低污染燃燒室點(diǎn)火熄火特性試驗(yàn)研究

徐 麗，孫麗艷(.沈陽(yáng)理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，沈陽(yáng) 0034；.沈陽(yáng)黎明航空發(fā)動(dòng)機(jī)集團(tuán)有限責(zé)任公司 燃機(jī)產(chǎn)品制造部，沈陽(yáng) 005))

燃?xì)廨啓C(jī)的發(fā)展正朝著高溫、高效、低污染的方向發(fā)展。在日益嚴(yán)格的排放標(biāo)準(zhǔn)要求下，燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室設(shè)計(jì)重心正在轉(zhuǎn)向全工況下如何降低氮化物(NOx)、一氧化碳(CO)和未燃碳?xì)浠衔?UHC)等燃燒產(chǎn)物[1-4]。其中氮氧化物是污染控制的主要產(chǎn)物，根據(jù)澤爾多維奇理論，燃燒溫度超過(guò)1900K，熱力型NOx 生成將急劇增加。據(jù)此原理，燃燒室設(shè)計(jì)思路集中在保證充分、穩(wěn)定燃燒的基礎(chǔ)上如何降低燃燒區(qū)溫度。自20世紀(jì)70年代起，美國(guó)GE、P&W等公司發(fā)展了分級(jí)燃燒室、貧油預(yù)混預(yù)蒸發(fā)燃燒室及變幾何燃燒室等[5]，英國(guó)的RR公司和德國(guó)寶馬公司也發(fā)展了相應(yīng)的貧燃燃燒室[6]。到80 年代初，P&W公司又發(fā)展了富油燃燒/淬熄/貧油燃燒室[7]。90年代雙環(huán)預(yù)混旋流(Twins Annular Premixing Swirler，TAPS)燃燒室在GE 公司得到應(yīng)用。目前在CFM56-7、GE90和GEnx發(fā)動(dòng)機(jī)上都取得了良好的效果，其NOx、碳煙、UHC和CO 的排放只有CAEP標(biāo)準(zhǔn)的45%、10%、5%和30%，是一種前景廣闊的低污染燃燒技術(shù)[8-12]。三旋流貧預(yù)混設(shè)計(jì)通過(guò)燃燒室頭部3個(gè)旋流器既實(shí)現(xiàn)了高燃油霧化質(zhì)量，又實(shí)現(xiàn)油氣的均勻混合，配合合理供氣可以實(shí)現(xiàn)主燃區(qū)預(yù)混、貧油燃燒，進(jìn)而降低燃燒區(qū)溫度，達(dá)到控制NOx含量的目的。在此領(lǐng)域，中國(guó)工程熱物理研究所、北京航空航天大學(xué)、南京航空航天大學(xué)等單位都進(jìn)行了較深入的研究，并進(jìn)行了相關(guān)的試驗(yàn)研究，初步證明了三旋流燃燒室在控制污染排放方面的優(yōu)勢(shì)[13-16]。

而貧油預(yù)混燃燒的缺點(diǎn)在于點(diǎn)火較困難，點(diǎn)火油氣比高，貧油熄火油氣比大，穩(wěn)定工作區(qū)間窄。因此，貧油預(yù)混燃燒室的設(shè)計(jì)關(guān)鍵點(diǎn)也在于頭部，即頭部進(jìn)氣量設(shè)計(jì)、旋流角設(shè)計(jì)及燃油供給方式設(shè)計(jì)[17-18]。

本文以三旋流預(yù)混燃燒室為研究對(duì)象，重點(diǎn)研究各級(jí)旋流器旋流角組合對(duì)燃燒室點(diǎn)火、熄火特性的影響，優(yōu)選性能良好的旋流角組合，為三旋流燃燒室設(shè)計(jì)提供參考(試驗(yàn)中以0號(hào)柴油為燃料)。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)及試驗(yàn)件

1.1 試驗(yàn)系統(tǒng)

本文試驗(yàn)系統(tǒng)簡(jiǎn)圖如圖1所示。

試驗(yàn)系統(tǒng)包括供氣系統(tǒng)、供油系統(tǒng)、加溫系統(tǒng)、點(diǎn)火系統(tǒng)及測(cè)試系統(tǒng)。供氣系統(tǒng)由兩臺(tái)螺桿壓縮機(jī)及300立方、1MPa壓力容器組成，可提供穩(wěn)定供氣，經(jīng)電加溫器加熱到最高850K供入燃燒室入口。供油系統(tǒng)由變頻控制葉片泵，經(jīng)燃油噴嘴供入燃燒室；點(diǎn)火系統(tǒng)采用航空發(fā)動(dòng)機(jī)專用高能點(diǎn)火器DHZ22，點(diǎn)火能量2～3J。測(cè)試系統(tǒng)包括：供油量采用渦輪流量計(jì)，誤差≯0.5%，供氣量采用孔板流量計(jì)，誤差≯1%，燃燒室進(jìn)口溫度k型單點(diǎn)熱電偶，出口溫度采用雙鉑銠3點(diǎn)熱電偶耙，誤差≯1%。

