微型燃氣輪機燃燒室性能試驗測試

劉愛虢，陳 思，李昱澤，翁一武，曾 文，劉 凱

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微型燃氣輪機燃燒室性能試驗測試

劉愛虢1，陳 思1，李昱澤1，翁一武2，曾 文1，劉 凱1

（1.沈陽航空航天大學遼寧省航空推進系統先進測試技術重點實驗室，遼寧 沈陽 110136；2.上海交通大學機械與動力工程學院，上海 200240）

設計了一種以天然氣為燃料的微型燃氣輪機燃燒室，并對燃燒室的燃燒性能進行了試驗測試。所設計的燃燒室為單級旋流器+主燃孔的折流式單管燃燒室，采用L型燃氣導管實現氣流在燃燒室內的180°轉角；燃料噴嘴為多孔式，2排孔的噴射角度分別為120°和90°；通過摻混孔和燃氣導管冷卻孔相互配合的方式來滿足燃燒室出口溫度場的要求。測試結果表明：在設計點燃燒室的冷、熱態壓力恢復系數分別為0.955、0.940；點火燃空比為0.005~0.007，具有較好的點火特性；對貧油熄火特性影響較大的因素是燃燒室入口溫度，當大氣溫度由?30 ℃升至30 ℃時，貧油熄火燃空比由0.002 6降低至0.002 3；排放及燃燒效率未能達到要求，尤其是CO排放較高，體積分數達到300×10–6；燃燒室出口溫度分布的熱點指標低于0.15，滿足要求，但空氣流量分配不合理導致火焰筒局部溫度過高。

微型燃氣輪機；燃燒室；排放特性；試驗測試；熱點指標；燃燒效率

目前，我國在微型燃氣輪機的研制方面仍然處于起步階段，仍有大量技術問題需要攻克，燃燒室設計及燃燒室內燃燒組織方法是技術難點之一。燃燒室的結構特征受限于微型燃氣輪機的總體結構布局，燃燒室內的反應特性決定了能量消耗及污染物排放，因此對微型燃氣輪機燃燒室的研制成為微型燃氣輪機研制過程中的一項主要工作。

為加快我國微型燃氣輪機技術的發展，近年來國內多家單位對微型燃氣輪機燃燒室進行了針對性的研究。我國對微型燃氣輪機的研發始于20世紀末，哈爾濱航空工業集團牽頭進行了我國100 kW微型燃氣輪機的研制[1]。中科院工程熱物理研究所設計研發了一款100 kW級微型燃氣輪機低NO排放燃燒室，采用了逆流式結構，對燃燒室進行了數值模擬和實驗測試[2]。同濟大學為解決燃燒室內火焰過長導致渦輪葉片燒毀問題，采用數值模擬的方法對100 kW級微型燃氣輪機燃燒室的頭部和摻混孔的結構進行了優化設計[3]。華北電力大學設計了一款采用煙氣循環富氧燃燒的50 kW級微型燃氣輪機燃燒室，并對燃燒室結構進行了數值優化計算[4]。哈爾濱工程大學通過對國外先進微型燃氣輪機燃燒室結構的分析，設計改進了一種采用預混結構的微型燃氣輪機燃燒室，并進行了數值計算[5]。北京航空航天大學針對使用乙醇為燃料的微型燃氣輪機，分別試驗研究了采用預蒸發預混管和旋流器的燃燒室方案，對不同燃燒室方案的點火、熄火特性進行了測試[6]。上海交通大學與澳大利亞聯邦研究院合作，研制了可使用低熱值（1~5 MJ/m3）氣體燃料的30、50 kW的微型燃氣輪機發電裝置[7-8]。沈陽航空航天大學借鑒航空發動機燃燒室的成果，開展了對現有燃燒室進行改型的研究，并對燃燒特性進行了試驗測試；同時，借鑒國外的低排放燃燒技術，設計研發了一種三旋流中心分級的燃燒室，并對燃燒特性進行了數值模擬與試驗測試[9-10]。

