可變幾何燃燒室技術(shù)發(fā)展

高志剛,趙 明,陳養(yǎng)惠,姜波舟

（1. 西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院，西安710072；2. 西安航空發(fā)動機集團有限公司，西安 710021）

近年來，隨著氣候變化和環(huán)境污染等全球性環(huán)境問題的出現(xiàn)[1]，飛機的污染物排放問題已經(jīng)引起了廣泛的關(guān)注。為減少飛機的污染物排放，目前已經(jīng)研發(fā)出不同的燃燒技術(shù)。Wulff等[2]提出了可變幾何燃燒室、分段燃燒室、貧燃預(yù)混燃燒室、富燃-快淬-貧燃燃燒室（RQL）和催化燃燒室等燃燒器的概念。

在不損失性能和穩(wěn)定性的基礎(chǔ)上，為了減少傳統(tǒng)燃?xì)廨啓C燃燒室一氧化碳（CO）、氮氧化物（NOx）和未燃碳?xì)浠衔铮║HC）的排放，近幾十年來已經(jīng)提出了多種解決方案，其中一種便是采用可變幾何燃燒室。

可變幾何燃燒室是一種非傳統(tǒng)的技術(shù)，既可以減少發(fā)動機排放量，又可通過控制各個燃燒區(qū)域之間空氣的主動分布來提高燃燒效率[3]?？刂迫紵覂?nèi)的氣流分布便可控制火焰溫度的能力，而火焰溫度在NOx的產(chǎn)生中起了重要作用，主要是依據(jù)NOx的澤爾多維奇（Zeldovich）機理（見圖1）。發(fā)動機在較大功率下運行時向主燃燒區(qū)供應(yīng)大量空氣，降低了主燃區(qū)溫度，從而減少了NOx的產(chǎn)生；發(fā)動機在較低功率運行時，更多空氣被引入到燃燒室的稀釋區(qū)，保持了足夠的溫度以實現(xiàn)低CO的排放。另外，具有控制燃燒計量能力的可變幾何燃燒室提高了發(fā)動機的噴射極限并增強了發(fā)動機整體的可操作性。

航空發(fā)動機的工作環(huán)境復(fù)雜多變，其燃燒室的入口壓力、溫度、空氣流量和燃料流量等參數(shù)在不同的飛行狀態(tài)下都會發(fā)生顯著變化。傳統(tǒng)常規(guī)的燃?xì)廨啓C，燃燒室的設(shè)計點為一定的大功率運行狀態(tài)，其他狀態(tài)下燃燒室可能出現(xiàn)工作不穩(wěn)定、效率低等問題。因此不同工作條件下通過可變幾何的控制是保持燃燒室工作穩(wěn)定、可靠、有效和低排放的有效方法之一。

總體來說，可變幾何燃燒室最大的特點就是通過一些燃燒室內(nèi)重要位置結(jié)構(gòu)的改變，從而對進入燃燒室的氣流進行靈活的分配，使發(fā)動機在任何飛行狀態(tài)下都能發(fā)揮最佳的性能，如在低功率運行條件下提高燃燒室的燃燒效率，在不降低燃燒性能的同時降低發(fā)動機的污染物排放，在航空發(fā)動機高空熄火時提高重新點火[4]的能力等。

就目前所知，可變幾何燃燒室大致可分4類：（1）在燃燒室頭部加一個可變幾何氣流分配器，可對進入火焰筒和環(huán)腔的氣量進行調(diào)節(jié)；（2）火焰筒頭部的旋流器可以控制火焰筒內(nèi)的火焰，葉片角度可以調(diào)整的旋流器可以在不同飛行狀態(tài)下更好地穩(wěn)定火焰；（3）火焰筒壁面上存在一些相對而言較大的進氣孔，通過改變進氣孔的面積來改變氣流的分配問題，如可變幾何摻混孔；（4）加力燃燒室中V型火焰穩(wěn)定器中葉片角度可以調(diào)整的可變幾何火焰穩(wěn)定器。本文對這4種可變幾何結(jié)構(gòu)類型進行著重介紹。

可變幾何氣流分配器

文獻[5]提出了擋流板可以轉(zhuǎn)動的可變幾何燃燒室，其中由液壓驅(qū)動的執(zhí)行機構(gòu)能驅(qū)動氣流分配器向前或向后移動，以改變橫截面積比，從而改變主燃區(qū)的空氣流量比，如圖2所示。氣流分配器位于燃燒室的上游，并且距離溫度最高的燃燒氣體較遠(yuǎn)。通過控制氣流分配進而控制火焰溫度、燃燒的穩(wěn)定性和燃燒室的排放物。

