劉喜岳，齊東東，吳環(huán)云，王力軍

(沈陽(yáng)航空航天大學(xué)航空航天工程學(xué)部，沈陽(yáng) 110136)

高溫空氣燃燒 (High Temperature Air Combustion)簡(jiǎn)稱(chēng)HiTAC，又稱(chēng)為無(wú)焰燃燒，MILD燃燒。是采用高溫助燃空氣(Tair＞1 000℃)穩(wěn)燃和低氧濃度(平均氧濃度3% ～15%)均勻燃燒的新燃燒技術(shù)。

日本的FDI燒嘴，德國(guó)的FLOX燒嘴，意大利的Dilute Flame燃燒技術(shù)等，都采用高溫、高速空氣射流，使助燃空氣與燃燒射流混合前，卷吸大量高溫?zé)煔?，降低空氣射流中氧氣濃度，使傳統(tǒng)燃燒過(guò)程中的火焰鋒面燃燒變?yōu)榭臻g體積燃燒。即將燃燒過(guò)程擴(kuò)展到更大的燃燒室空間，使局部燃燒趨向均勻化，避免局部高溫區(qū)的出現(xiàn)，降低氮氧化物的生成。

Ryugo Fuse，Hideaki Kobayashi等人［1］研究了甲烷高溫空氣燃燒的氮氧化物生成規(guī)律，試驗(yàn)和數(shù)值模擬結(jié)果都揭示了助燃空氣中的低氧氣濃度和均勻的燃燒溫度場(chǎng)能大量減少氮氧化物的生成量。栗原孝好，仲町一郎等人［2］對(duì)FDI(Fuel Direct Injection)蓄熱式燃燒器進(jìn)行了研究，當(dāng)空氣與燃?xì)馄叫兄苯訃娚洌铱諝馑俣却笥?0 m/s時(shí)，可卷吸大量爐內(nèi)煙氣，使NOx排放降低到100 mg/m3以下。Nobuo Shimo等人［3］對(duì)煤油高溫空氣燃燒過(guò)程低氮氧化物排放特性的研究指出，降低助燃空氣中的含氧量是降低氮氧化物排放的重要因素。Jianwei Yuan 和 Ichiro Naruse［4］應(yīng)用 Fluent軟件，CFD數(shù)值模擬了蓄熱式爐膛采用不同稀釋氣體降低氧濃度對(duì)高溫空氣燃燒的影響。指出惰性氣體的稀釋使得火焰溫度降低，爐內(nèi)溫度分布均勻，氮氧化物的生成減少。

Weber等［5］運(yùn)用實(shí)驗(yàn)方法分別對(duì)天然氣、輕油、重油和煤粉進(jìn)行了HiTAC燃燒狀態(tài)的研究并得出了以下結(jié)論:盡管助燃空氣溫度超過(guò)1 270℃，重油在爐內(nèi)的最高溫度不超過(guò)1 550℃。燃燒區(qū)的溫度梯度遠(yuǎn)比傳統(tǒng)燃燒方式低，并且得到一個(gè)比較均勻的火焰溫度場(chǎng)，溫度在1 300℃ ～1 500℃。NOx排放含量在100～200 mg/m3。

朱尚龍［6］采用燃料/空氣平行直接噴射技術(shù)(FDI)使燃油直接噴入燃燒室回流區(qū)，控制高溫空氣和燃料的混合速度，最大程度地利用回流區(qū)的低氧氣氛，實(shí)現(xiàn)均勻燃燒。

在相關(guān)試驗(yàn)研究基礎(chǔ)上，本文的研究對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室采用HiTAC新燃燒技術(shù)具有一定指導(dǎo)意義。

1 物理模型及計(jì)算條件

1.1 模型燃燒室結(jié)構(gòu)

仿IFRF試驗(yàn)用HiTAC模型燃燒室［5］，燃燒室尺寸為:2 m×2 m×6.25 m。左側(cè)中央為空氣噴嘴，直徑為124 mm。距空氣噴嘴280 mm處各設(shè)一航空煤油油噴嘴。右側(cè)為燃燒室出口，直徑600 mm。模型燃燒室內(nèi)采用結(jié)構(gòu)和非結(jié)構(gòu)組合網(wǎng)格剖分為34萬(wàn)個(gè)網(wǎng)格，如圖1所示。