圖1 燃燒試驗(yàn)系統(tǒng)

1.2 試驗(yàn)件

本文所研究的燃燒室區(qū)別于常規(guī)形式的大孔進(jìn)氣燃燒摻混，小孔氣膜冷卻的結(jié)構(gòu)。采用頭部三旋流結(jié)構(gòu)，不設(shè)大孔，燃燒及摻混用氣均由頭部進(jìn)入，火焰筒筒身布滿直徑0.8 mm斜向發(fā)散冷卻槽，相比于傳統(tǒng)環(huán)帶氣膜孔冷卻，可減少40%冷卻氣量，很好緩解了高溫升燃燒室中冷卻用氣量與燃燒用氣量之間的矛盾。頭部結(jié)構(gòu)示意圖如圖2所示。

三旋流結(jié)構(gòu)具體為：內(nèi)旋流器為軸向旋流器，3個(gè)葉片與中心噴嘴(值班路)加工為一體；中旋流器為文氏管內(nèi)軸向旋流器，與內(nèi)旋流器同向；外旋流器為徑向旋流器。其中內(nèi)、中旋流器主要針對(duì)值班級(jí)點(diǎn)火及小工況。值班級(jí)由直射噴嘴、兩級(jí)軸向旋流器、文氏管、套筒組成。值班級(jí)噴嘴為頭部錐面上周向均布的3個(gè)直徑為Φ=0.4 mm的噴孔組成，且與錐面成90°角，噴出的燃油在文氏管表面形成油膜，在內(nèi)旋流器和中旋流器剪切作用下實(shí)現(xiàn)良好的燃油霧化，在中旋流器出口形成擴(kuò)散燃燒，保證了穩(wěn)定點(diǎn)火源；外旋流器針對(duì)大工況狀態(tài)，由24個(gè)葉片組成的徑向旋流器，燃油噴嘴為徑向噴射的直射噴嘴。三旋流及火焰筒結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖3所示。

圖2 頭部結(jié)構(gòu)示意圖

圖3 試驗(yàn)件

本文研究了8種不同角度旋流器組合，內(nèi)旋流器30°、35°,中旋流器35°、45°，外旋流器45°、55°，副油路噴嘴噴射角度90°。其中，內(nèi)中旋流器同向，順進(jìn)氣方向順時(shí)針，外旋流器順進(jìn)氣方向逆時(shí)針，具體組合見(jiàn)表1所示。

表1 旋流器組合

2 試驗(yàn)及結(jié)果分析

2.1 點(diǎn)火試驗(yàn)

燃燒室的點(diǎn)火過(guò)程取決于點(diǎn)火器的火花能量、火花時(shí)間長(zhǎng)短、紊流度、壓力、火花附近區(qū)域的空氣流速及空氣和燃油蒸汽的混合比[19]。其中火花附近的空氣和燃料蒸汽的混合比非常重要。如果這個(gè)混合比超過(guò)或達(dá)不到著火范圍，即便很大的點(diǎn)火能量也無(wú)法成功點(diǎn)火。

試驗(yàn)狀態(tài)為空氣總溫為300K，空氣總壓為0.11 MPa下不同進(jìn)口空氣量，燃料為0號(hào)柴油，試驗(yàn)狀態(tài)見(jiàn)表2所示。

表2 點(diǎn)火試驗(yàn)狀態(tài)

試驗(yàn)過(guò)程要求：

(1)燃燒室出口安裝渦輪噴嘴環(huán)模擬件，以保證真實(shí)工作狀態(tài)；

(2)每次點(diǎn)火前都應(yīng)冷吹試驗(yàn)系統(tǒng)，不低于30s，以保證燃燒室處于冷啟動(dòng)狀態(tài)。

(3)采用先供油后點(diǎn)火試驗(yàn)程序，通過(guò)逐步減少油量得到貧油點(diǎn)火邊界。

(4)點(diǎn)火時(shí)間為5 s，點(diǎn)燃后火焰穩(wěn)定時(shí)間20s 以上。著火判別標(biāo)準(zhǔn)為燃燒室溫升超過(guò)80℃，同時(shí)借助燃燒室觀察窗,試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)圖4。