關(guān)于可變幾何燃燒室控制問題，Li等[5]提出了兩種方案：

圖1 主燃區(qū)溫度對CO和NOx排放的影響Fig.1 Effect of main combustion zone temperature on CO and NOx emissions

圖2 可變幾何氣流分配器燃燒室工作原理Fig.2 Working principle of variable geometry airflow splitter combustion chamber

方案A：如圖3所示，控制系統(tǒng)的起點是引入火焰溫度預(yù)測器并將燃燒室主燃區(qū)中的火焰溫度控制在設(shè)定值。燃燒室的入口壓力、溫度、質(zhì)量流量、燃料流量和燃燒室的幾何參數(shù)可以充分預(yù)測主燃區(qū)的火焰溫度[6]。通常對貧燃低排放燃燒室而言，最好的火焰溫度范圍在1900～2300K之間。在該范圍內(nèi)，較高的火焰溫度會造成NOx排放增加，較低的火焰溫度會造成熄火或者不穩(wěn)定燃燒?？刂凭纫蕾囉谙嚓P(guān)燃燒室參數(shù)的精確測量和火焰溫度的預(yù)測。這種控制方案的缺點是該控制系統(tǒng)可能使燃燒室的設(shè)計和制造變得更加復(fù)雜，并且由于存在許多傳感器和火焰溫度預(yù)測器，需要更多的關(guān)注其可靠性。同時，精確測量燃燒室內(nèi)空氣流速也很困難。

方案B：如圖4所示，由于上述幾個參數(shù)測量時存在較大的誤差，可以通過其他與火焰溫度有關(guān)系的控制參數(shù)來推導(dǎo)出另一種比較簡單的控制方案。由試驗可知，當(dāng)燃?xì)廨啓C改變功率時，主燃區(qū)中為保持火焰溫度恒定所需流體流速大致與流進燃燒室的燃油速率成正比?？紤]到環(huán)境和運行條件的廣泛性，選擇無量綱燃油流量作為間接控制參數(shù)，建立了一個通過控制燃油流速來控制燃燒室內(nèi)火焰溫度的控制系統(tǒng)。這種空氣分配器可調(diào)整的可變幾何燃燒室在最大工作狀態(tài)下顯著降低了NOx的排放，在較小的工作狀態(tài)下可以減少CO和未燃碳?xì)浠衔铮║HC）的排放，并且燃燒室的燃燒效率和穩(wěn)定性可以在低運行條件下得到改善。

由于發(fā)動機工作環(huán)境復(fù)雜、工作范圍廣泛，所以氣流分配器有時可能必須移動到極限位置來滿足控制目標(biāo)，但這可能導(dǎo)致燃燒室內(nèi)流場的嚴(yán)重變形，并導(dǎo)致大的壓力損失，還可能導(dǎo)致冷卻空氣的量遠(yuǎn)離其設(shè)計值，從而大大減少發(fā)動機燃燒室的工作壽命。因此，在試驗中采用了圓周燃料分級的辦法，以減少氣流分配器的移動范圍。

可變幾何旋流器

燃燒室頭部的旋流器是航空發(fā)動機燃燒室內(nèi)的一個非常重要的部件，又叫渦流器，其工作性能會直接影響燃燒室的性能。在進入燃燒室的空氣中，大約5%～10%的空氣從旋流器進入火焰筒，由于旋流器的作用在燃燒室內(nèi)形成一個穩(wěn)定的回流區(qū)，實現(xiàn)了火焰穩(wěn)定和放熱速度的提高，從而使旋流器成為控制火焰的一種手段[7]。實現(xiàn)燃料、空氣混合物的均勻性以及減少NOx排放的關(guān)鍵取決于主流量結(jié)構(gòu)的旋流流場和燃油分布的匹配。

1 葉片角度可變的雙級軸向旋流器

Eldrainy等[8]提出了一種可用于燃?xì)廨啓C燃燒室和工業(yè)燃燒室的具有可變幾何的新型旋流器，其設(shè)計了一個可以改變旋流器葉片角度的裝置來控制葉片角度，并使用大渦模擬（LES）探索研究了旋流器下游的流體動力學(xué)。試驗結(jié)果表明新的旋流器產(chǎn)生了旋流火焰穩(wěn)定所必須的中心再循環(huán)區(qū)域和Rankine渦結(jié)構(gòu)。文獻中引入了可變幾何多級軸向旋流器，其能夠通過圖5所示的新機構(gòu)產(chǎn)生同向和反向流。旋流器為雙級軸向旋流器，其中第一級旋流器的葉片是固定不動的，是具有8個角度為45°的平板葉片；第二級旋流器的葉片的角度是可以改變的。為了使第二級旋流器葉片角度旋轉(zhuǎn)，葉片安裝在八邊形截面通道內(nèi)，使得葉片端部的外表面和內(nèi)表面的接觸無縫隙，通過這種裝置可以實現(xiàn)同向旋轉(zhuǎn)和反向旋轉(zhuǎn)的噴射流。

