WP6發動機改RF031燃氣輪機中低熱值燃燒室改進設計

馮大強，楊 靈，屈成澤，朱 濤

（中國燃氣渦輪研究院，四川江油 621703）

WP6發動機改RF031燃氣輪機中低熱值燃燒室改進設計

馮大強，楊 靈，屈成澤，朱 濤

（中國燃氣渦輪研究院，四川江油 621703）

詳細介紹了由W P6航空發動機去掉3級壓氣機改型而成的RF031燃氣輪機燃燒室所用燃料由航空煤油改為中低熱值氣態燃料而進行的改進設計方案。經改進設計，實現了該燃燒室中低熱值燃料（10467kJ/m3）的穩定燃燒，經試驗驗證，各項指標滿足總體要求，基本實現了W P6發動機改地面燃氣輪機的第1步目標。

燃燒室；中低熱值；燃氣輪機；改進設計；WP6發動機

1 引言

在WP6航空發動機基礎上將壓氣機去掉3級，形成新的燃氣發生器方案而成RF031燃氣輪機，燃燒黃磷尾氣用于發電。此時，其燃燒室進口壓力和溫度降低、燃燒條件惡化，且由于目標燃料的燃燒性能較航空煤油、天然氣等高熱值燃料的差，因此，如何在原有燃燒室結構基礎上實現改燒中低熱值燃料是該燃氣發生器研制的關鍵之一。

黃磷尾氣是黃磷生產過程中排放的尾氣，主要成分為一氧化碳（CO），體積分數約90%左右，其余為水蒸氣、粉塵、硫化氫（H2S）、磷（P）等組分。由于在燃機實際運行中，黃磷尾氣需要經過除塵、干燥、凈化等工藝，最終進入燃燒室燃燒的基本上為純的CO。相對與WP6發動機燃燒室所使用的燃料——航空煤油而言，CO在燃料形態、物性參數、熱值等方面均存在很大的差異，改進設計具有較大的技術難度，同時要模擬燃料成分進行調試試驗也存在很大風險。在研制過程中，通過大力借助模擬熱值的試驗調試方法,基本上是以試驗帶設計、邊改邊試，最終使改進后燃燒室各項性能指標基本達到總體要求。

本文較詳細地描述了由WP6發動機改型而成的RF031燃氣輪機燃燒室的改進設計過程。

2 改進設計方案

2.1 思路和流程

考慮到研制進度要求及在未來工程應用階段燃氣發生器改進加工的經濟性，燃燒室的變動應盡可能小。基于此，在方案論證初期確定了3步走方案：改噴嘴→改頭部→改燃燒室。期望通過前2步改進措施達到設計要求，盡量避免進行第3步。改進設計過程中的試驗調試，首先采用模擬熱值（天然氣摻混氮氣）方法進行（有天然氣氣源，模擬熱值方法相對簡單、安全、經濟），在取得初步結果后采用真實燃料（CO）進行驗證。

確定總體思路后，首先開展了噴嘴的改進設計，并投入試驗調試。但是先期設計、加工并投入試驗的2個氣體噴嘴在燃燒室規定點火狀態下根本點不著火，通過調節燃燒室進口狀態進行摸索，在某些特定狀態下即便能點著火，但穩定燃燒范圍也很窄。針對這種情況，在改進噴嘴設計階段通過密集的試驗調試進行了方案篩選，從噴嘴形式、燃料噴射角度、噴口面積（控制燃料噴射速度）、燃料溫度、燃燒室進口狀態、單雙燃料起動方式等各方面考察點火特性，最終解決了起動問題。但此時發現，試驗中的燃燒效率很低。單靠改變噴嘴設計不可能大幅度提高燃燒效率，而改變火焰筒開孔規律可有效提高混氣在火焰筒內停留時間，從而提高燃燒效率，并且加工難度小、進度快。因此調整了方案論證初期的思路，即通過改變火焰筒開孔規律來考察其對燃燒效率提升的貢獻程度。經過又一輪針對火焰筒開孔規律變化的改進設計與試驗調試，充分挖掘開孔規律變化的潛力后，燃燒室燃燒效率與燃燒室溫升有了較大幅度地提高，此時成分模擬相關的設備改造及氣源組織也已具備條件，于是在此狀態下投入成分模擬試驗驗證。試驗結果顯示：成分模擬與熱值模擬存在巨大差異，在燃燒室此時的技術狀態下，熱值模擬的最高效率為75%，最大溫升約400K，而成分模擬的最高效率為97%，最大溫升高于500K，燃燒效率與出口溫度指標基本達到設計要求。這一結果遠超出當初預料，也昭示出在改變火焰筒開孔規律階段走了彎路。解決效率問題后，工作重點轉向燃燒室出口溫度場調試，最終溫度場達標后，鎖定燃燒室技術狀態。整個研制過程的實際流程如圖1所示，這里僅以幾個主要技術問題的解決為主干脈絡。

