R0110重型燃氣輪機分級燃燒室NOx排放試驗研究

包文飛，李 明，牟 影，王巍龍

（中航工業沈陽黎明航空發動機（集團）有限責任公司，沈陽110043）

R0110重型燃氣輪機分級燃燒室NOx排放試驗研究

包文飛，李 明，牟 影，王巍龍

（中航工業沈陽黎明航空發動機（集團）有限責任公司，沈陽110043）

R0110重型燃氣輪機是中國第1臺具有自主知識產權的重型燃氣輪機，其燃燒室按照干式低排放（D ry Low N O x，D LN）原理設計，采用燃料徑向分級的燃燒技術。燃燒室設計包括2種分級燃燒模式，第Ⅰ模式為常規燃燒模式，第Ⅱ模式主要是針對N OX排放問題而設計的。2種燃燒模式試驗研究結果表明:第Ⅱ模式較第Ⅰ模式在污染物排放方面有顯著降低，但2種模式均未滿足設計要求。通過對試驗結果做簡要的闡述及分析，提出可采取調整各燃燒區的燃料分配比例、改進燃燒室結構等措施和建議，以進一步改善燃燒室N OX排放特性。

重型燃機；均勻預混；分級燃燒技術；N OX排放：航空發動機

0 引言

環保意識的增強和排放標準的制定要求航空發動機和工業燃氣輪機必須降低氮氧化物（NOX）、一氧化碳（CO）、未燃碳氫化合物（UHC）的排放[1]。世界發達國家燃氣輪機技術較為成熟，在降低污染物排放方面成效顯著，其中分級燃燒技術尤其是低NOX燃燒技術應用廣泛，現已成功應用于多種燃氣輪機機組[2]。

R0110重型燃氣輪機燃燒室為逆流環管式結構，采用燃料徑向分級燃燒技術，通過向每級燃燒區供入一定量的空氣和燃料，燃燒過程按照均勻預混可燃氣體的火焰傳播方式進行，使燃燒溫度被限定在1800 K以下，進而控制高負荷下的NOX生成量[3-4]。R0110重型燃機第Ⅰ模式為常規燃燒模式，環形區在整個工作范圍內不熄火；第Ⅱ模式為減排放燃燒模式，環形區在特定狀態熄火，作為燃料預混室使用。2種燃燒模式各燃燒區燃料特性基本保持一致。為驗證其燃燒室的NOX真實排放特性，該燃氣輪機研制完成后，在2006～2011年先后進行了和第Ⅰ、Ⅱ模式單管試驗。試驗表明：第Ⅱ模式的污染物排放比第Ⅰ模式的顯著降低。

本文研究了R0110重型燃氣輪機在2種燃燒模式下的試驗過程，通過對2種燃燒模式污染物排放結果進行比較分析，提出進一步改善燃燒室特性的措施和建議。

1 試驗系統和試驗過程

1.1 試驗系統

試驗系統包括空氣系統、天然氣供氣系統、試驗件和測量系統。天然氣供氣系統如圖1所示，來自加溫爐的天然氣通過過濾器、V錐流量計測量后分為4路進入燃燒室各燃料進口，其中的3條支路都有流量測量裝置和流量調節控制閥，用以控制供入不同燃燒區的燃料流量；預燃室點火由于流量小，可通過穩壓閥控制天然氣的壓力來保證流量，不做單獨測量。

圖1 天然氣供氣系統流程

圖2 采樣耙安裝位置

為了測量燃燒室排氣污染物的排放量，在試驗件后端安裝了6支7點采樣耙，安裝位置如圖2所示。所需的樣氣通過采樣耙取得后混為1點，經過保溫管引到測量儀器即燃氣分析儀，具體燃氣分析流程如圖3所示。

1.2 試驗過程

1.2.1 燃燒室結構

R0110重型燃氣輪機燃燒室結構剖面如圖4所示。該燃燒室主要由環形區、均勻區、擴散區，以及中心區、1級回流區和2級回流區等組成，火焰筒軸向布置2道文丘里式節流環，用于收緊火焰和產生回流，防止火焰筒壁溫超標和環形區回火。