圖1 模型及網(wǎng)格

1.2 計(jì)算條件

IFRF的試驗(yàn)采用高溫空氣噴入速度為100 m/s，溫度為1 543 K。航空煤油平行于空氣射流噴射入燃燒室是可調(diào)節(jié)操作參數(shù)，得到燃油/空氣速度比為 U0=u20/u10，溫度為298 K，見(jiàn)表1所示。

表1 HiTAC模型燃燒室的計(jì)算條件

2 數(shù)學(xué)模型

2.1 兩相流模型

氣－霧兩相流模型中，煤油霧滴采用軌跡模型。即將噴霧分成有代表性的n個(gè)組，每組有相同的位置、速度、溫度、直徑。用拉格朗日方法跟蹤這些離散液滴在全流場(chǎng)中的運(yùn)動(dòng)和輸運(yùn)。氣相守恒方程用歐拉方法描述。液滴對(duì)氣相的影響，通過(guò)在氣相守恒方程中加入相應(yīng)的液滴源項(xiàng)處理?？刂埔旱芜\(yùn)動(dòng)的拉格朗日方程為:

其中，F(xiàn)D(u－up)是單位質(zhì)量的液滴的阻力，是液滴的重力;Fx為液滴所受的其它力，如附加質(zhì)量力、熱泳力、布朗力、薩夫曼升力等。在本文的噴霧模擬中，根據(jù)液滴直徑很小及所處的環(huán)境，只考慮液滴阻力，忽略其他作用力。

2.2 燃燒模型

非預(yù)混燃燒模型(平衡化學(xué)反應(yīng)/PDF模型)混合分?jǐn)?shù)表示為燃料流的質(zhì)量分?jǐn)?shù)，表達(dá)式為:

式中:Zi——元素i的質(zhì)量分?jǐn)?shù)。下標(biāo)ox表示氧化劑流入口處的值，fuel表示燃料流入口處的值。

時(shí)間平均混合分?jǐn)?shù)方程為:

源項(xiàng)Sm僅指由液體燃料滴傳入氣相中的質(zhì)量。Suser為任何用戶定義源項(xiàng)。

2.3 輻射模型

其在離散坐標(biāo)輻射模型中的數(shù)學(xué)表達(dá)式為:

式中，α為吸收系數(shù)，σs為散射系數(shù)，為位置矢量，為方向矢量，為散射方向矢量，si為的分量，N為折射系數(shù)，I為總輻射強(qiáng)度，Ωt為立體角，T為熱力學(xué)溫度，為相函數(shù)，φ表示內(nèi)向散射的空間分布特性。式中等號(hào)右端第一項(xiàng)為由于介質(zhì)吸收和散射造成的輻射強(qiáng)度減弱，第二項(xiàng)為介質(zhì)自身的容積輻射，第三項(xiàng)為各方向進(jìn)入微元體的熱輻射在s方向的散射。

2.4 NOx 生成模型

燃燒過(guò)程中生成的NOx有3個(gè)來(lái)源［7］:熱力NOx、燃料NOx和快速NOx。

熱力NOx(Thermal NOx)，它是空氣中的氮?dú)庠诟邷叵卵趸傻腘Ox。它主要產(chǎn)生于溫度高于1 500℃的高溫區(qū)，其形成過(guò)程可由Zeldovich鏈鎖反應(yīng)來(lái)描述，主要反應(yīng)如下:

因此，在高溫下生成NO和NO2的總反應(yīng)式為:

上述熱力型NO，生成的反應(yīng)機(jī)理稱(chēng)之Zeldovich機(jī)理［8］，有上述反應(yīng)式可推導(dǎo)出Zeldovich關(guān)于NO生成速度的表達(dá)式:

