中心分級貧油直噴(LDI)燃燒室流動及污染排放特性研究

于涵, 索建秦, 朱鵬飛, 鄭龍席

(西北工業大學 動力與能源學院, 陜西 西安 710072)

隨著國際社會對環境污染問題的關注度越來越高,國際民航組織(ICAO)對民用飛機污染物排放的要求日益嚴格,先后制定并頒布了CAEP1,CAEP2,CAEP4,CAEP6和CAEP8等污染物排放規定[1],對一氧化碳(CO)、未燃碳氫(UHC)、氮氧化物(NOx)和冒煙的生成量制定了嚴格的排放要求,尤其是對NOx的排放限制要求越來越嚴格。因此需要開展低污染技術研究。目前,低污染燃燒技術主要分為3個技術路線:富油燃燒-快速淬熄-貧油燃燒(rich-burn quick-quench lean-burn,RQL)[2],貧油預混預蒸發燃燒(lean premixed prevaporised,LPP)[3]和貧油直接噴射燃燒(lean direct injection,LDI)[4]。

RQL燃燒技術是目前應用最廣泛的低污染燃燒技術,但是在淬熄過程有可能產生接近化學恰當比的反應條件,從而生成大量NOx,這就導致在同樣條件下主燃區富油燃燒比貧油燃燒產生更多的NOx,因此RQL技術降低污染排放的潛力有限,很難滿足未來ICAO更嚴苛的排放標準。LPP和LDI技術的基本思想是在主燃區形成非常均勻的燃料-空氣混合物,然后在較貧的當量比下進行燃燒,以此降低燃燒區溫度,從而大幅減少由于熱力型機理生成的NOx。由于LPP技術存在自燃、回火和燃燒不穩定性問題,而LDI技術采用直接混合燃燒,不存在自燃和回火問題,同時有效降低了燃燒不穩定性發生的風險,因此LDI技術是未來低污染燃燒室發展的重要方向。LDI技術的核心是旋流噴嘴模型結構,經過旋流器的空氣既是燃燒空氣,也是助霧化和促進油霧散布的空氣[5]。該結構的關鍵是實現燃油良好霧化以及油氣快速混合,在燃燒室頭部形成均勻偏貧的可燃混氣,從而降低燃燒區溫度來抑制氮氧化物的生成[6]。

國外針對LDI技術已經開展了很多研究,Fu[6]采用激光多普勒測速(LDV)技術研究了不同葉片角度、雷諾數和約束比對LDI燃燒室流場形態和燃燒性能的影響。Dewanji等[7-9]針對單點和九點LDI燃燒室采用非定常雷諾平均N-S方程(URANS)和大渦模擬(LES)方法研究冷態流場特征,分析了漩渦中心進動(PVC)和漩渦破碎泡(VBB)現象,建立了適用于LDI燃燒室的噴霧燃燒數值模擬方法并與實驗結果對比驗證。Villalva[10]在常壓下同時觀測LDI燃燒室速度場和反應區,結果表明火焰穩定在由混合段出口高速反應流和低速回流區形成的剪切層內。Patel等[11-12]采用LES方法研究LDI燃燒室內部流場,研究發現熱態時旋流流動形成的VBB變小,并且起到穩定火焰的作用。Heath[13]采用雷諾平均N-S方程(RANS)方法結合簡化的航空煤油(Jet-A)反應機理計算了LDI燃燒室的流場結構和燃燒性能,揭示了旋流器間距、葉片角度和文氏管收縮角度對流動和污染物產生的影響規律。隨后在文獻[14]中提出了全環LDI燃燒室方案,針對1/12全環模型研究了整個起降循環內燃燒性能和污染物排放。

國內吳垚锃等[15]研究了不同旋流數、文氏管間距、擴壓器與頭部間距等參數對多點噴射燃燒室冷態流場的影響規律。朱宇等[16]針對單個旋流噴嘴結構采用數值方法研究了旋流數和擴張比對回流區形態的影響規律,并且總結了回流區長度的經驗關系式。

目前,國內外基于LDI概念提出的燃燒室方案多采用陣列式噴嘴的結構,每個單元由帶有文氏管的旋流器和噴嘴構成,不同的設計者只是改變了不同的陣列方式,這種設計雖然單元結構簡單,但是整體結構龐大,燃油控制系統復雜,難以在航空發動機上實現應用。本文提出中心分級貧油直噴燃燒室模型,研究了慢車和起飛工況下燃燒室冷態和熱態流動特性,對比分析了主油噴射角度對燃燒反應和污染物生成的影響。

