中心分級貧油直噴(LDI)燃燒室流動(dòng)及污染排放特性研究

于涵, 索建秦, 朱鵬飛, 鄭龍席

(西北工業(yè)大學(xué) 動(dòng)力與能源學(xué)院, 陜西 西安 710072)

隨著國際社會對環(huán)境污染問題的關(guān)注度越來越高,國際民航組織(ICAO)對民用飛機(jī)污染物排放的要求日益嚴(yán)格,先后制定并頒布了CAEP1,CAEP2,CAEP4,CAEP6和CAEP8等污染物排放規(guī)定[1],對一氧化碳(CO)、未燃碳?xì)?UHC)、氮氧化物(NOx)和冒煙的生成量制定了嚴(yán)格的排放要求,尤其是對NOx的排放限制要求越來越嚴(yán)格。因此需要開展低污染技術(shù)研究。目前,低污染燃燒技術(shù)主要分為3個(gè)技術(shù)路線:富油燃燒-快速淬熄-貧油燃燒(rich-burn quick-quench lean-burn,RQL)[2],貧油預(yù)混預(yù)蒸發(fā)燃燒(lean premixed prevaporised,LPP)[3]和貧油直接噴射燃燒(lean direct injection,LDI)[4]。

RQL燃燒技術(shù)是目前應(yīng)用最廣泛的低污染燃燒技術(shù),但是在淬熄過程有可能產(chǎn)生接近化學(xué)恰當(dāng)比的反應(yīng)條件,從而生成大量NOx,這就導(dǎo)致在同樣條件下主燃區(qū)富油燃燒比貧油燃燒產(chǎn)生更多的NOx,因此RQL技術(shù)降低污染排放的潛力有限,很難滿足未來ICAO更嚴(yán)苛的排放標(biāo)準(zhǔn)。LPP和LDI技術(shù)的基本思想是在主燃區(qū)形成非常均勻的燃料-空氣混合物,然后在較貧的當(dāng)量比下進(jìn)行燃燒,以此降低燃燒區(qū)溫度,從而大幅減少由于熱力型機(jī)理生成的NOx。由于LPP技術(shù)存在自燃、回火和燃燒不穩(wěn)定性問題,而LDI技術(shù)采用直接混合燃燒,不存在自燃和回火問題,同時(shí)有效降低了燃燒不穩(wěn)定性發(fā)生的風(fēng)險(xiǎn),因此LDI技術(shù)是未來低污染燃燒室發(fā)展的重要方向。LDI技術(shù)的核心是旋流噴嘴模型結(jié)構(gòu),經(jīng)過旋流器的空氣既是燃燒空氣,也是助霧化和促進(jìn)油霧散布的空氣[5]。該結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵是實(shí)現(xiàn)燃油良好霧化以及油氣快速混合,在燃燒室頭部形成均勻偏貧的可燃混氣,從而降低燃燒區(qū)溫度來抑制氮氧化物的生成[6]。

國外針對LDI技術(shù)已經(jīng)開展了很多研究,Fu[6]采用激光多普勒測速(LDV)技術(shù)研究了不同葉片角度、雷諾數(shù)和約束比對LDI燃燒室流場形態(tài)和燃燒性能的影響。Dewanji等[7-9]針對單點(diǎn)和九點(diǎn)LDI燃燒室采用非定常雷諾平均N-S方程(URANS)和大渦模擬(LES)方法研究冷態(tài)流場特征,分析了漩渦中心進(jìn)動(dòng)(PVC)和漩渦破碎泡(VBB)現(xiàn)象,建立了適用于LDI燃燒室的噴霧燃燒數(shù)值模擬方法并與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對比驗(yàn)證。Villalva[10]在常壓下同時(shí)觀測LDI燃燒室速度場和反應(yīng)區(qū),結(jié)果表明火焰穩(wěn)定在由混合段出口高速反應(yīng)流和低速回流區(qū)形成的剪切層內(nèi)。Patel等[11-12]采用LES方法研究LDI燃燒室內(nèi)部流場,研究發(fā)現(xiàn)熱態(tài)時(shí)旋流流動(dòng)形成的VBB變小,并且起到穩(wěn)定火焰的作用。Heath[13]采用雷諾平均N-S方程(RANS)方法結(jié)合簡化的航空煤油(Jet-A)反應(yīng)機(jī)理計(jì)算了LDI燃燒室的流場結(jié)構(gòu)和燃燒性能,揭示了旋流器間距、葉片角度和文氏管收縮角度對流動(dòng)和污染物產(chǎn)生的影響規(guī)律。隨后在文獻(xiàn)[14]中提出了全環(huán)LDI燃燒室方案,針對1/12全環(huán)模型研究了整個(gè)起降循環(huán)內(nèi)燃燒性能和污染物排放。