圖4 點(diǎn)火油氣比

試驗(yàn)結(jié)果表明：在內(nèi)、中旋流角同為35°時(shí)，外旋流角無(wú)論45°、55°均無(wú)法點(diǎn)火，說(shuō)明內(nèi)、中旋流角35°時(shí)無(wú)法達(dá)到適合的點(diǎn)火油氣混合比。內(nèi)中旋流器同為35°，此時(shí)內(nèi)中旋流數(shù)接近，兩股氣流剪切摻混性較弱，燃油霧化質(zhì)量變差，進(jìn)而影響到點(diǎn)火油氣比。同時(shí)可以看出內(nèi)中旋流器對(duì)點(diǎn)火起關(guān)鍵作用，外旋流角不決定點(diǎn)火是否成功，但會(huì)影響點(diǎn)火性能，匹配不合適將極大減小點(diǎn)火極限。

由圖4可以看出，各種成功點(diǎn)火旋流角度組合下，貧油點(diǎn)火油氣比處于0.052 36～0.089 59之間。隨進(jìn)口空氣量的增加點(diǎn)火油氣比迅速減小，至空氣量0.102 5 kg/s后略有提升。主要是由于氣量的增加，利于燃油霧化摻混，降低點(diǎn)火能，進(jìn)而有利于點(diǎn)火燃燒。對(duì)應(yīng)常規(guī)非預(yù)混燃燒室貧油點(diǎn)火油氣比可以達(dá)到0.035甚至更低，說(shuō)明預(yù)混燃燒點(diǎn)火極限較窄，不易點(diǎn)火。

各工況下點(diǎn)火性能最好的組合為4號(hào)組合，即內(nèi)中外旋流角依次增加10°。

針對(duì)點(diǎn)火性能最好的4號(hào)組合，進(jìn)行了不同進(jìn)氣溫度下點(diǎn)火特性試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)圖5所示。

由圖5可以看出，隨進(jìn)口溫度的增加，各工況下點(diǎn)火油氣比均有降低趨勢(shì)。一是因?yàn)榧訙亟档土酥鹚枘芰浚怯捎诩訙亟档土巳加驼扯?，提高了霧化質(zhì)量，利于點(diǎn)火。因此常溫得到的點(diǎn)火邊界是偏保守的。

圖5 不同溫度下點(diǎn)火性能

2.2 熄火試驗(yàn)

熄火試驗(yàn)是考查燃燒室的工作穩(wěn)定性重要指標(biāo)。通常是在燃燒室進(jìn)口壓力一定，溫度一定下改變空氣量或供油量進(jìn)行熄火試驗(yàn)，從而得到進(jìn)口速度與油氣比之間的熄火邊界。熄火邊界通常包括貧富、油熄火邊界，即保持燃燒室進(jìn)口壓力一定，改變油氣比，直至熄火。由于富油試驗(yàn)有安全性和燒壞火焰筒問(wèn)題，而且貧油熄火邊界比富油更重要，因而常常著重做貧油熄火試驗(yàn)[20]。

本文采用進(jìn)口總壓不變，改變進(jìn)氣流量，逐步減油直至熄火的方法獲得貧油熄火邊界。試驗(yàn)中進(jìn)氣溫度由電加溫器加熱至512K(設(shè)計(jì)工況燃燒室進(jìn)口溫度)，空氣總壓為0.252 MPa,貧油熄火邊界試驗(yàn)工況見(jiàn)表3所示。不同旋流組合下各狀態(tài)熄火油氣比見(jiàn)圖6所示。

表3 貧油熄火試驗(yàn)狀態(tài)

由圖6可以看出，在總壓一定的情況下，熄火油氣比隨空氣流量增加而減小并逐漸趨緩。分析原因：隨著空氣流量的增加氣動(dòng)力增強(qiáng)，燃油霧化粒度減小，利于保持燃燒，熄火油氣比減??；進(jìn)氣量增加到一定程度，燃油霧化粒度趨于穩(wěn)定，此時(shí)熄火油氣比也趨于穩(wěn)定,其中空氣流量0.25 kg/s對(duì)應(yīng)設(shè)計(jì)狀態(tài)。各旋流組合中，4號(hào)旋流組合具有較好的熄火性能，即貧油熄火極限最低，熄火油氣比0.006 7～0.004 78，而6號(hào)、2號(hào)組合相對(duì)較差，達(dá)到了0.007 99～0.005 19。說(shuō)明火焰筒三旋流結(jié)構(gòu)中，內(nèi)中外旋流器應(yīng)保持較大的旋流角差值，相同旋流角不利于降低熄火油氣比。常規(guī)非預(yù)混燃燒室熄火油氣比可以達(dá)到0.005以內(nèi)，反映預(yù)混燃燒貧油熄火極限較高。對(duì)比圖4可以發(fā)現(xiàn)，點(diǎn)火極限與熄火極限有一定相關(guān)性，即點(diǎn)火油氣比較低的組合熄火油氣比也較低，這對(duì)設(shè)計(jì)選用有利。