1 物理模型及計算方法

1.1 物理模型

本文提出了中心分級貧油直噴低污染燃燒室頭部模型,如圖1所示。

圖1 中心分級貧油直噴燃燒室頭部結構示意圖

將頭部分為主模(main module)和副模(pilot module),分別對應主模燃燒區和副模燃燒區。副模由副模旋流器、單油路離心噴嘴和收斂出口組成,主模由主模旋流器、同軸順流空氣助霧化噴嘴和收斂出口組成,其中主模旋流角度為60°,副模旋流角度為32°,副油噴嘴霧化錐角β為90°。本文中建立了2種主油噴射角度燃燒室模型,主油角度α分別為15°和20°。

根據燃燒室技術成熟度的劃分,在開展新概念燃燒室燃燒組織和基本性能研究時,應當采用單頭部燃燒室作為研究對象[17],因此本文建立了單頭部單管燃燒室模型,如圖2所示,包括燃燒室頭部、燃燒室進口段、端壁法蘭、燃燒室機匣、火焰筒和燃燒室收斂段。

圖2 單頭部單管燃燒室模型

1.2 網格劃分

采用ICEM CFD軟件劃分流體域網格,由于燃燒室頭部結構非常復雜,因此采用四面體網格和六面體網格相結合的方法劃分網格,如圖3所示,通過對比不同網格數量時距離燃燒室頭部下游Z/D=0.4處(約為回流區中心)軸向速度沿徑向分布,當速度分布隨著網格數量不再發生明顯變化時,認為網格達到無關,最終確定總網格數量為586萬。

圖3 燃燒室網格劃分

1.3 計算模型

本文采用FLUENT軟件進行數值模擬,其中質量、動量及能量的時均守恒控制方程采用有限體積的格式。湍流模型中雷諾平均法(RANS)通過求解時均化的N-S方程,將瞬態脈動量時均化,該方法避免了直接求解N-S方程,而是求解時均化的雷諾方程,因此大大減小了計算成本,而且對工程實際可以取得較好的效果。文獻[18]針對GE提出的旋流杯模型,分別采用standardk-ε(sk-ε)、realizablek-ε(rk-ε)、renormalization groupk-ε(RNGk-ε)、shear stress transportk-ω(sstk-ω)和reynolds stress model(RSM)這5種常用的湍流模型進行數值模擬,將計算結果與采用LDV得到的實驗結果比較,結果表明skε模型的計算結果與實驗結果最接近,因此本文采用skε湍流模型。本文采用SIMPLEC求解方法,壓力求解采用standard格式,其余參數求解采用二階迎風格式,采用標準壁面函數,燃燒模型采用概率密度函數(PDF)模型。

1.4 計算工況及邊界條件

本文計算工況分為慢車工況和起飛工況,燃燒室進口參數如表1所示。在慢車工況時,僅副模噴嘴供油燃燒,在起飛工況時,主、副模噴嘴同時供油燃燒,主油和副油分配比例為75%和25%,主模燃油不分級。

表1 燃燒室進口參數

邊界條件設置為質量流量進口和壓力出口,燃料為航空煤油(C12H23)。

1.5 數值模擬方法驗證

本文以辛辛那提大學提出的LDI燃燒室模型作為數值模擬方法驗證模型[6],文獻[6]中提出的單元旋流噴嘴模型采用貧油直接噴射低污染技術,其空氣流動和燃油噴射與本文提出的燃燒室副模較為類似,因此以該文獻中的模型來驗證本文數值模擬方法有較強的說服力。選擇質量流量進口和壓力出口,進口流量為0.007 kg/s,燃燒室壓力降為4%。

圖4所示是計算和實驗得到的不同軸向位置軸向速度沿徑向的分布曲線。

圖4 軸向速度沿徑向分布的對比

圖中橫坐標表示燃燒室內無量綱徑向位置,縱坐標表示軸向速度與參考速度的比值。從圖中可以看出,通過CFD計算和實驗得到的速度沿徑向分布曲線趨勢一致,數值基本吻合,說明本文采用的網格和計算方法可以較準確的得到燃燒室內流場速度分布。

2 計算結果與討論

2.1 流量分配檢查

在燃燒室數值計算中,首先應該查看各通道空氣流量分配是否與設計值一致,表2所示是主油噴射角度為15°的燃燒室模型在不同工況下通過計算得到的流量分配結果。

表2 燃燒室流量分配計算結果

從表中可以看出,空氣流量分配幾乎不隨著工況變化而變化,并且有無燃燒反應對流量分配比例幾乎沒有影響,這與文獻[5]中的觀點一致。在有反應流動中,由于火焰筒內部存在高溫區引起的熱阻效應,導致主副?？諝饬枯^冷態時略微減小,環腔空氣相應略有增加。通過數值計算得到的空氣分配比例與設計值相比基本一致,因此說明計算數據是有效可信的。