國內(nèi)吳垚锃等[15]研究了不同旋流數(shù)、文氏管間距、擴(kuò)壓器與頭部間距等參數(shù)對多點(diǎn)噴射燃燒室冷態(tài)流場的影響規(guī)律。朱宇等[16]針對單個(gè)旋流噴嘴結(jié)構(gòu)采用數(shù)值方法研究了旋流數(shù)和擴(kuò)張比對回流區(qū)形態(tài)的影響規(guī)律,并且總結(jié)了回流區(qū)長度的經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式。

目前,國內(nèi)外基于LDI概念提出的燃燒室方案多采用陣列式噴嘴的結(jié)構(gòu),每個(gè)單元由帶有文氏管的旋流器和噴嘴構(gòu)成,不同的設(shè)計(jì)者只是改變了不同的陣列方式,這種設(shè)計(jì)雖然單元結(jié)構(gòu)簡單,但是整體結(jié)構(gòu)龐大,燃油控制系統(tǒng)復(fù)雜,難以在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上實(shí)現(xiàn)應(yīng)用。本文提出中心分級貧油直噴燃燒室模型,研究了慢車和起飛工況下燃燒室冷態(tài)和熱態(tài)流動(dòng)特性,對比分析了主油噴射角度對燃燒反應(yīng)和污染物生成的影響。

1 物理模型及計(jì)算方法

1.1 物理模型

本文提出了中心分級貧油直噴低污染燃燒室頭部模型,如圖1所示。

圖1 中心分級貧油直噴燃燒室頭部結(jié)構(gòu)示意圖

將頭部分為主模(main module)和副模(pilot module),分別對應(yīng)主模燃燒區(qū)和副模燃燒區(qū)。副模由副模旋流器、單油路離心噴嘴和收斂出口組成,主模由主模旋流器、同軸順流空氣助霧化噴嘴和收斂出口組成,其中主模旋流角度為60°,副模旋流角度為32°,副油噴嘴霧化錐角β為90°。本文中建立了2種主油噴射角度燃燒室模型,主油角度α分別為15°和20°。

根據(jù)燃燒室技術(shù)成熟度的劃分,在開展新概念燃燒室燃燒組織和基本性能研究時(shí),應(yīng)當(dāng)采用單頭部燃燒室作為研究對象[17],因此本文建立了單頭部單管燃燒室模型,如圖2所示,包括燃燒室頭部、燃燒室進(jìn)口段、端壁法蘭、燃燒室機(jī)匣、火焰筒和燃燒室收斂段。

圖2 單頭部單管燃燒室模型

1.2 網(wǎng)格劃分

采用ICEM CFD軟件劃分流體域網(wǎng)格,由于燃燒室頭部結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜,因此采用四面體網(wǎng)格和六面體網(wǎng)格相結(jié)合的方法劃分網(wǎng)格,如圖3所示,通過對比不同網(wǎng)格數(shù)量時(shí)距離燃燒室頭部下游Z/D=0.4處(約為回流區(qū)中心)軸向速度沿徑向分布,當(dāng)速度分布隨著網(wǎng)格數(shù)量不再發(fā)生明顯變化時(shí),認(rèn)為網(wǎng)格達(dá)到無關(guān),最終確定總網(wǎng)格數(shù)量為586萬。

