徐 舟,曾卓雄,徐義華

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

入口燃?xì)鈪?shù)對(duì)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(xué)飛行器工程學(xué)院, 南昌 330063; 2 上海電力學(xué)院能源與機(jī)械工程學(xué)院, 上海 200090)

為了研究入口燃?xì)鈪?shù)對(duì)含導(dǎo)流片及鈍體的駐渦燃燒室性能的影響,改變不同進(jìn)口溫度、進(jìn)口速度以及當(dāng)量比等,對(duì)駐渦燃燒室進(jìn)行了數(shù)值模擬。結(jié)果表明:較高的進(jìn)口溫度以及較低的進(jìn)口速度都能有效的降低燃燒室總壓損失,當(dāng)量比的改變對(duì)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(dāng)量比小于或等于1時(shí),燃燒室的燃燒效率能達(dá)到99.8%;入口參數(shù)的改變對(duì)出口溫度分布都有所影響,OTDF的值大體在0.06～0.1之間。

導(dǎo)流片;鈍體;駐渦燃燒室;數(shù)值模擬

0 引言

燃燒室作為發(fā)動(dòng)機(jī)的重要組成部分,應(yīng)具有點(diǎn)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(guó)空軍研究室和通用公司于20世紀(jì)90年代中期提出,至今已開(kāi)展了不少研究[1-3]。與常規(guī)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(qiáng)的高空再點(diǎn)火能力而受到廣泛關(guān)注[4-5]。

文獻(xiàn)[6-7]以煤油為燃料,對(duì)僅采用凹腔供油的貧油點(diǎn)火及貧油熄火特性進(jìn)行了試驗(yàn),研究表明隨著凹腔后體進(jìn)氣量增加,總的貧油點(diǎn)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(jìn)氣溫度的提高有利于駐渦燃燒室的點(diǎn)火熄火性能。文獻(xiàn)[8-9]分別對(duì)駐渦燃燒室在RQL工作模式下的排放性能開(kāi)展了試驗(yàn)研究,分析總結(jié)了駐渦區(qū)余氣系數(shù)、進(jìn)口空氣流量和進(jìn)口空氣溫度等參數(shù)對(duì)燃燒室排放性能的影響規(guī)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(wěn)定的回流區(qū)。但是為了實(shí)現(xiàn)駐渦區(qū)中形成理想的雙渦結(jié)構(gòu),需要駐渦區(qū)前后壁的進(jìn)氣速度比的恰當(dāng)匹配,而不同的燃燒室結(jié)構(gòu)對(duì)應(yīng)的速度比不同,應(yīng)用起來(lái)非常不方便。Agarwal等[10]提出了將導(dǎo)流片與TVC結(jié)合的概念,可方便的在凹腔內(nèi)形成穩(wěn)定的雙渦結(jié)構(gòu),但是僅存在導(dǎo)流片結(jié)構(gòu)的駐渦燃燒室的燃燒效率較低。

作者在前期工作中,結(jié)合文獻(xiàn)[10]在導(dǎo)流片后設(shè)置了一個(gè)鈍體,發(fā)現(xiàn)燃燒室的燃燒效率得到極大提高,并確定了較優(yōu)的導(dǎo)流片及鈍體結(jié)構(gòu)。文中在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步研究不同進(jìn)口溫度、進(jìn)口速度以及當(dāng)量比等參數(shù)對(duì)該燃燒室燃燒性能的影響規(guī)律。

1 幾何模型及計(jì)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(jìn)口50 mm,凹腔長(zhǎng)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(dǎo)流片深入凹腔的長(zhǎng)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(dǎo)流片厚度為1 mm。

圖1 燃燒室模型

1.2 計(jì)算條件

數(shù)值計(jì)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(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法,壓力-速度耦合采用SIMPLE方法,對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)差分格式,擴(kuò)散項(xiàng)采用二階中心差分格式,燃燒室進(jìn)口邊界條件為速度入口,出口邊界條件為壓力出口?？諝馀c甲烷為預(yù)混燃燒,湍流燃燒模型為通用有限速率模型,化學(xué)反應(yīng)模型為渦耗散模型。出口壓力為1個(gè)大氣壓。壁面為無(wú)滑移邊界條件。