目前國內針對微型燃氣輪機燃燒室的研究集中在針對燃料特點來設計燃燒室結構和采用貧燃預混燃燒技術來降低污染物排放，還需要開展大量的基礎研究工作，獲取基礎數據，掌握基本規律。本文介紹了沈陽航空航天大學設計研發的一款采用傳統擴散燃燒技術的微型燃氣輪機燃燒室，進行了試驗測試，獲取了基礎數據。

1 試驗研究對象

本文設計的微型燃氣輪機采用簡單循環。根據微型燃氣輪機的總體性能，燃燒室設計的目標參數為：空氣流量0.7 kg/s，入口空氣溫度2*為135 ℃，進口總壓2*為323 200 Pa，出口燃氣平均溫度3*為800 ℃，總壓恢復系數3≥95%。

根據微型燃氣輪機的結構布局，設計單管式微型燃氣輪機燃燒室，如圖1所示。燃燒室的軸線與水平面夾角為30°。微型燃氣輪機工作過程中，離心壓氣機排氣經進氣支管進入燃燒室Ⅱ股通道，通過燃燒室的旋流器、主燃孔、摻混孔及氣膜冷卻通道等實現空氣的分配。進入火焰筒內部的氣流在與天然氣混合燃燒后，經燃氣導管折轉120°，垂直地進入向心透平，即空氣在燃燒室中的流動為氣流折轉180°的回流進氣。這種進氣方式下，氣流流動損失較大，但燃燒充分、燃燒效率高。

圖1 燃燒室簡圖

火焰筒采用主燃孔+摻混孔+L形燃氣導管結構。通過對空氣流量分配計算，確定燃燒室的開孔為：9個18 mm的主燃孔，8個20 mm的摻混孔。為避免導管出口段壁溫高，在導管出口開2排發散孔，總共80個1 mm的發散孔。火焰筒前段采用7段全氣膜冷卻結構，用于實現對火焰筒的冷卻。燃氣導管的進口段采用了平直筒結構，從火焰筒頭部至燃氣導管平直段，外機匣與火焰筒之間的Ⅱ股通道為等流通面積。采用這種形式的好處是Ⅱ股通道基本是等靜壓進氣，這使火焰筒中燃燒對稱。對于微型燃氣輪機燃燒室，由于燃燒室尺度參數及空氣流量的限制，燃燒室出口溫度場的調節存在一定的困難。所設計的燃燒室，采用了通過摻混孔和燃氣導管冷卻孔相互配合的方式來滿足燃燒室出口溫度場的要求。在燃氣導管壁上，各小孔進氣穿透深度較淺，因此高溫燃氣會出現中間溫度稍高，靠近導管壁燃氣溫度低的對稱型出口溫度分布。

燃燒室以天然氣為燃料，無霧化問題，燃料噴嘴的主要作用是使燃料濃度場分布均勻，并通過與空氣流場的配合滿足燃燒室在各種條件下的點火、熄火及排放等性能指標的要求。燃料噴嘴采用了典型的多孔式噴嘴（也稱為胡椒瓶式），燃料噴嘴的噴頭采用2排噴射孔，規格為15個1.5 mm和15個2.0 mm，其噴射角度分別為120°和90°。

2 試驗裝置與試驗過程

用于燃燒室性能研究的試驗系統結構如圖2所示。該試驗臺可進行不同混合氣體燃料的試驗測試，本試驗測試采用的燃料為天然氣。

圖2 試驗系統結構

試驗過程中，空氣流量采用標準孔板流量計測量，測量誤差為±1.0%；燃料流量采用質量流量計測量，測量誤差為±1.0%；燃燒室進出口布置壓力傳感器，用于測量燃燒室進出口壓力，壓力傳感器的測量誤差為±0.5%；進出口溫度采用K型熱電偶測量，測量誤差為±1.0%；燃燒室出口尾氣采用Testo 350煙氣分析儀進行測量[11]。各成分的測量誤差為，O2體積分數測量誤差為±0.8%滿量程，CO體積分數測量誤差為±5%測量值，NO體積分數測量誤差為±5%測量值，NO2體積分數測量誤差為±5%測量值。

燃燒室的基本性能參數包括壓力損失、點火特性、熄火特性、燃燒效率、污染物排放，火焰筒壁溫分布以及出口溫度分布等[12]。本文對所研制的單管式燃燒室以下性能進行了測試。