圖3 燃燒室網(wǎng)格劃分

1.3 計(jì)算模型

本文采用FLUENT軟件進(jìn)行數(shù)值模擬,其中質(zhì)量、動(dòng)量及能量的時(shí)均守恒控制方程采用有限體積的格式。湍流模型中雷諾平均法(RANS)通過求解時(shí)均化的N-S方程,將瞬態(tài)脈動(dòng)量時(shí)均化,該方法避免了直接求解N-S方程,而是求解時(shí)均化的雷諾方程,因此大大減小了計(jì)算成本,而且對工程實(shí)際可以取得較好的效果。文獻(xiàn)[18]針對GE提出的旋流杯模型,分別采用standardk-ε(sk-ε)、realizablek-ε(rk-ε)、renormalization groupk-ε(RNGk-ε)、shear stress transportk-ω(sstk-ω)和reynolds stress model(RSM)這5種常用的湍流模型進(jìn)行數(shù)值模擬,將計(jì)算結(jié)果與采用LDV得到的實(shí)驗(yàn)結(jié)果比較,結(jié)果表明skε模型的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果最接近,因此本文采用skε湍流模型。本文采用SIMPLEC求解方法,壓力求解采用standard格式,其余參數(shù)求解采用二階迎風(fēng)格式,采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù),燃燒模型采用概率密度函數(shù)(PDF)模型。

1.4 計(jì)算工況及邊界條件

本文計(jì)算工況分為慢車工況和起飛工況,燃燒室進(jìn)口參數(shù)如表1所示。在慢車工況時(shí),僅副模噴嘴供油燃燒,在起飛工況時(shí),主、副模噴嘴同時(shí)供油燃燒,主油和副油分配比例為75%和25%,主模燃油不分級。

表1 燃燒室進(jìn)口參數(shù)

邊界條件設(shè)置為質(zhì)量流量進(jìn)口和壓力出口,燃料為航空煤油(C12H23)。

1.5 數(shù)值模擬方法驗(yàn)證

本文以辛辛那提大學(xué)提出的LDI燃燒室模型作為數(shù)值模擬方法驗(yàn)證模型[6],文獻(xiàn)[6]中提出的單元旋流噴嘴模型采用貧油直接噴射低污染技術(shù),其空氣流動(dòng)和燃油噴射與本文提出的燃燒室副模較為類似,因此以該文獻(xiàn)中的模型來驗(yàn)證本文數(shù)值模擬方法有較強(qiáng)的說服力。選擇質(zhì)量流量進(jìn)口和壓力出口,進(jìn)口流量為0.007 kg/s,燃燒室壓力降為4%。

圖4所示是計(jì)算和實(shí)驗(yàn)得到的不同軸向位置軸向速度沿徑向的分布曲線。

圖4 軸向速度沿徑向分布的對比

圖中橫坐標(biāo)表示燃燒室內(nèi)無量綱徑向位置,縱坐標(biāo)表示軸向速度與參考速度的比值。從圖中可以看出,通過CFD計(jì)算和實(shí)驗(yàn)得到的速度沿徑向分布曲線趨勢一致,數(shù)值基本吻合,說明本文采用的網(wǎng)格和計(jì)算方法可以較準(zhǔn)確的得到燃燒室內(nèi)流場速度分布。

2 計(jì)算結(jié)果與討論

2.1 流量分配檢查

在燃燒室數(shù)值計(jì)算中,首先應(yīng)該查看各通道空氣流量分配是否與設(shè)計(jì)值一致,表2所示是主油噴射角度為15°的燃燒室模型在不同工況下通過計(jì)算得到的流量分配結(jié)果。

表2 燃燒室流量分配計(jì)算結(jié)果

從表中可以看出,空氣流量分配幾乎不隨著工況變化而變化,并且有無燃燒反應(yīng)對流量分配比例幾乎沒有影響,這與文獻(xiàn)[5]中的觀點(diǎn)一致。在有反應(yīng)流動(dòng)中,由于火焰筒內(nèi)部存在高溫區(qū)引起的熱阻效應(yīng),導(dǎo)致主副模空氣量較冷態(tài)時(shí)略微減小,環(huán)腔空氣相應(yīng)略有增加。通過數(shù)值計(jì)算得到的空氣分配比例與設(shè)計(jì)值相比基本一致,因此說明計(jì)算數(shù)據(jù)是有效可信的。