旋轉(zhuǎn)機構(gòu)用于改變旋流器葉片的角度，它由兩個步進電機組成，一個控制著奇數(shù)編號的葉片旋轉(zhuǎn)，另一個控制著偶數(shù)葉片。該機構(gòu)可以確保所有葉片都沿相同方向旋轉(zhuǎn)，上端電機驅(qū)動奇數(shù)葉片的旋轉(zhuǎn)，偶數(shù)葉片與上端電機無關(guān)，由下端電機驅(qū)動。圖5展示了葉片旋轉(zhuǎn)的機理。

圖3 控制方案AFig.3 Control scheme A

圖4 控制方案BFig. 4 Control scheme B

圖5 可變幾何旋流器葉片的轉(zhuǎn)動機理Fig.5 Rotation mechanism of variable geometry cyclone blades

該旋流燃燒試驗的結(jié)果表明，經(jīng)過旋流器進入的空氣與燃料充分混合是實現(xiàn)低NOx排放的有效方式。Gupta等[9-10]運用可變幾何旋流器來控制燃燒室頭部區(qū)域的初始燃料-空氣混合和火焰的結(jié)構(gòu)，表明通過旋流器配置和操作參數(shù)的小變化可以獲得NOx排放水平的顯著變化。一個具有預(yù)混火焰的旋流燃燒室的溫度場表明，與反向旋流相比，同向旋流燃燒的火焰具有寬而長的低溫波動區(qū)域。對于預(yù)混燃燒而言，雖然反向旋流器會產(chǎn)生較強的剪切層從而形成強烈的湍流場，但反向旋流產(chǎn)生更加緊湊的火焰、更低的溫度場和更少的NOx的排放。

2 可伸縮多同心環(huán)可變幾何燃燒室

文獻[11]提出了可伸縮多同心環(huán)燃燒室形式的可變幾何旋流燃燒室（VGC），其利用的原理是：在湍流條件下，可以通過匹配反應(yīng)物濃度的方式來控制體積放熱速率，使得高燃料濃度區(qū)域與流動中的大剪切應(yīng)力區(qū)域重疊。

圖6為研究中使用的VGC的示意圖，其結(jié)構(gòu)是具有擴散火焰裝置的5個同心環(huán)可變幾何旋流燃燒室。

圖6 可伸縮多同心環(huán)可變幾何旋流燃燒室示意圖Fig.6 Schematic diagram of a scalable multi-concentric ring variable geometry swirl chamber

該可變幾何旋流燃燒室的5個同心環(huán)可伸縮，在給出的結(jié)果中，可以通過同心環(huán)1（最內(nèi)側(cè)）和（或）同心環(huán)3噴射燃料。該試驗中使用的是商用天然氣，通過同心環(huán)1引入，并通過使用不同形式的燃油噴嘴噴射到燃燒器中。氣體燃料的噴射角度沿流體流動的方向從0°遞增變化到 45°、60°、90°，通過所需角度的噴嘴安裝在同心環(huán)1的出口。并使用氣體流量計監(jiān)測通過每個同心環(huán)的流速，每個同心環(huán)的旋流角度的控制范圍為 0°～75°，從而通過同時旋轉(zhuǎn)每個環(huán)中的旋流葉片來實現(xiàn)同向和反向旋轉(zhuǎn)布置。因此可以通過改變渦流的靈活性提供了改變?nèi)紵抑袦u流的徑向分布能力。同時為了從給定的幾何平面獲得排放水平的測量數(shù)據(jù)，最外環(huán)與燃燒室出口的延伸部分連在一起。

文獻[11]中試驗結(jié)果表明燃燒室?guī)缀涡螤睢u流強度、燃油噴射器等幾何形狀和輸入?yún)?shù)對油氣混合、燃燒過程以及污染物的排放有著顯著影響。這種新設(shè)計的主要優(yōu)點是由渦流產(chǎn)生的離心力將高溫燃燒氣體朝著燃燒室中心移動，形成一個穩(wěn)定的回流區(qū)，這樣可以實現(xiàn)更好的油氣混合、更高的燃燒效率、低排放水平以及燃燒室較低的壓降。特別是流動狀態(tài)和燃燒室的幾何形狀，產(chǎn)生了非常低的NOx的排放水平。結(jié)果表明，使用該可變幾何燃燒室在所有飛行狀態(tài)下可以達(dá)到非常低的NOx排放水平以及高的燃燒效率。所以該裝置在燃?xì)鉁u輪中的應(yīng)用具有非常大的潛力。