2.2 燃燒室冷態流場特性

圖5所示是冷態時慢車和起飛工況下燃燒室流線和軸向速度的疊加圖。

圖5 燃燒室冷態流線圖和軸向速度云圖

從圖中可以看出,副模空氣流經旋流器隨后從收斂出口高速流出,由于旋流流動帶有較大的切向速度,使得流線在旋流器下游擴張,在軸線方向形成逆壓梯度,從而導致氣體回流,形成駐定的中心回流區,主?？諝忭樦亓鲄^外側流向下游。需要注意的是,本燃燒室頭部方案中副模旋流角度為32°,旋流數為0.435,按照經典旋流強弱的劃分,此時流動屬于中等強度旋流,不能在下游形成駐定的回流區[5],這似乎與本文計算結果不相符。這是因為在副模氣流周圍包裹著主模旋流空氣,主模旋流空氣雖然不直接形成回流,但是也具有較大的切向速度,主模氣流在離心力的作用下沿徑向往外擴張,從而導致中心靜壓降低,有利于副模氣流沿徑向往外擴張,使得中心氣流軸向速度沿軸線方向快速下降,進而形成駐定的中心回流區。除過中心回流區外,流場中還存在位于主、副模氣流之間靠近頭部擋板的唇口回流區和位于火焰筒與端壁擋板圍成的角回流區。

2.3 燃燒室熱態流場特性

圖6所示是燃燒室熱態流線和溫度場疊加圖,可以看出,燃燒室冷態和熱態流場存在明顯差別,中心回流區明顯變寬變長,角回流區明顯變小,唇口回流區尺寸幾乎不變,慢車工況和起飛工況的流場形態基本相同。

圖6 燃燒室熱態流線圖和溫度云圖

從回流區形成的機理可以得到:回流區形成的關鍵在于建立軸向逆壓力梯度,逆壓力梯度越大,回流區越大。在冷態條件下,燃燒室內部能夠形成較小的中心回流區。在熱態條件下,燃燒釋熱的加入導致氣體向徑向膨脹,從流動連續性考慮,氣流徑向速度的增加會降低軸向速度,進而促進軸向逆壓梯度的建立,最終導致熱態下回流區尺寸和回流量明顯大于冷態。

下面定量分析冷態和熱態流場速度分布的差異,從圖5和6中可以看出,回流區截止位置下游的流動較為平緩,不再有明顯的漩渦產生,所以應該著重分析回流區截止位置上游的流場結構。因此沿軸向選取了8個位置來分析軸向速度沿徑向的分布規律,如圖7所示,依次對應Z/D=0.05,0.1,0.2,0.3,0.4,0.6,0.8和1.6,其中Z表示軸向絕對位置,D表示火焰筒內徑。

圖8所示是不同軸向位置軸向速度沿徑向的分布曲線,橫坐標是無量綱徑向位置,縱坐標是軸向速度分量,圖中給出了慢車和起飛工況下冷態和熱態的速度分布曲線。

圖7 分析速度分布選取的軸向位置

圖8 不同軸向位置軸向速度沿徑向分布曲線

從圖中可以看出,熱態和冷態軸向速度分布存在明顯差異,但是工況變化對速度分布幾乎沒有影響。在距離頭部旋流器出口較近的位置(Z/D=0.05和Z/D=0.1),冷態和熱態速度分布曲線幾乎重合,這是因為該位置反應還未開始,空氣流動還未受到燃燒釋熱的影響。此時軸向速度存在4個峰值,峰值對稱位于中心兩側,外側的2個峰值對應主模收斂出口的高速氣流,中心2個峰值對應副模收斂出口的高速氣流。起飛工況熱態條件下在Y/R=0.4的徑向位置還存在一個速度峰值,這是由于該位置恰好對應主油噴射的位置,噴出的燃油帶動了周圍的空氣。冷態條件下,噴嘴出口存在較強的回流,在熱態條件下,由于副模燃油噴射使得該位置的回流基本消失。主副模出口之間形成了緊挨燃燒室頭部的唇口回流區。

從Z/D=0.1到Z/D=0.2的位置,唇口回流區逐漸消失,主副模氣流逐漸混合在一起,中心回流區明顯變寬,熱態下的軸向速度峰值向靠近壁面方向移動。在Z/D=0.3的位置,唇口回流區完全消失,氣流受到燃燒釋熱的影響而發生膨脹,熱態下的軸向速度峰值明顯高于冷態,并且峰值位置更靠近壁面,更多的空氣從外側流向下游,導致中心靜壓降低,更有利于形成中心回流區,從圖中可以看出,熱態下的回流區較冷態更寬,回流速度更快,這就意味著回流量更大。