2.2 燃燒室冷態(tài)流場特性

圖5所示是冷態(tài)時(shí)慢車和起飛工況下燃燒室流線和軸向速度的疊加圖。

圖5 燃燒室冷態(tài)流線圖和軸向速度云圖

從圖中可以看出,副?？諝饬鹘?jīng)旋流器隨后從收斂出口高速流出,由于旋流流動(dòng)帶有較大的切向速度,使得流線在旋流器下游擴(kuò)張,在軸線方向形成逆壓梯度,從而導(dǎo)致氣體回流,形成駐定的中心回流區(qū),主?？諝忭樦亓鲄^(qū)外側(cè)流向下游。需要注意的是,本燃燒室頭部方案中副模旋流角度為32°,旋流數(shù)為0.435,按照經(jīng)典旋流強(qiáng)弱的劃分,此時(shí)流動(dòng)屬于中等強(qiáng)度旋流,不能在下游形成駐定的回流區(qū)[5],這似乎與本文計(jì)算結(jié)果不相符。這是因?yàn)樵诟蹦饬髦車髂Ｐ骺諝?主模旋流空氣雖然不直接形成回流,但是也具有較大的切向速度,主模氣流在離心力的作用下沿徑向往外擴(kuò)張,從而導(dǎo)致中心靜壓降低,有利于副模氣流沿徑向往外擴(kuò)張,使得中心氣流軸向速度沿軸線方向快速下降,進(jìn)而形成駐定的中心回流區(qū)。除過中心回流區(qū)外,流場中還存在位于主、副模氣流之間靠近頭部擋板的唇口回流區(qū)和位于火焰筒與端壁擋板圍成的角回流區(qū)。

2.3 燃燒室熱態(tài)流場特性

圖6所示是燃燒室熱態(tài)流線和溫度場疊加圖,可以看出,燃燒室冷態(tài)和熱態(tài)流場存在明顯差別,中心回流區(qū)明顯變寬變長,角回流區(qū)明顯變小,唇口回流區(qū)尺寸幾乎不變,慢車工況和起飛工況的流場形態(tài)基本相同。

圖6 燃燒室熱態(tài)流線圖和溫度云圖

從回流區(qū)形成的機(jī)理可以得到:回流區(qū)形成的關(guān)鍵在于建立軸向逆壓力梯度,逆壓力梯度越大,回流區(qū)越大。在冷態(tài)條件下,燃燒室內(nèi)部能夠形成較小的中心回流區(qū)。在熱態(tài)條件下,燃燒釋熱的加入導(dǎo)致氣體向徑向膨脹,從流動(dòng)連續(xù)性考慮,氣流徑向速度的增加會降低軸向速度,進(jìn)而促進(jìn)軸向逆壓梯度的建立,最終導(dǎo)致熱態(tài)下回流區(qū)尺寸和回流量明顯大于冷態(tài)。

下面定量分析冷態(tài)和熱態(tài)流場速度分布的差異,從圖5和6中可以看出,回流區(qū)截止位置下游的流動(dòng)較為平緩,不再有明顯的漩渦產(chǎn)生,所以應(yīng)該著重分析回流區(qū)截止位置上游的流場結(jié)構(gòu)。因此沿軸向選取了8個(gè)位置來分析軸向速度沿徑向的分布規(guī)律,如圖7所示,依次對應(yīng)Z/D=0.05,0.1,0.2,0.3,0.4,0.6,0.8和1.6,其中Z表示軸向絕對位置,D表示火焰筒內(nèi)徑。

圖8所示是不同軸向位置軸向速度沿徑向的分布曲線,橫坐標(biāo)是無量綱徑向位置,縱坐標(biāo)是軸向速度分量,圖中給出了慢車和起飛工況下冷態(tài)和熱態(tài)的速度分布曲線。