1）壓力損失 在燃燒室的進、出口各采用3支傳感器，沿進、出口截面均勻分布，相互對應測試進出口壓力，取壓力損失的平均值。

2）點火特性 根據燃燒室點火工作狀態給出空氣流量范圍，再對范圍內的每一個空氣流量進行點火測試，獲得在給定的空氣流量下能夠點著火的最小燃空比。在能夠點著火的最小燃空比的工況下，重復點火3次以上都能順利點火，則可確定該燃空比為該工況下的最小點火燃空比。點火成功的判據為：觀察窗中能看見明顯火焰，出口燃氣溫度明顯升高且關閉點火器后溫度不下降[13]。

3）熄火特性 首先確定慢車工作狀態下空氣的流量范圍，然后在流量范圍內的每一個空氣流量點通過逐漸減少燃料量的方法來確定在該空氣流量下的慢車貧油熄火油氣比。采用觀察窗目測和熱電偶測量溫度相結合的方法判斷是否熄火。通過觀察窗發現燃燒室內火焰顏色變淡，并出現拉伸，同時燃燒室出口平均溫升低于80 ℃即可認為熄火。每次慢車貧油熄火試驗重復3次，取平均值，獲得該流量下的慢車貧油熄火極限。

4）污染物排放特性及燃燒效率 通過燃氣分析法對燃燒尾氣成分進行分析。使用采樣環（圖3）對燃燒室尾氣進行采樣。氣體從取樣出口出來后進入423 K恒溫管道，利用焠熄作用凍結燃燒化學反應，隨后氣體進入Testo 350在線氣體分析儀。

圖3 燃燒室出口采樣環

5）燃燒室出口溫度分布特性 采用梳狀熱電偶（圖4）測試燃燒室出口溫度。該梳狀熱電偶共12個測點，夾角90°。

圖4 燃燒室出口梳狀熱電偶

3 試驗結果與分析

3.1 壓力損失

燃燒室的壓力損失大小直接影響燃氣輪機機組的性能。燃燒室壓力損失特性可以采用多種方法表征，本文采用了總壓恢復系數3，定義為3=4/3。其中，3、4分別為燃燒室進、出口總壓力。

燃氣輪機燃燒室內的燃燒過程通常認為是等壓過程，即由燃燒所引起的壓力損失可以忽略，空氣通過燃燒室時的壓力損失主要是由摩擦、渦流等引起的。通常，對燃燒室壓力損失的測量可以在冷態下進行，但也有研究表明燃燒室的冷態壓力損失和熱態壓力損失存在差別。由于所研究的微型燃氣輪機燃燒室出口溫度在900 ℃以下，因此本文對常溫和升溫狀態下的燃燒室壓力損失均進行了測試，試驗結果如圖5所示。其中，升溫狀態測試中保持燃燒室出口溫度為800 ℃。

圖5 壓力恢復系數

設計點時燃燒室入口流量為0.70 kg/s（圖5虛線處），壓力和溫度分別為324 240 Pa和135 ℃。由圖5可以看出，在設計點冷態壓力恢復系數為0.955，熱態壓力恢復系數為0.940，處于正常的壓力損失范圍，結果可以接受[14]。

3.2 點火特性

燃氣輪機燃燒室內的點火，要保證在各種復雜的氣象和地理條件下，能夠順利地點燃燃燒室中的燃料/空氣混合物。目前，燃氣輪機燃燒室通常采用電火花點火。為實現燃燒室的順利點火，所采用的點火器要提供足夠的能量。點火過程中的最小點火能定義為將最小尺度等于淬熄距離的最小容積的氣體加熱到絕熱火焰所需提供的能量[15]。考慮到點火器的能量只有10%~20%提供給預混可燃物，而天然氣的最小點火能在0.3 J左右，本文采用了儲能為12 J頻率為10 Hz的高能點火器。