所研究的進(jìn)口溫度、進(jìn)口速度以及當(dāng)量比等參數(shù)設(shè)置如表1所示。改變某一參數(shù)時(shí),其他參數(shù)保持不變。

表1 入口燃?xì)鈪?shù)設(shè)置

1.3 算例驗(yàn)證

為驗(yàn)證文中計(jì)算的合理性,對(duì)不考慮鈍體的含導(dǎo)流片的駐渦燃燒室進(jìn)行了數(shù)值模擬,并將模擬結(jié)果與Agarwal等[10]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。結(jié)果如圖2所示。由圖可見(jiàn),在大部分區(qū)域,計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好。

圖2 燃燒室出口溫度分布

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 總壓損失

總壓損失表達(dá)式為:

(1)

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

圖3 不同當(dāng)量比下的總壓損失

圖4 不同進(jìn)口溫度下的總壓損失

圖5 不同進(jìn)口速度下的總壓損失

當(dāng)量比對(duì)燃燒性能的影響主要體現(xiàn)在燃料是否能夠完全燃燒以及燃燒室在貧燃狀態(tài)下的燃燒性能兩方面。當(dāng)量比為1時(shí),即為理想的完全燃燒狀態(tài)。由圖3可以看到,燃燒室總壓損失隨當(dāng)量比的增大而先增大后減小。當(dāng)量比為1時(shí),總壓損失最大,為6.66%,這是由于此時(shí)燃?xì)膺M(jìn)行充分燃燒,放熱量最大,所以氣體粘性增強(qiáng),導(dǎo)致流動(dòng)過(guò)程中氣流總壓降低。當(dāng)量比為0.6,即貧油狀態(tài)時(shí),總壓損失最小,為5.12%?？倝簱p失大會(huì)降低發(fā)動(dòng)機(jī)性能,由此可以設(shè)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(jìn)氣溫度的增大而減小,到一定程度時(shí),減小的趨勢(shì)會(huì)變緩。進(jìn)氣溫度為300K時(shí),總壓損失最大,為5.12%,進(jìn)氣溫度700K時(shí),總壓損失最小,為1.44%。這是由于燃燒室存在熱阻現(xiàn)象,即溫升越大,總壓損失越大。圖6所示為不同進(jìn)口溫度下,燃燒室中心截面的溫度分布。由圖可知,隨進(jìn)氣溫度增加導(dǎo)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(huì)有所減小。

圖6 不同進(jìn)口溫度下的燃燒室溫度分布

進(jìn)氣速度的改變對(duì)燃燒室總壓損失的影響較大,如圖5所示,進(jìn)氣速度的增大導(dǎo)致燃燒室內(nèi)的燃?xì)饬鲃?dòng)更紊亂,使得總壓損失越大。當(dāng)進(jìn)氣速度為10m/s時(shí),總壓損失最小,為0.62%,進(jìn)氣速度為50m/s時(shí),總壓損失最大,為12.36%。但是當(dāng)進(jìn)氣速度偏低時(shí),可能導(dǎo)致燃燒過(guò)程不穩(wěn)定。所以在實(shí)際燃燒過(guò)程中,進(jìn)氣速度的選擇不應(yīng)僅僅考慮總壓損失帶來(lái)的影響。

2.2 燃燒效率

燃燒效率采用燃?xì)夥治龇ㄓ?jì)算,計(jì)算公式為:

(2)

