入口燃氣參數對駐渦燃燒室性能的影響*

徐 舟,曾卓雄,徐義華

(1 南昌航空大學飛行器工程學院, 南昌 330063; 2 上海電力學院能源與機械工程學院, 上海 200090)

入口燃氣參數對駐渦燃燒室性能的影響*

徐 舟1,曾卓雄2,徐義華1

(1 南昌航空大學飛行器工程學院, 南昌 330063; 2 上海電力學院能源與機械工程學院, 上海 200090)

為了研究入口燃氣參數對含導流片及鈍體的駐渦燃燒室性能的影響,改變不同進口溫度、進口速度以及當量比等,對駐渦燃燒室進行了數值模擬。結果表明:較高的進口溫度以及較低的進口速度都能有效的降低燃燒室總壓損失,當量比的改變對總壓損失影響不大;燃燒室在貧油條件下的燃燒效率要比富油條件下的要高,當量比小于或等于1時,燃燒室的燃燒效率能達到99.8%;入口參數的改變對出口溫度分布都有所影響,OTDF的值大體在0.06～0.1之間。

導流片;鈍體;駐渦燃燒室;數值模擬

0 引言

燃燒室作為發動機的重要組成部分,應具有點火性能好,總壓損失小,排氣污染少等基本特征。駐渦燃燒室(TVC)由美國空軍研究室和通用公司于20世紀90年代中期提出,至今已開展了不少研究[1-3]。與常規旋流器式燃燒室相比,駐渦燃燒室以其低NOx排放、低貧油熄火邊界、較強的高空再點火能力而受到廣泛關注[4-5]。

文獻[6-7]以煤油為燃料,對僅采用凹腔供油的貧油點火及貧油熄火特性進行了試驗,研究表明隨著凹腔后體進氣量增加,總的貧油點火油氣比先下降后上升,貧熄總油氣隨主流氣量的減小先增大后減小,凹腔前體進氣溫度的提高有利于駐渦燃燒室的點火熄火性能。文獻[8-9]分別對駐渦燃燒室在RQL工作模式下的排放性能開展了試驗研究,分析總結了駐渦區余氣系數、進口空氣流量和進口空氣溫度等參數對燃燒室排放性能的影響規律。

采用合理的凹腔尺寸,可使駐渦燃燒室能在較寬工況下建立穩定的回流區。但是為了實現駐渦區中形成理想的雙渦結構,需要駐渦區前后壁的進氣速度比的恰當匹配,而不同的燃燒室結構對應的速度比不同,應用起來非常不方便。Agarwal等[10]提出了將導流片與TVC結合的概念,可方便的在凹腔內形成穩定的雙渦結構,但是僅存在導流片結構的駐渦燃燒室的燃燒效率較低。

作者在前期工作中,結合文獻[10]在導流片后設置了一個鈍體,發現燃燒室的燃燒效率得到極大提高,并確定了較優的導流片及鈍體結構。文中在此基礎上進一步研究不同進口溫度、進口速度以及當量比等參數對該燃燒室燃燒性能的影響規律。

1 幾何模型及計算條件

1.1 幾何模型

燃燒室的三維幾何模型如圖1所示。燃燒室尺寸為250 mm×50 mm×30 mm,凹腔前壁面距進口50 mm,凹腔長36 mm,凹腔前后壁面高均為30 mm。鈍體尺寸為12.5 mm×3.6 mm×30 mm,導流片深入凹腔的長度為15 mm,與凹腔上壁面(水平方向)的距離為10 mm,與凹腔前壁面(豎直方向)的距離為3.6 mm,導流片厚度為1 mm。

圖1 燃燒室模型

1.2 計算條件

數值計算采用不可壓N-S方程,湍流模型為Realizablek-ε模型,近壁面采用標準壁面函數法,壓力-速度耦合采用SIMPLE方法,對流項采用二階迎風差分格式,擴散項采用二階中心差分格式,燃燒室進口邊界條件為速度入口,出口邊界條件為壓力出口。空氣與甲烷為預混燃燒,湍流燃燒模型為通用有限速率模型,化學反應模型為渦耗散模型。出口壓力為1個大氣壓。壁面為無滑移邊界條件。