除點火能量外，空氣流速、燃料噴嘴壓降、進口空氣溫度等因素也會對點火特性產生影響。對于使用液體燃料的燃燒室，空氣流速和燃料噴嘴壓力降的增大會使霧化改善，有利于燃燒室點火。但對于使用氣體燃料的燃燒室，隨著空氣流速的增大，可燃區間變小，存在一個最大空氣流速，使得所有燃空比都無法點火。燃料噴嘴壓力降對氣體燃料點火的影響主要體現在對燃料射流速度的影響：射流速度低燃料不能穿透空氣，無法到達點火器，也就無法點火；射流速度太高，燃料射流到燃燒室內壁，會導致內壁燒毀[16]。進口空氣溫度對點火性能的影響主要體現在使用液體燃料時，溫度低至0 ℃以后，較低的空氣溫度會導致燃料初始蒸發少，點火困難。對于氣體燃料，空氣溫度的影響不是很明顯。因此，本文對設計的燃燒室僅考察了空氣流量和燃料噴嘴壓力降對點火特性的影響。

設計的噴嘴有2排噴射孔，各15個，孔徑分別為1.5 mm和2.0 mm，取全部孔的流量系數為0.7，則噴射孔的有效噴射面積約為51.5×10–6m2。由連續方程可以計算出在不同燃料噴嘴壓力降時燃料的射流速度，見表1。綜合考慮燃燒室主燃區的尺寸參數、點火器位置和流場特性可知，由燃料噴嘴噴射出的天然氣的速度應該保持在70 m/s左右，即燃料噴嘴壓力降應保持在5×105Pa左右。

表1 燃料噴射速度

Tab.1 The fuel injection rate

點火燃空比定義式為i,far=f/a。其中，f為成功點火時的燃料流量，a為預先設定的空氣流量。

將不同空氣流量下的點火燃空比繪制成曲線，可得到燃燒室點火邊界曲線，如圖6所示。各測點下空氣和燃料的流量及壓力見表2。表2中，air為空氣壓力，f為燃料壓力，δ為燃料噴嘴壓力降。

由圖6可以看出，隨著空氣流量的增大點火燃空比下降，在所測試的空氣流量范圍內未出現無法點火的空氣流量。由表2可以看出，隨著空氣流量的增加，成功點火點的燃料噴嘴壓力降增加，燃料流量增加，但燃料流量增加的速率低于空氣流量增加的速率，導致點火的燃空比下降。這種點火規律與文獻[6]的結果一致。在所確定的點火點空氣流量范圍內，該燃燒室表現出了良好的點火特性。

圖6 點火邊界曲線

表2 點火空氣、燃料的流量和壓力

Tab.2 The flow and pressure of the ignition air and fuel

3.3 熄火特性

對于新研制的燃燒室，通常通過獲得不同空氣流量和壓力下的貧油熄火點和富油熄火點來獲得完整的穩定工作包線。由于存在燒毀火焰筒和試驗段的風險，富油熄火極限試驗點受到限制，但貧油熄火極限仍是關注的重點。慢車狀態是燃氣輪機的最小穩定工作狀態，決定了燃燒室能穩定工作的下邊界。為了保證燃氣輪機的穩定工作，慢車狀態貧油熄火燃空比要比慢車狀態的穩定工作燃空比低50%以上。在研發新燃燒室中，慢車貧油熄火燃空比是必須要達到的重要指標。

關于燃氣輪機燃燒室的慢車貧油熄火有2種模型，即Lefebvre的熱平衡模型和Mellor的特征時間模型[17–18]。2種模型分別從能量和時間來考慮，但實質相同。與液體燃料相比，氣體燃料不需要蒸發，因此省卻蒸發所需的能量和時間，這使氣體燃料的貧油熄火特性優于液體燃料。Lefebvre在對丙烷/空氣混合氣的貧油熄火特性的研究中發現，對于氣體燃料，貧油熄火極限主要受進口空氣溫度的影響，空氣速度和湍流度的影響次之，空氣壓力幾乎無影響[19]。因此，本文對所研制的燃燒室在不同流速和入口溫度下的熄火特性進行了測試。

采用減油法進行貧油熄火測試。在一定的燃燒室空氣流量及溫度下，通過減小燃料流量使燃燒室熄火，剛剛熄火時的燃燒室燃空比即燃燒室的貧油熄火燃空比。熄火燃空比的計算公式為lbo,far=f/a。

