Performance of a Trapped-Vortex Combustor[R].AIAA-95-0810.

[18]Komerath N M，Ahuja K K，Chambers F W.Prediction and measurement of flows over cavities-a survey[R].AIAA-87-0166.

[19]Straub D L，Sidwell T G，Maloney D J，et al.Simulations of a Rich Quench Lean (RQL)trapped vortex combustor[C]//The American Flame Research Committee International Symposium Newport Beach，USA：CA，2000：1-11.

[20]Christopher S，Suresh M.Simulation of fuel-air mixing and combustion in a Trapped-Vortex Combustor[R].AIAA-2000－0478.

[21]王平，张宝诚.航空发动机燃烧室主燃区的数值模拟分析[J].航空发动机，2005，31（1）：47-51.WANG Ping，ZHANG Baocheng.Numerical simulation analysis of an aeroengine combustor primary zone [J].Aeroengine，2005，31（1）：47-51.(in Chinese)

[22]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，2008：193-199.LIN Yuzhen，XU Quanhong，LIU Gaoen.Gas turbine combustor[M].Beijing：National Defense Industry Press，2008：193-199.(in Chinese)

[23]黄勇，林宇震，樊未军，等.燃烧与燃烧室[M].北京：北京航空航天大学出版社，2009：248-251.HUANG Yong，LIN Yuzhen，FAN Weijun，et al.Combustion and combustion chamber[M].Beijing：Beihang University Press，2009：248-251.(in Chinese)

[24]夏卿，左洪福，杨军利.中国民用机场起飞着陆（LTO）循环排放量估算[J].环境科学学报，2008，28（7）：1469-1474.XIA Qing，ZUO Hongfu，YANG Junli.2008 evaluation of LTO cycle emissions from aircraft in China’s civil aviation airports [J].Acta Scientiae Circunstantiae，2008，28（7）：1469-1474.(in Chinese)