熱力型NOx的主要影響因素是溫度和氧濃度。隨溫度和氧濃度的增加，熱力型NOx的濃度增加。因此，降低熱力型NOx的基本原理就是降低氧的濃度、降低火焰溫度以及縮短高溫區(qū)的停留時(shí)間等。溫度高于1 500℃時(shí)，每增加100℃，反應(yīng)速度將增加6～7倍。不考慮航空煤油燃燒的燃料NOx和快速NOx時(shí)，高溫區(qū)形成的NOx對(duì)爐內(nèi)整個(gè)NOx的生成起主要作用。本文主要考慮熱力型 NOx［9－10］。

3 計(jì)算結(jié)果與分析

3.1 等溫流場(chǎng)特征

高溫?zé)煔獾幕亓饔芯砦图訜釃娙肟諝獾淖饔茫纬筛邷氐脱鯕夥?。假設(shè)在沒(méi)有發(fā)生燃燒條件下，CFD數(shù)值模擬等溫條件下的回流區(qū)結(jié)構(gòu)、氧濃度分布、霧化燃油在回流區(qū)內(nèi)的分布特性十分必要。

圖2 等溫流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

該等溫模型中，高溫空氣以高速氣流的形式噴入燃燒室，并利用進(jìn)口突擴(kuò)和出口突縮的邊界約束條件形成了如圖2所示的壁面回流區(qū)，有利于氧濃度的降低，是實(shí)現(xiàn)低氧燃燒的關(guān)鍵。

3.2 低氧濃度分布

控制低氧濃度和分布范圍，有利于控制燃燒反應(yīng)速度，使燃燒在較大范圍內(nèi)釋放熱量，減少局部高溫區(qū)和溫度梯度，得到較均勻的溫度場(chǎng)。熱力型NOx生成能得到有效抑制。

圖3 不同U0與氧濃度分布

從圖3可以看到，取不同U0時(shí)，回流區(qū)內(nèi)氧濃度都有明顯降低。在燃燒室內(nèi)低氧分布范圍較大。由于空氣的質(zhì)量流量不變，所以噴入的燃油質(zhì)量流量的變化對(duì)由中央高速射流驅(qū)動(dòng)的回流區(qū)氧濃度變化影響較小。可見(jiàn)，中央空氣高速射流的驅(qū)動(dòng)作用是燃燒室內(nèi)產(chǎn)生回流和低氧濃度的主要原因。

3.3 霧化燃油分布特征

霧化燃油在低氧回流區(qū)內(nèi)的分布直接影響其燃燒狀態(tài)。圖4計(jì)算結(jié)果表明，U0=0.2時(shí)霧化燃油可以穿透回流區(qū)并在其中均勻分布產(chǎn)生均勻燃燒效應(yīng)。

圖4 霧化燃油軌跡圖

3.4 燃燒狀態(tài)的溫場(chǎng)均勻性

圖5 不同U0的火焰形狀

與圖4相對(duì)應(yīng)，圖5為不同射流速度比情況下的火焰形狀。當(dāng)射流速度比U0為0.03時(shí)，燃油液滴由于噴射速度過(guò)小被中央的高速空氣引射抽吸燃燒。進(jìn)入高速氣流兩側(cè)的回流區(qū)燃油量少，出現(xiàn)火焰徑向?qū)挾葴p小。由于高溫?zé)煔獾幕亓骰旌希魅紖^(qū)溫度仍能保持均勻。

當(dāng)射流速度比增大到0.2時(shí)，燃油液滴能有效噴射入回流區(qū)，并與空氣和高溫?zé)煔饩鶆蚧旌?。燃油液滴在回流區(qū)有較大的分布范圍，使燃燒室內(nèi)火焰位置和分布的均勻性得到改善。

當(dāng)射流速度比為0.38時(shí)，由于燃燒油噴射速度較大，回流區(qū)對(duì)燃油霧滴的卷吸強(qiáng)度明顯減弱。油/氣混合蒸發(fā)段加長(zhǎng)，軸向混合距離過(guò)大，造成主燃區(qū)位置后移過(guò)大不利于充分燃燒。

綜合以上計(jì)算結(jié)果，說(shuō)明煤油射流的分布狀態(tài)也是產(chǎn)生HiTAC燃燒的主要因素之一。

3.5 燃燒流場(chǎng)的驅(qū)動(dòng)效應(yīng)