圖4 R0110重型燃氣輪機燃燒室結構剖面

環形區位于火焰筒頭部外側，其前壁板上裝有8個微型渦流器。火焰筒的內、外壁和1級文丘里式節流環所組成的空間形成了環形區，燃料與空氣在該預混室內充分混合，后經1級文丘里式節流環產生回流后，與擴散區的值班火焰相遇燃燒。均勻區位于火焰筒頭部內側，由中心旋流器、火焰筒內壁和前壁板等組成。燃料在均勻區內與空氣進行短暫混合后，經過中心旋流器的攪拌，與擴散區的值班火焰相遇燃燒。

1.2.2 燃料分配過程

燃燒室點火成功后，隨著相對功率的升高，供入火焰筒不同燃燒區的燃料量也進行調整。R0110重型燃氣輪機燃燒室燃料特性如圖5所示。燃燒室2種燃燒模式各區燃料流量配比，在整個升功率過程中基本一致，都需要2次調節燃料分配比例，分別為相對功率Ne＝0.3和0.7。2種燃燒模式區別在于第Ⅱ模式在相對功率Ne＝0.4之后的過程中，環形區熄火作為預混室使用，下面主要以第Ⅱ模式為例，介紹各燃燒區燃料在整個功率范圍內的變化特性，具體如下：

圖3 燃氣分析系統流程

圖5 R0110重型燃氣輪機燃燒室燃料特性

（1）相對功率Ne＝0～0.3：燃料全部進入環形區，此時，僅環形區工作，燃燒方式為擴散燃燒。

（2）相對功率Ne＝0.3。均勻預混區和擴散區開始工作，此時，進行第1次燃料分配，將3%的燃料供入擴散區，35.3%的燃料供入均勻預混區，61.7%的燃料供入環形區，環形區和擴散區均為擴散燃燒，擴散區火焰實質是值班火焰，為功率進一步提高做好準備。

（3）相對功率Ne＝0.4。環形區熄火，作為燃料和空氣的預混室使用。此時，燃料分配比例保持不變，混合氣經第1級文丘里式節流環產生回流后，由擴散區值班火焰點燃，在中心區進行燃燒，燃燒室開始由擴散燃燒向預混燃燒轉換。

（4）相對功率Ne＝0.4～0.7。燃燒室按燃料特性曲線繼續提升相對功率，環形區的燃料量占主導地位。

（5）相對功率Ne＝0.7～1.0。燃料再次進行重新分配，降低環形區燃料量的同時，增加均勻區的燃料量，保持燃料總量不變，最終完成整個燃燒方式的轉換。

從燃燒室的整個工作過程可知，在大功率狀態下，燃燒室是以大比例（預混占97%，擴散占3%）的預混燃燒進行工作，燃料和空氣的良好混合可使燃燒更加充分，燃氣經第1、2級文丘里式節流環產生回流后，增加了在火焰筒內的駐留時間，有效地控制了污染物CO的生成；環形區的燃料與空氣的混合氣經第1級文丘里式節流環產生回流后，與擴散區值班火焰相遇燃燒，并與均勻預混區火焰共同組成中心火焰炬，在第Ⅱ模式下，環形區是熄火狀態，因此,其混合氣溫度較低，對中心火焰炬起到了冷卻的作用，使中心火焰炬燃燒溫度控制在特定的溫度區間內，有效抑制污染物NOX的生成。

2 試驗結果與分析

2.1 2種燃燒模式污染物排放結果及分析

燃燒室第Ⅰ、Ⅱ模式試驗污染物排放結果見表1、2。從表中可見，第Ⅰ模式在整個功率范圍內，燃燒效率都較高，CO、UHC等排放較低，在設計點基本檢測不到，但是NOX排放量卻遠遠超標，設計點狀態為94.3 mg/N·m3（O2質量分數為15%折算法）；第Ⅱ模式燃燒效率在相對功率Ne＝0.4～0.5小功率狀態下較低，NOX的排放也較低，CO、UHC的排放較高，在Ne＝0.7以上功率狀態下燃燒效率較高，CO、UHC排放明顯降低，但是NOX的排放隨之升高，設計點狀態為55.99 mg/N·m3（O2質量分數為15%折算值）。