所研究的進口溫度、進口速度以及當量比等參數設置如表1所示。改變某一參數時,其他參數保持不變。

表1 入口燃氣參數設置

1.3 算例驗證

為驗證文中計算的合理性,對不考慮鈍體的含導流片的駐渦燃燒室進行了數值模擬,并將模擬結果與Agarwal等[10]的實驗結果進行了對比。結果如圖2所示。由圖可見,在大部分區域,計算結果與實驗結果吻合較好。

圖2 燃燒室出口溫度分布

2 計算結果與分析

2.1 總壓損失

總壓損失表達式為:

(1)

圖3～圖5分別為在不同當量比、進口溫度和進口速度下燃燒室總壓損失的變化趨勢。

圖3 不同當量比下的總壓損失

圖4 不同進口溫度下的總壓損失

圖5 不同進口速度下的總壓損失

當量比對燃燒性能的影響主要體現在燃料是否能夠完全燃燒以及燃燒室在貧燃狀態下的燃燒性能兩方面。當量比為1時,即為理想的完全燃燒狀態。由圖3可以看到,燃燒室總壓損失隨當量比的增大而先增大后減小。當量比為1時,總壓損失最大,為6.66%,這是由于此時燃氣進行充分燃燒,放熱量最大,所以氣體粘性增強,導致流動過程中氣流總壓降低。當量比為0.6,即貧油狀態時,總壓損失最小,為5.12%。總壓損失大會降低發動機性能,由此可以設想該燃燒室更適合在貧油的條件下工作。

由圖4可知,燃燒室總壓損失隨進氣溫度的增大而減小,到一定程度時,減小的趨勢會變緩。進氣溫度為300K時,總壓損失最大,為5.12%,進氣溫度700K時,總壓損失最小,為1.44%。這是由于燃燒室存在熱阻現象,即溫升越大,總壓損失越大。圖6所示為不同進口溫度下,燃燒室中心截面的溫度分布。由圖可知,隨進氣溫度增加導致燃燒室整體溫度升高,但是其溫升是減小的,所以總壓損失會有所減小。

圖6 不同進口溫度下的燃燒室溫度分布

進氣速度的改變對燃燒室總壓損失的影響較大,如圖5所示,進氣速度的增大導致燃燒室內的燃氣流動更紊亂,使得總壓損失越大。當進氣速度為10m/s時,總壓損失最小,為0.62%,進氣速度為50m/s時,總壓損失最大,為12.36%。但是當進氣速度偏低時,可能導致燃燒過程不穩定。所以在實際燃燒過程中,進氣速度的選擇不應僅僅考慮總壓損失帶來的影響。

2.2 燃燒效率

燃燒效率采用燃氣分析法計算,計算公式為:

(2)

其中:EI為污染物排放指數,單位為g/kg。下標x為污染物,f為燃料。

圖7～圖9所示分別為在不同當量比、進口溫度和進口速度下燃燒室燃燒效率的變化趨勢。

圖7 不同當量比下的燃燒效率

圖8 不同進口溫度下的燃燒效率

圖9 不同進口速度下的燃燒效率

由圖7可知,當量比小于或等于1時,燃燒效率高達99.8%,而當量比大于1時,燃燒效率急劇減小,當量比為1.4時,燃燒效率僅為74.4%。這是由于貧油條件下,充足的氧氣含量使得燃料充分燃燒,所以燃燒效率很高;富油條件下,由于燃燒所需氧氣不足,使直接參與反應的燃料有限,抑制了燃燒的充分進行。從這一方面也驗證了上文中設想燃燒室更適合在貧油的條件下工作。另外,富油燃燒在實際應用中需消耗更多的燃料,是需要避免的。