2.2 試驗調試和驗證方案

在燃燒室研制過程中，通過試驗進行了燃料系統改造，分階段在2個試驗器上進行了大量的試驗調試與驗證。

RF031燃氣輪機燃燒室的目標燃料為CO，其熱值約10000kJ/kg，屬于中熱值燃料。在理想情況下，要考核燃燒室改進后的各項性能，應采用真實燃料進行試驗，但由于CO為無色無味的劇毒氣體，不能液化儲存運輸，且價格昂貴（約 160元 /Nm3），要進行真實燃料的試驗，首先面臨安全問題、各種安全保護措施的落實，需花費大量的時間與精力；其次因氣源不能液化，容積流量大，在運輸、儲存方面組織較困難；經濟可行性也很差，進行單管燃燒室試驗設計點下1h需CO約500Nm3，加上儲存罐租用、運輸等費用，僅燃料耗費1項約10萬元/h。考慮以上因素，不可能采用真實燃料進行大量的試驗調試，大多數調試試驗均采用天然氣摻混氮氣模擬熱值的方法進行，按試驗現場的天然氣熱值（48700kJ/kg）將天然氣與氮氣的摻混比例定為1：3.87。

WP6發動機燃燒室為10個火焰筒的環管燃燒室，試驗調試時取其1/10，即包含1個火焰筒、機匣為36°扇形的單管燃燒室。

3 結果與分析

3.1 點火性能及相關設計

燃燒室燃料由航空

煤油改為低熱值氣體燃料時，首要問題是噴嘴的容積流通率大大增加，噴嘴必須重新設計。在RF031燃氣輪機燃燒室研制過程中，為解決點火、燃氣輪機起動、降低噴嘴壓降等問題，前后共設計、加工了2種類型（旋流葉片式、噴孔直射式）的6個噴嘴（如圖2所示）進行試驗篩選。

對2種類型的噴嘴分別進行點火試驗，初期仍沿用WP6發動機燃燒室的間接點火方式，即用汽油為燃料先點燃預燃室，再用預燃室火炬引燃主火焰筒。后期將噴嘴改為雙燃料結構時，將燃燒室點火方式改為高能電嘴直接點火。各種噴嘴的試驗結果顯示：旋流葉片式噴嘴點火特性較差，用汽油引燃后，在燃燒室進口馬赫數偏離設計點一定程度時出現振蕩，無法穩定，預燃室一旦關閉即自動熄火；馬赫數在設計點附近且在預燃室一直工作的情況下，在燃燒室中燃燒穩定，但關閉預燃室后數10s即自行熄火（個別狀態持續時間較長）。結合其設計情況分析，由于受外型尺寸限制，設計的燃料噴射角度偏小，且葉片長度不夠，存在直通現象，實際燃料噴射角度遠小于設計值，造成燃料集中在火焰筒中心，大部分沒有被帶入回流區，從而導致點火困難且不能形成穩定火焰。

與葉片式噴嘴相比，直射式噴嘴在點火特性方面有了較大改善，在預燃室關閉后基本能穩定燃燒，但點燃后在燃燒室狀態調節過程中極易熄火，表明還有待進一步完善設計。由于受結構限制，葉片式噴嘴進一步調整燃料噴射角度、噴射速度的潛力不大，且設計、加工周期長；而直射式噴嘴改變燃料噴射速度、噴射角度方面的余地較大，且設計、加工相對容易，因此將研究重點轉移到直射式噴嘴的改進上，葉片式噴嘴被正式淘汰。