表1 第Ⅰ模式燃燒室排氣污染試驗結果

表2 第Ⅱ模式燃燒室排氣污染試驗結果

從燃燒室整個工作過程分析，在小功率工作狀態下，燃料與空氣預混后在主燃區分布比較均勻，燃料質量分數較低，從化學反應速率角度來講，燃料質量分數過低導致化學反應速度減慢（即燃燒速率降低），因此，部分燃料還未來得及燃燒就離開了燃燒室，使燃燒效率下降，CO、UHC的排放較高[6]。對于NOx排放特性，在第Ⅱ模式下，除相對功率Ne＝0.7的燃料調整外，其余狀態基本符合DLN燃燒室的工作準則。而試驗結果表明：在相對功率Ne＝0～0.7的過程中，NOx排放較小。正是因為相對功率Ne＝0.7的燃料調整后，才導致了NOx排放的逐步升高，最終超出設計要求，這與環形區和均勻區燃料量的改變有直接關系。

從燃燒室的結構上分析，R0110重型燃氣輪機燃燒室雖然采用了燃料分級和稀相預混結構設計，但在來流空氣湍流度、預混距離等方面存在不足。第Ⅱ模式環形區雖然有了足夠的空間來實現燃料與空氣的均勻預混，但是，8個微型旋流器位于燃料噴嘴的下游，且與燃料噴嘴距離很近，這對來流空氣湍流度的強化和預混距離的延長很不利。均勻區有著同樣的弊端，并且預混空間比GE公司的DLN燃燒室的小很多，很難實現燃料與空氣的完美混合，第2次的燃料切換加重了此因素的負面影響。

2.2 改善NOx排放的措施和建議

通過分析認為，調整好各區之間的燃料比例是降低NOx排放的首選措施。從燃料分配中可見，R0110重型燃氣輪機燃燒室在模式Ⅱ下，相對功率Ne＝1.0時，擴散區的值班燃料、預混較差的均勻區燃料和環形區的稀相預混燃料比例分別為3%、58%和39%，而結構與之相似的GE公司DLN-1燃燒室的3部分燃料比例則為2%、15%和83%，預混較差的均勻區燃料比例僅為15%，才實現了NOx排放<25 mg/N· m3（15%余氧狀態）的要求。R0110重型燃氣輪機燃燒室均勻區的燃料比例比DLN-1燃燒室的高3～4倍，使均勻區過量空氣系數過低，而變成預混室的環形區過量空氣系數又顯得過高。二者均偏出DLN燃燒室所要求的過量空氣系數為1.5～1.6的范圍。顯然，如將均勻區的部分燃料供給環形區，使2區的過量空氣系數相互接近或基本一致，有望進一步降低NOx排放。此外，適當的延長均勻區的預混段，提高預混均勻性，增強環形區和均勻區的擾流進而增加來流空氣的湍流強度，有望進一步改善NOx排放特性。

3 結束語

在設計點狀態，2種燃燒模式NOX排放量均超標，雖然第Ⅱ模式NOX排放量比第Ⅰ模式的有明顯降低，但是仍然不能達到小于25 mg/N·m3（15%余氧狀態）的設計要求。這說明燃燒室的設計存在缺陷，除了要重新調整各燃燒區的燃料分配比例，在結構上，環形區和均勻區的旋流器安裝位置不當，造成燃燒室的來流空氣湍流強度與預混距離不夠等問題也是需要重新考慮的因素。

[1]梁春華.燃氣渦輪發動機干低排放燃燒室的研制及發展[J].航空發動機,2011，37（4）:47-50. LIANG Chunhua.Research and development of dry low emission combustion chamber of gas turbine engine[J]. Aeroengine,2011，37（4）:47-50.(in Chinese)