在靠近熱態回流區中心的位置(Z/D=0.4),可以明顯看出,冷態下的回流區在該位置截止,而熱態下依然具有明顯的回流區,在Z/D=0.6位置,熱態下的回流區達到最寬,軸向速度峰值幾乎貼著壁面,而冷態下的流動已經趨于平直流動。熱態下的回流區在Z/D=0.8位置截止,流動逐漸趨于平直流動,在靠近燃燒室出口Z/D=1.6的位置,由于出口收斂段的存在導致流動加速,冷態和熱態流動呈現出類似的速度分布,由于燃燒釋熱使得氣體發生膨脹,所以熱態下流速大于冷態下流速。

不同狀態下燃燒室中心回流區回流量隨軸向位置的變化規律如圖9所示。

圖9 不同工況回流空氣百分數沿軸向位置的變化

圖中橫坐標表示軸向無量綱位置,縱坐標表示回流空氣量占燃燒室參與燃燒空氣量的百分數?？梢钥闯?冷態和熱態條件下回流量的差異十分明顯,而不同的進氣參數(慢車或起飛工況)對回流量沒有明顯影響。在靠近燃燒室頭部位置冷態條件下回流量大于熱態條件下回流量,這是由于熱態條件下副模燃油噴射減弱了該位置附近的回流。由于燃燒釋熱促進了中心回流區的形成,因此熱態條件下的回流量隨著軸向位置的變化迅速增加,明顯高于冷態條件的回流量,并且回流區范圍更大,這與圖8的結果相吻合。

2.4 污染物排放特性

對于貧油直噴燃燒室而言,其關鍵是要將燃油和空氣快速混合以形成均勻的可燃混氣,然后以貧油非預混的方式進行反應,使得燃燒區溫度場分布均勻,沒有熱點出現,從而降低NO的生成量。本文建立的燃燒室方案中,主油采用同軸順流空氣助霧化噴嘴,從噴嘴噴出的液柱在燃燒室內旋流空氣的作用下快速霧化并與空氣混合,其中主油噴射方向與軸線方向的夾角會影響液柱和旋流空氣的相互作用過程,進而影響燃油分布,導致反應過程和污染物生成量的不同,因此,本文分別研究主油噴射角度為15°和20°的2種燃燒室模型,對比分析主油噴射角度對反應過程和污染物生成的影響。圖10所示是慢車工況下燃燒室內OH基的濃度分布,OH基能夠代表燃燒反應的劇烈程度,濃度越高的位置反應越劇烈。

圖10 慢車工況下燃燒室內OH基濃度分布

從圖10中可以看出,OH基都集中在燃燒室靠近頭部區域,濃度最高的位置處在回流區剪切層內,慢車狀態時雖然僅副模供油,但是主油角度也會對副模燃燒產生影響,這是因為主油噴嘴采用同軸順流空氣助霧化噴嘴,不同的主油角度對應不同的霧化空氣噴射角度,這部分霧化空氣會影響流場形態,霧化空氣角度越大,回流區越靠近上游并且反應越劇烈。

如圖11所示,起飛工況時OH基濃度顯著增加,濃度最高的位置處在燃燒室中心位置,主油噴射為20°時的OH基濃度最高區域比15°時更靠近燃燒室頭部,這是由于主油噴射角度越小,燃油向下游的穿透能力越強,形成油氣均勻混合物的位置就越靠近下游。

圖12～13所示是2種主油噴射角度在燃燒室慢車和起飛工況下NO的濃度分布。

由于燃燒室中氮氧化物的生成主要依賴于熱力型生成機理,因此OH基濃度越高(溫度越高)的區域會生成更多的NO。結合圖10～11可以看出,主油角度為20°的燃燒室OH基分布更靠近頭部,這意味著高溫燃氣在燃燒室內的停留時間增長,在OH基最大濃度相當(熱力型OH生成速率相當)的情況下,這就會導致在燃燒室出口有更多的NO,如表4所示,在燃燒室出口截面,主油角度為20°的模型會產生更多的NO。

圖11 起飛工況下燃燒室內OH基濃度分布 圖12 燃燒室慢車工況下NO濃度分布 圖13 燃燒室起飛工況下NO濃度分布

表4 不同工況和不同主油噴射角度下的NOx排放指數

3 結 論

本文提出了中心分級主副模分區貧油直噴低污染燃燒室方案,通過數值模擬研究得到以下結論:

1) 燃燒室的流場形態隨著工況變化沒有明顯變化,無論是冷態還是熱態流動,均能形成穩定的中心回流區,但是回流區形態和回流量存在顯著差異。冷態條件下,副模中等強度旋流在主模旋流的促進作用下形成了尺度較小的中心回流區;熱態條件下,由于燃燒釋熱促進了回流區的形成,導致中心回流區顯著增大,且回流量也隨之增加。

2) 主油噴射角度會影響燃燒反應區的軸向位置,在本文研究范圍內,主油角度越小,反應區越靠近下游,因而高溫燃氣在燃燒室內的停留時間越短,有利于降低燃燒室氮氧化物的生成量。