圖6 熄火油氣比

3 結(jié)論

本文應(yīng)用燃燒試驗(yàn)臺(tái)對(duì)8種旋流組合的三旋流預(yù)混低污染燃燒室進(jìn)行了點(diǎn)火熄火試驗(yàn)研究，得到以下主要結(jié)論：

(1)三旋流貧預(yù)混燃燒室貧油點(diǎn)火油氣比最低為0.052 36，高于非預(yù)混燃燒室的0.035標(biāo)準(zhǔn)。熄火油氣比最低為0.004 78，大部分高于非預(yù)混燃燒室0.005的標(biāo)準(zhǔn)；

(2)三旋流中，內(nèi)旋流、中旋流角度組合決定了點(diǎn)火成功與否，而外旋流對(duì)點(diǎn)火、熄火極限有影響；

(3)三旋流中，采用內(nèi)、中、外旋流角依次增加10度的組合方式有較好的點(diǎn)火、熄火性能。本文中內(nèi)中外旋流角依次為35°、45°、55°，各工況下均具有最低的點(diǎn)火、熄火油氣比。

參考文獻(xiàn)(References)：

[1] ZOU BOWEN，XU QUANHONG，CAO WENYU，et al.Lean blowout mechanism of coupled recirculation zone in concentric staged combustor[J].Journal of Aerospace Power，2013，28(8):1759-1763.

[2] MICHAEL J FOUST，DOUG THOMSEN.Development of the GE aviation low emission TAPS combustor for next generation aircraft engines[R].AIAA 2012-0936.

[3] LAZIK W，DOERR T，BAKE S，et al.Development of lean-burn low-NOx combustion technology at rolls-royce deutschland[R].ASME-2008-GT-51115.

[4] 張寶誠(chéng).航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)和測(cè)試技術(shù)[M].北京，北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[5] V.KHANNA.Near-zero NOx gas turbine combustion,Solar turbine Inc,Proceedings of the 2nd Distributed Energy PeerReview,Washington D.C.,USA,Dec.2-4,2003

[6] 趙堅(jiān)行.民用發(fā)動(dòng)機(jī)污染排放及低污染燃燒技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2008，23(6):986-996.

[7] 劉靜，肇俊武.國(guó)外民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)低污染燃燒室的發(fā)展[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2012，38(4)：11-16.

[8] LEW L H，CARL D R,DEZVBAY E A.Low NOx heavy fuel combustor concept program phase I:combustion technology generation[R].NASA-CR-165482,1981.

[9] 付鎮(zhèn)柏,林宇震,傅奇慧,等.不同臺(tái)階高度對(duì)中心分級(jí)燃燒室點(diǎn)火熄火性能的影響[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2014,29(5):1062-1070.

[10]付鎮(zhèn)柏,林宇震,張弛,等.中心分級(jí)燃燒室進(jìn)場(chǎng)工況燃油分級(jí)方式試驗(yàn)研究[J].推進(jìn)技術(shù),2014,1(1):77-86.

[11]程明,尚守堂,劉殿春，等.燃油分級(jí)比例對(duì)TAPS燃燒室性能的影響[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī),2012,38(4):6-10.

[12]EGGLES R L G,BROWN C T.Comparison of numericl and experimental results of a premixed DLE gas turbine combustor[C]//ASME Paper,2001-GT-65,2001.

[13]付鎮(zhèn)柏,林宇震,傅奇慧,等.不同臺(tái)階高度對(duì)中心分級(jí)燃燒室點(diǎn)火熄火性能的影響[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2014,29(5):1062-1070.

[14]金如山.航空燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室[M].北京：宇航出版社，1988.

[15]DINESH K K J R,JENKINS K W,SAVILL A M,et al.Swirl effects on external intermittency in turbulent jets[J].International Journal of Heat & Fluid Flow,2012,33(1):193-206.

[16]N.D.JOSHI,M.J.EPSTEIN,S.DURLAK,et al.Development of a fuel-air premixer for aero-derivative dry low emission combustors[C]//ASME 1994 Intermational Gas Turbine and Aeroengine Congress and Exposition,1994.

[17]黃行良,朱志劼,葉文.燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室預(yù)混結(jié)構(gòu)性能的數(shù)值研究[J].動(dòng)力工程學(xué)報(bào)，2016,36(9):697-703

[18]許全宏，林宇震，劉高恩，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫升燃燒室貧油熄火及冒煙性能研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2005，20(4)：636-640

[19]TONGXUN YI,EPHRAIM GUTMARK.Lean blowout features and control in a swirl-stabilized,partially premixed gas turbine combustor[R].44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit,2006,10.2514/6.2006-959

[20]HUKAM MONGIA.Engineering aspects of complex gas turbine combustion mixers part III:30 OPR[R].9th Annual International Energy Conversion Engineering Conference,2011.