[2]劉靜，肇俊武.國外民用航空發動機低污染燃燒室的發展[J].航空發動機,2012，38（4）:11-16. LIU Jing,ZHAO Junwu.Foreign civil aircraft engine development of low pollution combustion chamber[J]. Aeroengine,2012,38（4）:11-16.(in Chinese)

[3]侯曉春.燃氣輪機燃燒技術的研究與應用[J].燃氣輪機技術,1998,11（2）：8-21．HOU Xiaochun.Gasturbinecombustion technology research and application[J].Gas Turbine Technology, 1998,11（2）：8-21．(in Chinese)

[4]Vermes G.Low NOXformation emission from an ambient pressure diffusion flame fried gas turbine cycle (APGC)[J]．ASMEJ of Engineering for Gas Turbines and power,2003,125:46-50.

[5]雷俊勇，李宇紅，由長福.重型燃機DLN燃燒室環形區的優化研究[J].燃燒科學與技術，2006,12（4）:340-344. LEI Junyong,LI Yuhong,YOU Changfu.Study on optimization of heavy duty gasturbine combustion chamberof the DLN loop region [J].Journal of Combustion Science and Technology，2006,12（4）: 340-344.(in Chinese)

[6]黃偉，曾漢才.分級燃燒對NOx排放的試驗研究[J]．電站系統工程，2005，21（4）：8-10. HUANG Wei,ZENGHancai.Experiment research for the airstaging on NOx emissions powersystem engineering[J]．Power System Engineering,2006,27 (Suppl.2):227-230.(in Chinese)

[7]謝剛，祁海鷹，李宇紅，等.R0110重型燃氣輪機燃燒室污染排放性能研究 [J].中國電機工程學報，2010，30（20）: 44-46. XIE Gang,QI Haiying,LI Yuhong,et al.Emission peformance ofDry Low NOXcombustors forR0110 heavy-duty gas turbine[J]．Proceedings of the CSEE,2010，30(20):44-46.(in Chinese)

[8]周君輝,王力軍.燃燒室貧油多旋流預混合預蒸發特性數值研究[J].航空發動機，2011，37（1）:20-23. ZHOU Junhui,WANG Lijun.Numerical study of lean premixed and prevaporized characteristics for combustor with a multi-swirler[J].Aeroengine,2011,37（1）:20-23.(in Chinese)

[9]林宇震，彭云暉.分級/預混合預蒸發貧油燃燒低污染方案NOx排放初步研究 [J].航空動力學報，2003,18（4）：492-497. LIN Yuzhen,PENG Yunhui.A preliminary study of NOXeission of stagingr premixed and prevaporized lean combustion low emission combustor scheme[J].Journal of Aerospace Power,2003,18（4）：492-497.(in Chinese)

[10]胡毅,張寶誠.航空燃氣渦輪發動機燃燒的NOx控制及預測[J].航空發動機,2002，28（3）：30-36.

Experimental Research on NOXEmission of Staged Combustor for R0110 Heavy-duty Gas Turbine

BAO Wen-fei,LI Ming,MOU Ying,WANG Wei-long
（AVIC Shenyang Limnig Aero-engine(Group)Co.Ltd.,Shenyang 110015,China）

The R0110 heavy-duty gas turbine is the first self-developed in China,which the combustor is designed according to the Dry Low NOx (DLN)principle.The fuel of the gas turbine was staged radially.Two kinds of staged combustion mode were included in combustor design,the modeⅠwas the routine mode and the modeⅡwas mainly designed for resolving the NOx emission.Test results for two kinds of combustion mode show that the modelⅡwas significantly reduced in pollutant emissions than the mode,but both modes did not meet the design requirements.Based on analysis of the test results briefly,the further measures and suggestions on reducing NOx emission are put forward that fuel distribution ratio in the various stages are adjusted and combustor structure is improved.

heavy-duty gas turbine;uniform premixed;staged combustion technology;NOx emission;aeroengine

包文飛（1971），男，高級工程師，主要從事燃氣輪機整體性能及試驗工作。

2012-12-18