RF031燃機與WP6發動機啟動過程中點火轉速一致，燃燒室進口狀態基本為常溫常壓，單個火焰筒空氣流量約0.3kg/s，根據各種噴嘴的點火試驗結果分析，要在此狀態下直接采用中低熱值燃料點火并保持穩定燃燒很困難，因此沒有深入地探索其可行性，而采用了通常的雙燃料啟動方式，即在氣體噴嘴中心加上1個液體燃料噴嘴（圖2），采用高熱值燃料（分別采用0#柴油和航煤為燃料，對點火無明顯影響），在將燃機帶至一定轉速時，供入中低熱值燃料共同燃燒，在燃燒室進入中低熱值燃料能穩定燃燒的狀態范圍以后停止供應液體燃料。根據這種思路，在6#氣體噴嘴上進行修改設計，加工了雙燃料噴嘴并針對燃機啟動過程中燃燒室狀態變化的全過程進行了試驗調試。結果顯示：在啟動時能可靠點火（著火余氣系數約1.8），從啟動到慢車（55%轉速）狀態由柴油（或航煤）帶動，慢車狀態后逐漸加入低熱值燃料帶至設計點后停油，相關參數隨狀態變化情況如圖3、4所示。

雙燃料噴嘴在整個燃機工作范圍內，在2種燃料切換過程中，主燃料分別采用模擬熱值（天然氣摻混氮氣）和模擬成分（CO）進行了試驗驗證，除了柴油（或航煤）著火余氣系數略小以外，切入中低熱值氣態燃料共同燃燒以及停止柴油（或航煤）供應等過渡步驟燃燒均很平穩，控制原理也很簡單，完全能夠滿足燃機啟動需求。圖3、4示出的是采用天然氣摻混氮氣為主燃料的切換過程，以CO為主燃料的切換過程因為燃料量有限而沒有在各個過渡狀態下錄取性能。

3.2 效率指標及相關設計

在RF031燃機燃燒室研制過程中，采用的中低熱值燃料（CO、天然氣摻混氮氣）的燃燒速率較高、熱值燃料低，燃料混氣完全燃燒需要更長時間，在火焰筒結構不變的情況下，由高熱值燃料改為中低熱值燃料可能會出現燃料在火焰筒內燃不盡而使燃燒效率大大降低的情況。在本燃燒室的研制過程中，很大一部分工作是圍繞解決燃燒效率展開的。

采用天然氣摻混氮氣做試驗驗證時，隨氮氣摻混比例的增加（燃料熱值降低），燃燒室燃燒效率下降很快，在摻混比例到1：3時，（此時熱值約 12141.72kJ/m3）燃燒效率已從純天然氣的接近1下降至45%，再繼續加大氮氣量向1：3.87調節時，由于不能穩定燃燒而熄火。結合在解決燃燒室點火問題過程中錄取的部分性能數據分析，該燃燒室在模擬熱值方法下通過改變燃料噴射角度、噴射速度以及對燃料加溫等方式來大幅度提高燃燒效率的可能性不大，需尋找其它途徑解決。

效率低下的原因主要是燃料混氣在火焰筒內滯留的時間不夠，由于火焰筒結構不能做大的變動，而改變火焰筒的進氣規律能有效調節該滯留時間，且更改設計簡單、補加工周期短。因此將火焰筒（如圖5所示）Ⅰ、Ⅱ2排孔堵上（對應流通面積27%），保持火焰筒其它進氣孔不變，暫沒有在其它位置開孔消化所堵孔相對應的進氣量，而是在試驗時將所堵孔相對應的進氣量從燃燒室進口扣除（實際扣除約20%），初步摸索提高燃料混氣在火焰筒的滯留時間對效率的貢獻。試驗結果顯示：燃燒效率有了明顯提高，由之前的小于45%（堵孔前原型在摻氮比例為1：3.87時無法穩定燃燒，在1：3時效率為45%）提高至73%，證實了這種改進設計方案的有效性。此時燃燒效率隨氮氣比例（燃料熱值）的增大（降低）依舊呈近似指數關系下降，如圖6所示。

進一步加大堵孔力度，降低火焰筒內混氣流速，延長滯留時間，將火焰筒第Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ排孔全堵上，而在第Ⅴ、Ⅵ截面開孔補足面積，效率提高至85%左右（如圖7所示）。但此時2個問題凸顯出來，一是由于火焰筒約一半空氣流量從尾部（第Ⅴ、Ⅵ截面）進入形成摻混氣流，溫度場嚴重惡化（具體情況見溫度場1節）；二是此時火焰筒主燃區進氣量大大減少，為保證主燃區1個合適的燃料——空氣比例，所加的燃料量大大減少，使燃燒室出口平均溫度大大降低。此時若強行加大燃料供應量，主燃區燃料空氣比偏離最佳比例，燃燒效率急劇下降，將出現越加燃料出口溫度越低的情況。