由氣－霧兩相流模型，霧化燃油的分布主要決定于高速空氣攜帶霧滴的曳力。而燃燒流場(chǎng)與等溫流場(chǎng)的對(duì)比可以分析燃燒熱對(duì)空氣射流的膨脹加速推動(dòng)作用。

圖6 等溫流場(chǎng)與燃燒流場(chǎng)的對(duì)比

由圖6可以看出，由于燃燒使高溫氣體膨脹，增大了燃燒室內(nèi)的氣體驅(qū)動(dòng)動(dòng)能，使同一位置處的氣流速度增大，對(duì)霧滴的卷吸能力增強(qiáng)，并產(chǎn)生更低的低氧氣氛［9］。

3.6 NO生成的數(shù)值模擬

為進(jìn)一步分析U0對(duì)燃燒狀態(tài)的影響，在上述計(jì)算基礎(chǔ)上，取不同射流速度比U0，計(jì)算并分析其產(chǎn)生NO的規(guī)律。如圖7所示，為出口熱力NO的平均濃度計(jì)算結(jié)果。當(dāng)射流速度比UV0分別取為0.03，0.2，0.38時(shí)，出口NO濃度分別為67 ppm、45 ppm和90 ppm。選擇合適的射流速度比U0可以降低出口NO排放。Weber等人在此條件下的試驗(yàn)結(jié)果表明［5］，在進(jìn)氣溫度為1 543 K，燃油和空氣質(zhì)量流量分別為49 kg/h、800 kg/h時(shí)，燃燒室出口氮氧化物排放約為70 ppm～100 ppm。基本與本文的模擬規(guī)律一致。因?yàn)槿紵^(guò)程均勻使放熱強(qiáng)度均勻，將不再存在傳統(tǒng)燃燒過(guò)程中出現(xiàn)的局部高溫高氧燃燒區(qū)，使熱力型NOx的生成得到了有效抑制。燃燒室內(nèi)溫度分布越均勻，NOx排放濃度越低［11］。對(duì)應(yīng)本文U0=0.2時(shí)的情況，低NOx表明了HiTAC的低污染燃燒特性。

圖7 射速比與出口NO濃度關(guān)系曲線

3.7 計(jì)算結(jié)果的試驗(yàn)驗(yàn)證

圖8下方為Weber等人的重油實(shí)驗(yàn)所測(cè)Z=0面的溫度分布，圖8上方為本文的溫度場(chǎng)計(jì)算結(jié)果圖。對(duì)比結(jié)果表明，除航空煤油與重油的燃料和熱值區(qū)別外，溫度場(chǎng)的變化規(guī)律符合較好［5］。

圖8 溫度場(chǎng)的試驗(yàn)驗(yàn)證

4 結(jié)論

本文CFD數(shù)值模擬了航空煤油HiTAC燃燒的兩相流動(dòng)和燃燒狀態(tài)，結(jié)論如下:

(1)在本文研究條件下，采用高射速空氣射流能在燃燒室內(nèi)形成大的回流區(qū)。燃燒放熱的氣流膨脹有更強(qiáng)的驅(qū)動(dòng)作用。

(2)在燃燒狀態(tài)下，由于氣體的膨脹使燃燒室內(nèi)氣流運(yùn)動(dòng)增強(qiáng)，高溫?zé)煔獾木砦饔眉訌?qiáng)，在燃燒室內(nèi)形成大的高溫低氧區(qū)域。合適的油/氣速度比能使航空煤油霧恰當(dāng)穿入回流區(qū)混合區(qū)充分利用低氧濃度形成HiTAC燃燒，火焰體積成倍增大，燃燒室內(nèi)溫度場(chǎng)分布均勻。

(3)在適當(dāng)?shù)纳淞魉俣缺葪l件下，由于Hi-TAC燃燒的溫度場(chǎng)均勻化，加之有較低的氧氣濃度，有效抑制了NOx的生成。

(4)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果符合較好。對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室采用HiTAC新技術(shù)提供了依據(jù)。

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