在研究進氣溫度和進氣速度的影響時,保持當量比為0.6不變。由圖8和圖9可知,進氣溫度和進氣速度對燃燒室燃燒效率的影響并不明顯。燃燒效率隨進氣溫度的增大而增大,不同進氣溫度對應的燃燒效率都在99.9%以上,最高可達99.98%。隨進氣速度的增大,燃燒效率減小,但是變化范圍也很小,最高可達99.91%。

2.3 出口溫度分布

燃燒室出口溫度分布系數(OTDF)是衡量出口溫度分布好壞的重要標志,主要關系到渦輪的工作環境,文中討論的出口溫度分布系數是采用熱點溫度分布系數,對于滿足要求的燃燒室而言,OTDF的值常在0.25～0.35之間,越低越好,工業燃機以天然氣工作可以低于0.2[11]。其公式如下:

(3)

其中:T4max為出口最高溫度;T4ave為出口平均溫度;T3ave為進口平均溫度。

圖10所示為不同當量比條件下OTDF的變化規律。從圖中可以看到,OTDF的值介于0.06～0.075之間,且隨著當量比的增大而先減小后增大。當量比為0.6時,OTDF為0.073。當量比小的時候,燃燒產物溫度降低,造成溫升低,即式(3)中分母變小,所以OTDF較大。

圖10 不同當量比下的OTDF

不同進口溫度條件下出口溫度分布系數的變化規律如圖11所示。此時OTDF的值在0.07～0.1之間,且隨著進口溫度增加而增加。這是由于主流溫度的升高,有利于燃料與空氣的摻混,對火焰的穩定性有利,燃燒更加均勻,直接提高了出口溫度的值。

圖11 不同進口溫度下的OTDF

圖12所示為不同進口速度條件下OTDF的變化規律。由圖可知,此時OTDF的值在0.07～0.085之間,且隨著進口速度增加而減小后趨于平緩。隨著進口速度的提高,即主流流量增加,能有效的加劇凹腔以及鈍體后回流區內的燃燒,對燃燒不穩定所產生的局部高溫進行控制,對出口溫度分布有利。

圖12 不同進口速度下的OTDF

3 結論

改變不同進口溫度、進口速度以及當量比等參數,對含導流片及內置鈍體的駐渦燃燒室的性能進行了研究,得到以下結論:

1)較高的進口溫度以及較低的進口速度都能有效的降低燃燒室總壓損失,進口速度為10 m/s時總壓損失僅為0.62%。當量比的改變對總壓損失影響不大。

2)燃燒室在貧油條件下的工作情況要比富油條件下的好,當量比小于或等于1時,燃燒室的燃燒效率能達到99.8%。進口溫度和進口速度對燃燒效率影響較小。

3)進口溫度、進口速度以及當量比的改變對出口溫度分布都有所影響,燃燒室溫升較大,出口溫度分布較平均,導致OTDF的值大體在0.06～0.1之間。

[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, 李繼保, 等. 凹腔雙駐渦穩焰冷態流場初步研究 [J]. 推進技術, 2008, 29(2): 135-138.

[7] 邢菲, 樊未軍, 柳楊, 等. 凹腔油氣匹配對駐渦燃燒室點火性能影響試驗 [J]. 推進技術, 2008, 29(4): 412-416.

[8] 樊未軍, 嚴明, 易琪, 等. 富油/快速淬熄/貧油駐渦燃燒室低NOx排放 [J]. 推進技術, 2006, 27(1): 88-91.

[9] 金義, 何小民, 蔣波. 富油燃燒/快速淬熄/貧油燃燒(RQL)工作模式下駐渦燃燒室排放性能試驗 [J]. 航空動力學報, 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, 許全宏, 劉高恩. 燃氣輪機燃燒室 [M]. 北京: 國防工業出版社, 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

國家自然科學基金(51066006;51266013);航空科學基金(2013ZB56002;2013ZB56004);江西省研究生創新基金(YC2014-S397)資助

徐舟(1992-),男,江西樟樹人,碩士研究生,研究方向:航空工程。

V235.1

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