其中:EI為污染物排放指數(shù),單位為g/kg。下標(biāo)x為污染物,f為燃料。

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

圖7 不同當(dāng)量比下的燃燒效率

圖8 不同進(jìn)口溫度下的燃燒效率

圖9 不同進(jìn)口速度下的燃燒效率

由圖7可知,當(dāng)量比小于或等于1時(shí),燃燒效率高達(dá)99.8%,而當(dāng)量比大于1時(shí),燃燒效率急劇減小,當(dāng)量比為1.4時(shí),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(yīng)的燃料有限,抑制了燃燒的充分進(jìn)行。從這一方面也驗(yàn)證了上文中設(shè)想燃燒室更適合在貧油的條件下工作。另外,富油燃燒在實(shí)際應(yīng)用中需消耗更多的燃料,是需要避免的。

在研究進(jìn)氣溫度和進(jìn)氣速度的影響時(shí),保持當(dāng)量比為0.6不變。由圖8和圖9可知,進(jìn)氣溫度和進(jìn)氣速度對(duì)燃燒室燃燒效率的影響并不明顯。燃燒效率隨進(jìn)氣溫度的增大而增大,不同進(jìn)氣溫度對(duì)應(yīng)的燃燒效率都在99.9%以上,最高可達(dá)99.98%。隨進(jìn)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(dá)99.91%。

2.3 出口溫度分布

燃燒室出口溫度分布系數(shù)(OTDF)是衡量出口溫度分布好壞的重要標(biāo)志,主要關(guān)系到渦輪的工作環(huán)境,文中討論的出口溫度分布系數(shù)是采用熱點(diǎn)溫度分布系數(shù),對(duì)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(yè)燃機(jī)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(jìn)口平均溫度。

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

圖10 不同當(dāng)量比下的OTDF

不同進(jìn)口溫度條件下出口溫度分布系數(shù)的變化規(guī)律如圖11所示。此時(shí)OTDF的值在0.07～0.1之間,且隨著進(jìn)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(duì)火焰的穩(wěn)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(jìn)口溫度下的OTDF

圖12所示為不同進(jìn)口速度條件下OTDF的變化規(guī)律。由圖可知,此時(shí)OTDF的值在0.07～0.085之間,且隨著進(jìn)口速度增加而減小后趨于平緩。隨著進(jìn)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(qū)內(nèi)的燃燒,對(duì)燃燒不穩(wěn)定所產(chǎn)生的局部高溫進(jìn)行控制,對(duì)出口溫度分布有利。

圖12 不同進(jìn)口速度下的OTDF

3 結(jié)論

改變不同進(jìn)口溫度、進(jìn)口速度以及當(dāng)量比等參數(shù),對(duì)含導(dǎo)流片及內(nèi)置鈍體的駐渦燃燒室的性能進(jìn)行了研究,得到以下結(jié)論:

1)較高的進(jìn)口溫度以及較低的進(jìn)口速度都能有效的降低燃燒室總壓損失,進(jìn)口速度為10 m/s時(shí)總壓損失僅為0.62%。當(dāng)量比的改變對(duì)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(dāng)量比小于或等于1時(shí),燃燒室的燃燒效率能達(dá)到99.8%。進(jìn)口溫度和進(jìn)口速度對(duì)燃燒效率影響較小。

3)進(jìn)口溫度、進(jìn)口速度以及當(dāng)量比的改變對(duì)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(dǎo)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(wěn)焰冷態(tài)流場(chǎng)初步研究 [J]. 推進(jìn)技術(shù), 2008, 29(2): 135-138.

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

[8] 樊未軍, 嚴(yán)明, 易琪, 等. 富油/快速淬熄/貧油駐渦燃燒室低NOx排放 [J]. 推進(jìn)技術(shù), 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(yàn) [J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 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?xì)廨啓C(jī)燃燒室 [M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)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(guó)家自然科學(xué)基金(51066006;51266013);航空科學(xué)基金(2013ZB56002;2013ZB56004);江西省研究生創(chuàng)新基金(YC2014-S397)資助

徐舟(1992-),男,江西樟樹(shù)人,碩士研究生,研究方向:航空工程。

V235.1

A