在進行空氣流量對熄火特性影響的測試時，設定燃燒室的入口溫度為91 ℃，壓力為常壓，空氣流量變化范圍為0.1~0.7 kg/s，測試結果如圖7所示。由圖7可以看出，空氣流量由0.1 kg/s增至0.7 kg/s，貧油熄火燃空比由0.002 29升高到0.002 43，變化不大。一般地，隨著空氣流速的增加，反應物駐留時間縮短，導致貧油熄火燃空比升高，燃燒室可工作區間縮小。但從本文測試結果可以看出，燃燒室的貧油熄火特性較好，貧油熄火的空氣/燃料比在430以上，遠高于航空發動機的不低于250的要求，這是氣體燃料燃燒特性優于液體燃料的體現。

圖7 流量對貧油熄火特性的影響

所研制的微型燃氣輪機設計增壓比為3.2，慢車轉速應為設計轉速的1/(2.8~3.0)。由壓氣機通用運行曲線（圖8）可以外推出，在慢車轉速下，燃燒室進口空氣的增壓比在2.0左右。通過試驗研究了大氣溫度分別為?30、?15、0、15、30 ℃時的燃燒室熄火特性，此時燃燒室進口溫度可根據式(1)進行計算，結果分別為34、53、72、91、110 ℃。

式中，2為壓氣機出口溫度，1為大氣溫度，為壓氣機增壓比，為絕熱指數，c為壓氣機效率。

在不同燃燒室入口溫度（3）下，燃燒室貧油熄火特性如圖9所示。由于所設計的微型燃氣輪機采用了簡單循環，所以可以認為3=2。由圖9可以看出：隨著入口溫度的升高，貧油熄火燃空比降低；大氣溫度由?30 ℃升至30 ℃時，貧油熄火燃空比由0.002 6降至0.002 3。本文試驗結果與文獻[19]對丙烷的研究結果變化趨勢一致。這一現象可以用勒菲沃的熱平衡模型來解釋：隨著入口溫度的升高，在主燃區釋熱率相同的情況下，進入燃燒室的新鮮混氣更容易被加熱到所要求的燃燒溫度，從而導致貧油熄火燃空比降低。

圖8 壓氣機通用運行曲線

圖9 溫度對貧油熄火特性影響

3.4 污染物排放特性及燃燒效率

對于以天然氣為燃料的燃氣輪機，各個生產商能夠接受的排放標準為：換算到干基燃氣(O2)=15%條件下的NO、CO排放體積分數分別為25×10–6、50×10–6[14]。目前，Capstone公司生產的微型燃氣輪機被認為是世界上污染物排放最低的微型燃氣輪機，已順利通過CARB（加州空氣資源委員會）環保認證，符合城市公共交通工具的排放要求。Capstone Model30微型燃氣輪機在使用天然氣為燃料時的NO、CO和未燃燒烴UHC的排放體積分數分別達到9×10–6、40×10–6和9×10–6[20]。

為獲得燃燒室的污染物排放數據，本文在微型燃氣輪機的設計點對燃燒室的排放特性進行了測試，此時燃燒室的入口條件為溫度135 ℃，壓力324 240 Pa，流量0.7 kg/s。為便于與其他燃氣輪機進行比較， 將測試結果通過式(2)換算到干基燃氣(O2)=15% 條件下。

在相同入口條件下對燃燒室污染物排放情況、溫度分布等進行2次測試；同時，根據燃燒室出口取樣數據，采用燃氣分析法計算燃燒室的燃燒效率，計算公式見式(3)。相關測試和計算結果見表3。

式中：EI為污染物排放指數，以每kg燃料燃燒后所排放的污染物質量表示，g/kg；LHV為低位熱值，J/g。

表3 污染物排放、燃燒效率及溫度分布

Tab.3 The pollutants emissions, combustion efficiency and pattern factor

由表3可以看出，所設計的燃燒室燃燒特性較差，NO排放達到可接受水平，但CO排放嚴重超標，這也導致燃燒效率的下降，整體排放未能達到生產商所能接受的水平。

3.5 燃燒室出口溫度

評定燃燒室出口溫度分布的3個指標為熱點指標PF、平均徑向溫度分布最大偏差和徑向溫度最大偏差。熱點指標是對燃燒室出口溫度分布品質的初步考察，是表征局部的熱點對渦輪導向器葉片的破壞性。其余2個指標是考慮燃燒室出口實際溫度徑向分布與所要求的理論分布之間的差值，其中理論徑向溫度分布是基于渦輪的壽命和耐久性由發動機整體設計部門提出的。