要提高出口溫度，必須加大主燃區空氣供應量，使燃燒室效率特性曲線整體向富油方向移動，但空氣量加大后火焰筒內流速增大，效率特性曲線最高點又會下降。因此，需在燃料量及混氣流速之間尋找1個最佳平衡點，最大限度地提高燃燒室出口溫度。根據這一思路，隨即對火焰筒開孔布局進行了優化設計，分別采取在火焰筒頭部開旋流孔、密集小孔，在火焰筒第Ⅰ截面（圖5）重開部分孔、第Ⅴ截面堵部分孔犧牲總壓損失、燃料加溫等措施進行了優化設計并投入試驗驗證，均沒有大的收獲，具體情況不再贅述。最終得到的最好結果是：燃燒室出口溫度為845K，燃燒效率約為75%，如圖8所示。此時，改變火焰筒進氣規律提高效率的努力也基本走到了盡頭。

由于距離設計目標還有很大差距，而在不改變燃燒室大體結構的基礎上也沒有更好的措研制工作一度停滯不前。與此同時，為最后進行真實成分（CO）驗證所進行的設備改造工作已具備試驗條件。為盡快摸清2種試驗方法的差異，及時調整研制思路提供依據，研究人員積極的推動成分驗證試驗準備并隨即開展了成分試驗驗證。

模擬熱值與真實成分2種試驗方法對燃燒室性能影響的差異有多大一直是個懸念，RR公司提出不同氣體燃料能否代用的主要準則是：韋伯指數（W）、燃料的溫度、壓力及雜質的數量和類型。其中韋伯指數由以下公式確認

式中：Hu為在標準狀態下燃料的低熱值；SG為相對于空氣在15℃下的相對密度。

有資料指出：在韋伯指數保持不變時，燃氣組分的變化不會導致空燃比和燃燒速率的明顯變化，燃料可相互替代；韋伯指數在10%范圍內變動時，燃料控制系統不需要調整。分析在RF031燃機燃燒室研制過程中2種試驗方法所用的燃料，其溫度、壓力基本相同，韋伯數差別為4.7%，要保證韋伯數一致還需要加大氮氣摻混比例，推斷以CO為燃料時燃燒室燃燒效率還會低于采用天然氣摻混氮氣作燃料的效率。

由于CO為無色無味易燃易爆劇毒氣體，試驗準備在落實安全保護措施方面花費了不少時間與精力，考慮燃料費用較高，為得到盡量多的數據，驗證試驗首先采用常壓模擬方式，在不同余氣系數下錄取了燃燒室燃燒效率，然后又在設計點下錄取了燃燒室性能，試驗結果大大偏離了預想的，在常壓下燃燒效率即達到85%以上，效率特性曲線相對平坦，模擬設計點下燃燒效率為97%，如圖9所示。這一試驗結果在驗證了2種試驗方法對燃燒室真實性能評估存在巨大差異的同時，也否定了根據熱值模擬試驗結果所進行的部分改進設計工作的成效，同時預示此前對RR公司提出的燃料代用準則的理解存在偏差，有待進一步消化吸收。至此，燃燒效率與出口平均溫度均達到設計指標，研制工作的重點轉入溫度場調試。

3.3 溫度場調試

在燃燒室研制初期，并沒有過多的關注燃燒室出口溫度分布。因為RF031燃機總體要求的燃燒室出口平均溫度（922K）較WP6發動機燃燒室額定出口平均溫度（1030K）降低約100K，即便溫度場有所惡化，熱點溫度也不至于超過原型機的。但在火焰筒堵孔提高效率的過程中，特別是堵4排孔后，大量的冷空氣從火焰筒尾部進入，進氣位置離燃燒室出口距離很短，冷空氣穿透深度不夠，中心熱區沒能被沖開，導致燃燒室出口溫度中心高、四周低，出口溫度場嚴重惡化，溫度梯度很大（如圖10所示），各狀態下燃燒室OTDF達到1.6～1.8，溫度場惡化程度已遠遠超出燃燒室出口平均溫度降低所給予的裕度。針對這種情況，在后續一系列為提高燃燒效率而進行的火焰筒改進設計中，同時對火焰筒尾部的進氣孔布局及形式進行了改進設計，對燃燒室出口溫度場進行初步調整，調整后燃燒室各狀態下OTDF為0.5～0.7，溫度分布如圖11所示。