可變幾何摻混孔

燃燒室出口是渦輪的入口，燃燒室出口的溫度分布對渦輪有著很大的影響，也是燃燒室重要的性能指標(biāo)之一[12]。同時，摻混區(qū)對燃燒室出口溫度的分布有著極大的影響，若摻混區(qū)設(shè)計不當(dāng)，可能會導(dǎo)致高溫，導(dǎo)致渦輪葉片穩(wěn)步分布不合理，影響發(fā)動機正常工作，甚至降低發(fā)動機壽命。

文獻[13]研究的對象是微型燃?xì)廨啓CGTM-120，主要用作無人機的推進系統(tǒng)。其提出的可變幾何燃燒室是GTM-120燃燒室的改型?？勺儙缀稳紵业南敕ㄊ腔诟淖儞交炜椎倪M氣量來實現(xiàn)的。在該燃燒室后段的第一排摻混孔上安裝一個可以旋轉(zhuǎn)的套環(huán)，套環(huán)上有和摻混孔一樣的開孔（見圖7）。該套環(huán)可以圍繞發(fā)動機軸線旋轉(zhuǎn)，可以覆蓋摻混孔面積的一部分，從而減少供應(yīng)到摻混區(qū)的空氣量。該套環(huán)最大允許5.5°的旋轉(zhuǎn)角度，這樣可以覆蓋掉高達(dá)86%的摻混孔面積。

圖7 可變幾何摻混孔示意圖Fig.7 Schematic diagram of variable geometry dilution holes

理論研究結(jié)果與試驗結(jié)果吻合良好。新型燃燒室與標(biāo)準(zhǔn)幾何的燃燒室相比，可變幾何燃燒室NOx的排放減少了40%以上，CO排放量減少50%。兩者在性能和減排方面都顯示出可變幾何燃燒室的顯著優(yōu)點。

可變幾何火焰穩(wěn)定器

目前，國內(nèi)關(guān)于可變幾何燃燒室的研究還不是很多，其中的一項是柳楊等[14-15]研究的可變幾何火焰穩(wěn)定器。

V型火焰穩(wěn)定器是基于鈍體穩(wěn)焰原理，高速氣體通過火焰穩(wěn)定器后形成低速回流區(qū)用以穩(wěn)定火焰，但與此同時也帶來了比較大的流動損失。在衡量兩者之間的得失方面，國內(nèi)外進行了大量的研究。

基于某型航空發(fā)動機加力燃燒室的V型火焰穩(wěn)定器，設(shè)計了可變幾何火焰穩(wěn)定器，并對新型的火焰穩(wěn)定器進行了數(shù)值模擬，在二元燃燒試驗臺上研究了該火焰穩(wěn)定器在不同工況下的燃燒效率、出口溫度分布和火焰穩(wěn)定幾何形狀之間的關(guān)系。該可變幾何火焰穩(wěn)定器的結(jié)構(gòu)（見圖8）由傳動機構(gòu)、安裝座、噴油桿、整流罩和可活動的葉片5部分組成，火焰穩(wěn)定器的葉片可繞O1和O2軸轉(zhuǎn)動，其葉片尾端之間距離在4～48mm的范圍內(nèi)變化。此外還對可變幾何穩(wěn)定器的控制系統(tǒng)進行了程序化設(shè)計，通過軟件將葉片要轉(zhuǎn)動的角度準(zhǔn)確傳達(dá)給步進電機，從而實現(xiàn)活動葉片的精確控制。其控制原理如圖9所示。

圖8 可變幾何火焰穩(wěn)定器機構(gòu)及其變化原理Fig.8 Mechanism and principle of variable geometric flame-holder

圖9 可變幾何火焰穩(wěn)定器控制原理圖Fig.9 Schematic diagram of variable geometric flame-holder control

結(jié)論

可變幾何燃燒室目前還處于研發(fā)階段，還存在許多問題有待解決：（1）由于燃燒室內(nèi)或者靠近燃燒室的結(jié)構(gòu)所處的溫度高，可變幾何結(jié)構(gòu)容易發(fā)生變形、燒蝕等問題，從而影響發(fā)動機的飛行性能；（2）燃燒室內(nèi)流場分布復(fù)雜，且燃燒室內(nèi)還要進行燃料燃燒反應(yīng)，使燃燒室內(nèi)的流場變得更加難以預(yù)測，要想通過可變幾何結(jié)構(gòu)精確地控制燃燒室的流場分布也變得更加困難，需要通過大量的數(shù)值模擬和試驗去驗證這種結(jié)構(gòu)的可靠性、實用性等；（3）可變幾何燃燒室涉及的學(xué)科多，且機械結(jié)構(gòu)復(fù)雜，引入可變幾何結(jié)構(gòu)肯定會引入更加復(fù)雜的機械以及控制問題，實施起來技術(shù)要求高、難度大。所以可變幾何燃燒室要應(yīng)用在工程上還需要經(jīng)歷相當(dāng)長的一段時間。