圖7 分析速度分布選取的軸向位置

圖8 不同軸向位置軸向速度沿徑向分布曲線

從圖中可以看出,熱態(tài)和冷態(tài)軸向速度分布存在明顯差異,但是工況變化對速度分布幾乎沒有影響。在距離頭部旋流器出口較近的位置(Z/D=0.05和Z/D=0.1),冷態(tài)和熱態(tài)速度分布曲線幾乎重合,這是因?yàn)樵撐恢梅磻?yīng)還未開始,空氣流動(dòng)還未受到燃燒釋熱的影響。此時(shí)軸向速度存在4個(gè)峰值,峰值對稱位于中心兩側(cè),外側(cè)的2個(gè)峰值對應(yīng)主模收斂出口的高速氣流,中心2個(gè)峰值對應(yīng)副模收斂出口的高速氣流。起飛工況熱態(tài)條件下在Y/R=0.4的徑向位置還存在一個(gè)速度峰值,這是由于該位置恰好對應(yīng)主油噴射的位置,噴出的燃油帶動(dòng)了周圍的空氣。冷態(tài)條件下,噴嘴出口存在較強(qiáng)的回流,在熱態(tài)條件下,由于副模燃油噴射使得該位置的回流基本消失。主副模出口之間形成了緊挨燃燒室頭部的唇口回流區(qū)。

從Z/D=0.1到Z/D=0.2的位置,唇口回流區(qū)逐漸消失,主副模氣流逐漸混合在一起,中心回流區(qū)明顯變寬,熱態(tài)下的軸向速度峰值向靠近壁面方向移動(dòng)。在Z/D=0.3的位置,唇口回流區(qū)完全消失,氣流受到燃燒釋熱的影響而發(fā)生膨脹,熱態(tài)下的軸向速度峰值明顯高于冷態(tài),并且峰值位置更靠近壁面,更多的空氣從外側(cè)流向下游,導(dǎo)致中心靜壓降低,更有利于形成中心回流區(qū),從圖中可以看出,熱態(tài)下的回流區(qū)較冷態(tài)更寬,回流速度更快,這就意味著回流量更大。

在靠近熱態(tài)回流區(qū)中心的位置(Z/D=0.4),可以明顯看出,冷態(tài)下的回流區(qū)在該位置截止,而熱態(tài)下依然具有明顯的回流區(qū),在Z/D=0.6位置,熱態(tài)下的回流區(qū)達(dá)到最寬,軸向速度峰值幾乎貼著壁面,而冷態(tài)下的流動(dòng)已經(jīng)趨于平直流動(dòng)。熱態(tài)下的回流區(qū)在Z/D=0.8位置截止,流動(dòng)逐漸趨于平直流動(dòng),在靠近燃燒室出口Z/D=1.6的位置,由于出口收斂段的存在導(dǎo)致流動(dòng)加速,冷態(tài)和熱態(tài)流動(dòng)呈現(xiàn)出類似的速度分布,由于燃燒釋熱使得氣體發(fā)生膨脹,所以熱態(tài)下流速大于冷態(tài)下流速。

不同狀態(tài)下燃燒室中心回流區(qū)回流量隨軸向位置的變化規(guī)律如圖9所示。

圖9 不同工況回流空氣百分?jǐn)?shù)沿軸向位置的變化

圖中橫坐標(biāo)表示軸向無量綱位置,縱坐標(biāo)表示回流空氣量占燃燒室參與燃燒空氣量的百分?jǐn)?shù)。可以看出,冷態(tài)和熱態(tài)條件下回流量的差異十分明顯,而不同的進(jìn)氣參數(shù)(慢車或起飛工況)對回流量沒有明顯影響。在靠近燃燒室頭部位置冷態(tài)條件下回流量大于熱態(tài)條件下回流量,這是由于熱態(tài)條件下副模燃油噴射減弱了該位置附近的回流。由于燃燒釋熱促進(jìn)了中心回流區(qū)的形成,因此熱態(tài)條件下的回流量隨著軸向位置的變化迅速增加,明顯高于冷態(tài)條件的回流量,并且回流區(qū)范圍更大,這與圖8的結(jié)果相吻合。