溫度場得到初步控制后，根據整個項目的研制進展情況，沒有繼續針對溫度場進行深入調試，后經過成分試驗驗證，火焰筒堵2排孔的設計方案效率與堵4排孔的相當，但溫度場及其調節潛力明顯優于堵4排孔方案的，因此調整溫度場的工作目標轉變為堵2排孔的設計方案。在此過程中，同時考核了該燃燒室在燃燒2種燃料（CO、天然氣摻混氮氣）時溫度場的差異，如圖12所示。在這2種燃料情況下燃燒室出口溫度場基本類似，導致OTDF超標的主要原因均是由于中心熱區沒有被有效摻混，而四周的溫度分布雖然存在差異（從表象看主要差異是二者的高、低溫區有一定角度的旋轉），但這個差異對OTDF影響不大。為此在后續的溫度場調試試驗中采用天然氣摻混氮氣為燃料，認為其調試結果可以代表燃燒CO時的真實結果。

為避免在溫度場調節階段影響燃燒效率而顛覆已有的成果，溫度場調節僅僅從改變摻混氣流的位置與深度著手，而沒有試圖去改變火焰筒頭部油氣分布。具體采用的調節手段有2種：1種是保持摻混氣相對流量不變，通過改變摻混孔在火焰筒周向的布局來導引部分摻混氣流對沖燃燒室出口高溫區，由于頭部旋流器進氣帶動整個火焰筒內氣流產生旋轉，在確定導引對沖冷流的摻混孔具體位置時考慮了氣流旋轉的影響；另1種通過改變摻混孔的直徑大小及采用摻混管來提高冷流穿透深度，使冷流在有限的軸向路程內能盡量穿透到火焰筒中心沖散高溫區。經過數次調整后，最終使燃燒室出口溫度分布達標。

3.4 其它

結合研制過程中的調試試驗，采用噴涂示溫漆的方式對火焰筒壁溫進行了2次測量，主要目的是在調整噴嘴噴射角度的過程中考察有無燃料貼壁面燃燒，由于狀態未達到設計點，測量的火焰筒壁溫偏低，最高溫度不超過610℃。測量結果僅表明未出現貼壁燃燒的情況，不作為壁溫指標，但根據每次試驗后對火焰筒的外觀檢查可初步判定火焰筒壁溫不高。

研制過程中也考核了燃燒室冷態流阻，RF031燃機燃燒室設計點下總壓恢復系數約0.91，略高于WP6G發動機設計點下燃燒室總壓恢復系數，與之前的理論分析吻合。

為減少發電機組自耗，降低燃料壓降、減少燃料壓縮功也是燃燒室研制過程中的一個努力方向，由于燃燒室研制不牽扯外部燃料管路設計，降低燃料壓力主要從改進噴嘴壓降的角度著手，經過對噴嘴進行優化設計，最終將噴嘴壓降控制在0.2MPa以內。

4 結論

（1）燃燒室主要性能參數：燃燒效率為0.97，總壓恢復系數為0.91，OTDF 為 0.43，點火余氣系數為1.8，噴嘴燃料壓降為0.2MPa，壁溫在材料允許范圍內。

（2）在同樣熱值、不同燃料成分下燃燒室燃燒性能差異很大。

該燃燒室距離工程應用還有較大差距，可靠性、壽命及整臺燃燒室聯焰等問題還未涉及，性能方面還存在進一步優化及開展真實成分驗證的需求。

[1]朱世瀾.燃氣輪機技術:國外中、低熱值氣體燃料開發及應用于燃氣輪機的概況［M］.北京：中國電力出版社，1991.

[2]Norman Z.the Impact of Fuel Flexible Gas Turbine Control Systems on Integrated Gasification Combined Cycle Performance[C].Atlanta.June16，2003.

[3]Rainer Kurz.Gas Turbine Fuel Considerations[C].ASME，2004.

Improved Design of Low/Middle Calorific Combustor for RF031Gas Turbine Derived From WP6 Aeroengine

FENG Da-qiang,YANG Ling,QU Cheng-ze,ZHU Tao
（China Gas Turbine Establishment,Jiangyou 610500,Sichuan,China）

RF031gas turbine is derived from WP6 by removing 3stages compressor and changing fuel from kerosene to low/middle calorific fuel.The improved concept and validation results of improved combustor were presented based on WP6 combustor.The combustion stabilization was achieved with low/middle calorific fuel（10467kJ/m3）.The various performance of the combustor could basically meet the general requirements and the preliminary goal of the RF031.

combustor；low/middle calorific；gas turbine；improved design；WP6 aeroengine

馮大強（1973），男，碩士，高級工程師，從事航空發動機和燃氣輪機燃燒室試驗研究工作。