本文采用互相垂直的12點熱電偶測量燃燒室出口溫度，并通過式(4)計算熱點指標，結果見表3。

式中，4,local為出口截面測得的所有溫度中的最大值，4,av為出口平均溫度，3,av為進口平均溫度。

工業燃氣輪機熱點指標要求在0.20；對于低壓比、燃料為天然氣的，熱點指標應在0.15[16]。由 表3可以看出：所設計燃燒室熱點指標滿足要求；且燃燒室出口溫度分布呈現中間高周圍低的趨勢，滿足向心渦輪的要求。

火焰筒壁溫通常是指整個火焰筒上壁溫中的最高值，通過火焰筒壁溫可以判斷出火焰筒內燃燒的組織以及冷卻安排的好壞。通常希望火焰筒壁溫最高值不能超過900 ℃過多，且在25 mm距離內兩點壁溫相差200 ℃以內[21]。由于火焰筒外壁未安裝熱電偶，無法獲取其壁面溫度分布。但由經過測試的火焰筒照片（圖10）可以清晰看出，火焰筒內側存在2處燒黑區，這2處溫度明顯高于其他位置。

圖10 測試后的火焰筒

3.6 空氣流量分配特性

所設計的燃燒室未達到設計時的預期效果，初步分析為燃燒室內空氣流量分配不合理導致的燃燒室內燃燒特性惡化及溫度場分布不均勻所致。

為獲得燃燒室內空氣流量的分配特性，采用堵孔法測試了燃燒室旋流器、主燃孔、補燃孔、摻混孔等結構在常溫、常壓下的流量特性。在研究某一結構的流量特性時，封堵其他結構和全部氣膜冷卻小孔，控制進入燃燒室的空氣流量，采用水排法測量不同空氣流量下該結構的前后壓差，得到反映該結構的流量與壓差之間關系的流量特性曲線。再打開所有堵孔，調節燃燒室進口空氣流量，分別測量旋流器、主燃孔、補燃孔、摻混孔的壓差，根據所測得的流量特性曲線可以得到該流量下流經不同結構的實際空氣流量。氣膜冷卻孔的總流量由燃燒室進口流量減去流經旋流器、主燃孔、補燃孔、摻混孔的流量獲得。經計算，燃燒室各部分的流量分配比例見表4。由表4可以看出，不同流量下，各部件的流量分配比例幾乎保持不變，可見燃燒室在不同工況下的空氣流量分配近乎不變。

表4 燃燒室各部分流量分配比例

Tab.4 The ratio of mass flow distribution in each part of the combustor

根據各區域空氣流量的分配特性，采用式(5)計算燃燒室主燃區的當量比。主燃區的空氣流量包括所有頭部空氣、主燃孔空氣及在這個區域的壁面冷卻空氣。其中，主燃區壁面冷卻空氣的比例按照主燃區冷卻孔的面積占總冷卻孔面積的百分比進行推算，近似為5.6%。由表4計算得出，在設計點主燃區的當量比為0.82。根據文獻[14]結論，當當量比高于0.8時，在主燃孔下游區域會存在局部富油或接近恰當比的子區域，由于氧氣不足而不能使平衡態中產生過量CO完全氧化，這會導致CO排放超標，同時由于化學恰當反應區的存在也會導致NO排放超標。由圖10可以看出，燒黑的區域處于補燃孔和摻混孔之間，這是由于主燃區內未完全反應的燃料在補燃孔后再次燃燒所致。

式中：為燃料流量，kg/s；為空氣流量，kg/s；下標st表示化學恰當反應，化學恰當反應時取(/)st=0.059 8。

在燃燒室的設計階段，采用有效面積法計算得到燃燒室的主燃區當量比為0.78，這滿足主燃區當量比的要求。由表4可見，主燃區實際空氣流量分配比例為34.29%，比估算結果低約2%，這是導致主燃區燃燒不充分的主要原因。本文在采用有效面積法計算燃燒室空氣流量分配時，流量系數采用經驗值。后期需要進一步準確測量燃燒室各進氣孔的流量系數，據此調節燃燒室空氣流量分配，以滿足對燃燒室燃燒性能的要求。