2.4 污染物排放特性

對于貧油直噴燃燒室而言,其關(guān)鍵是要將燃油和空氣快速混合以形成均勻的可燃混氣,然后以貧油非預(yù)混的方式進(jìn)行反應(yīng),使得燃燒區(qū)溫度場分布均勻,沒有熱點(diǎn)出現(xiàn),從而降低NO的生成量。本文建立的燃燒室方案中,主油采用同軸順流空氣助霧化噴嘴,從噴嘴噴出的液柱在燃燒室內(nèi)旋流空氣的作用下快速霧化并與空氣混合,其中主油噴射方向與軸線方向的夾角會影響液柱和旋流空氣的相互作用過程,進(jìn)而影響燃油分布,導(dǎo)致反應(yīng)過程和污染物生成量的不同,因此,本文分別研究主油噴射角度為15°和20°的2種燃燒室模型,對比分析主油噴射角度對反應(yīng)過程和污染物生成的影響。圖10所示是慢車工況下燃燒室內(nèi)OH基的濃度分布,OH基能夠代表燃燒反應(yīng)的劇烈程度,濃度越高的位置反應(yīng)越劇烈。

圖10 慢車工況下燃燒室內(nèi)OH基濃度分布

從圖10中可以看出,OH基都集中在燃燒室靠近頭部區(qū)域,濃度最高的位置處在回流區(qū)剪切層內(nèi),慢車狀態(tài)時(shí)雖然僅副模供油,但是主油角度也會對副模燃燒產(chǎn)生影響,這是因?yàn)橹饔蛧娮觳捎猛S順流空氣助霧化噴嘴,不同的主油角度對應(yīng)不同的霧化空氣噴射角度,這部分霧化空氣會影響流場形態(tài),霧化空氣角度越大,回流區(qū)越靠近上游并且反應(yīng)越劇烈。

如圖11所示,起飛工況時(shí)OH基濃度顯著增加,濃度最高的位置處在燃燒室中心位置,主油噴射為20°時(shí)的OH基濃度最高區(qū)域比15°時(shí)更靠近燃燒室頭部,這是由于主油噴射角度越小,燃油向下游的穿透能力越強(qiáng),形成油氣均勻混合物的位置就越靠近下游。

圖12～13所示是2種主油噴射角度在燃燒室慢車和起飛工況下NO的濃度分布。

由于燃燒室中氮氧化物的生成主要依賴于熱力型生成機(jī)理,因此OH基濃度越高(溫度越高)的區(qū)域會生成更多的NO。結(jié)合圖10～11可以看出,主油角度為20°的燃燒室OH基分布更靠近頭部,這意味著高溫燃?xì)庠谌紵覂?nèi)的停留時(shí)間增長,在OH基最大濃度相當(dāng)(熱力型OH生成速率相當(dāng))的情況下,這就會導(dǎo)致在燃燒室出口有更多的NO,如表4所示,在燃燒室出口截面,主油角度為20°的模型會產(chǎn)生更多的NO。

圖11 起飛工況下燃燒室內(nèi)OH基濃度分布 圖12 燃燒室慢車工況下NO濃度分布 圖13 燃燒室起飛工況下NO濃度分布

表4 不同工況和不同主油噴射角度下的NOx排放指數(shù)

3 結(jié) 論

本文提出了中心分級主副模分區(qū)貧油直噴低污染燃燒室方案,通過數(shù)值模擬研究得到以下結(jié)論:

1) 燃燒室的流場形態(tài)隨著工況變化沒有明顯變化,無論是冷態(tài)還是熱態(tài)流動(dòng),均能形成穩(wěn)定的中心回流區(qū),但是回流區(qū)形態(tài)和回流量存在顯著差異。冷態(tài)條件下,副模中等強(qiáng)度旋流在主模旋流的促進(jìn)作用下形成了尺度較小的中心回流區(qū);熱態(tài)條件下,由于燃燒釋熱促進(jìn)了回流區(qū)的形成,導(dǎo)致中心回流區(qū)顯著增大,且回流量也隨之增加。

2) 主油噴射角度會影響燃燒反應(yīng)區(qū)的軸向位置,在本文研究范圍內(nèi),主油角度越小,反應(yīng)區(qū)越靠近下游,因而高溫燃?xì)庠谌紵覂?nèi)的停留時(shí)間越短,有利于降低燃燒室氮氧化物的生成量。