雖然目前可變幾何燃燒室的技術(shù)尚未應(yīng)用到航空發(fā)動機中，但可變幾何燃燒室具有巨大的發(fā)展前景，特別是對于航空發(fā)動機整體性能的進一步提升、污染物排放量的進一步減少和高空熄火后重新點火都具有重大意義。

[1]夏卿, 左洪福, 楊軍利. 中國民航機場飛機起飛著陸(LTO)循環(huán)排放量估算[J].環(huán)境科學(xué)學(xué)報, 2008, 28(7): 1469-1474.

XIA Qing, ZUO Hongfu, YANG Junli.Evaluation of LTO cycle emissions from aircraft in china’s civil aviation airports[J]. Acta Scientiae Circumstantiae, 2008, 28(7): 1469-1474.

[2]WULFF A, HOURMOUZIADIS J. Technology review of aeroengine pollutant emissions[J]. Aerospace Science & Technology,1997, 8(1): 557-572.

[3]LEFEBVRE A H, BALLAL D R.Gas turbine combustion: alternative fuels and emissions[J]. Journal of Engineering for Gas Turbines & Power, 2010, 132(11): 77.

[4]SCHULTZ D F. Ground idle performance improvement of a double-annular combustor by using simulated variable combustor geometry: NASA TM X-3176[R]. Cleveland:National Aeronautics and Space Administration,1975.

[5]LI Y G, HALES R L. Steady and dynamic performance and emissions of a variable geometry combustor in a gas turbine engine[C].ASME Turbo Expo 2002: Power for Land, Sea and Air. American Society of Mechanical Engineers,2002: 527-535.

[6]GüLDER O L. Flame temperature estimation of conventional and future jet fuels[J].Journal of Engineering for Gas Turbines & Power,1986, 108(2): 376-380.

[7]Beér J M, 許慧己. 燃燒空氣動力學(xué)[M]. 北京：科學(xué)出版社,1980.

Beér J M, XU Huiji. Combustion aerodynamics[M]. Beijing: Science Press, 1979.

[8]ELDRAINY Y A, SAQR K M, ALY H S, et al. Large eddy simulation and preliminary modeling of the flow downstream a variable geometry swirler for gas turbine combustors[J].International Communications in Heat & Mass Transfer, 2011, 38(8): 1104-1109.

[9]GUPTA A K, LILLEY D G, SYRED N.Swirl flows[M]. Tunbridge Wells: Abacus Press,1984.

[10]GUPTA A K, LEWIS M J, DAURER M. Swirl effects on combustion characteristics of premixed flames[J]. Journal of Engineering for Gas Turbines & Power, 2001, 123(3): 619.

[11]GUPTA A K, CHOMIAK J,MARCHIONNA N, et al. Burner geometry effects on combustion and NO(x) emission characteristics using a variable geometry swirl combustor[J].Journal of Propulsion & Power, 1989, 7(4): 473-480.

[12]彭澤琰, 劉剛, 桂幸民,等.航空燃?xì)廨啓C原理[M]. 北京:國防工業(yè)出版社,2008.

PENG Zeyan, LIU Gang, GUI Xingmin, et al. Principle of aviation gas turbine[M]. Beijing:National Defense Industry Press, 2008.

[13]CHMIELEWSKI M, GIERAS M.Impact of variable geometry combustor on performance and emissions from miniature gas turbine engine[J]. Journal of the Energy Institute,2016, 90 (2): 257-264.

[14]柳楊, 金捷, 王慧汝, 等.新型變幾何火焰穩(wěn)定器燃燒特性試驗[J]. 航空動力學(xué)報, 2012, 27(10): 2214-2221.

LIU Yang, JIN Jie, WANG Huiru, et al.Experiment on combustion characteristics of novel variable geometry flame-holder[J]. Journal of Aerospace Power, 2012, 27(10): 2214-2221.

[15]LIU Y, JIN J, WANG, H R, et al.Experiment of drag characteristics of a novel variable geometry flame-holder[J]. Journal of Aerospace Power, 2011, 26(11): 2485-2494.