4 結 論

1）在保證燃料噴射速度在70 m/s左右條件下，測試燃燒室的點火和熄火特性。結果表明：氣體燃料的點火和熄火特性優于液體燃料；在所測試的空氣流量范圍內，點火燃空比為0.005~0.007；對于氣體燃料燃燒室，空氣流量對貧油熄火特性的影響不大，隨空氣流量增加，貧油熄火燃空比始終保持在0.002 3左右；隨燃燒室入口溫度由34 ℃升至110 ℃時，貧油熄火油氣比由0.002 6降至0.002 3。

2）燃燒室的排放特性未達到標準，尤其是CO排放體積分數達到標準的6倍，這與燃燒室的主燃區空氣流量分配特性有關。通過測試空氣流量分配特性發現，主燃區空氣流量分配比例低于設計值，需要對空氣流量分配進行調節。

3）通過摻混孔與燃氣導管冷卻孔的配合可以實現燃燒室出口熱點指標低于0.15的要求，且溫度分布呈現中間高周圍低的趨勢，符合向心渦輪對溫度場的要求。

4）所設計的燃燒室壓損較大，但仍在允許值范圍內；燃燒室在燃料分配、空氣分配、尺度參數方面需做調試和改進。

5）今后要針對所獲取的基礎數據，進一步研究物理參數、幾何參數對燃燒室燃燒特性的影響，獲得影響燃燒室燃燒特性的基本規律，為該類燃燒室的研發提供借鑒。

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Combustion characteristics test for a micro-gas turbine combustor

LIU Aiguo1, CHEN Si1, LI Yuze1, WENG Yiwu2, ZENG Wen1, LIU Kai1

(1. Liaoning Key Laboratory of Advanced Testing Technology for Aeronautical Propulsion System, Shenyang Aerospace University, Shenyang 110136, China; 2. School of Mechanical and Power Engineering, Shanghai Jiao Tong University, Shanghai 200240, China)

A micro gas turbine combustor using natural gas as fuel was designed, and its combustion characteristics were tested. The combustor is baffled type single-tube combustion chamber with single stage swirler + primary combustion hole. The gas flow in the combustor can realize a 180° turn by applying an L-type gas conduit. The fuel nozzle is a porous type, and the injection angle of the two rows of holes is 120° and 90°. The requirements of temperature field at outlet of the combustion chamber can be satisfied by the mutual cooperation between the mixing holes and gas conduit cooling holes. The test results show that, the pressure recovery coefficient was 0.955 and 0.940 for cool and heat condition, respectively. Better ignition characteristics can be obtained when the ignition fuel/air ratio was 0.005~0.007. The main factor affecting the lean burnout characteristics was the combustor entrance temperature, the lean blowout fuel/air ratio decreased from 0.002 6 to 0.002 3 when the atmospheric temperature increased from ?30 ℃ to 30 ℃. The emission and combustion efficiency failed to meet the requirements, especially the CO emission volume concentration reached 300×10–6, which was high. The pattern factor of the temperature distribution at the outlet of the combustion chamber was below 0.15, which met the requirements, but the unreasonable air flow distribution caused local high temperature on the flame tube.

micro-gas turbine, combustor, emission characteristics, test, pattern factor, combustion efficiency

Aviation Science Foundation (20170354001); Natural Science Foundation of Liaoning Province (20180550358)

V231.1

A

10.19666/j.rlfd.201812232

劉愛虢, 陳思, 李昱澤, 等. 微型燃氣輪機燃燒室性能試驗測試[J]. 熱力發電, 2019, 48(6): 71-78. LIU Aiguo, CHEN Si, LI Yuze, et al. Combustion characteristics test for a micro-gas turbine combustor[J]. Thermal Power Generation, 2019, 48(6): 71-78.

2018-12-10

航空科學基金(20170354001)；遼寧省自然科學基金(20180550358)

劉愛虢(1979—)，男，副教授，博士，主要研究方向為燃氣輪機先進低排放燃燒室相關技術，agliu@sau.edu.cn。

（責任編輯 劉永強）