民用航空發動機霧化噴水技術的研究

孫震宇 甘露

摘要：氮氧化物（NOx）的排放指標在民用航空飛機發動機的設計中成為越來越重要的考慮因素。除了對低排放燃燒室技術的研究外，波音公司和羅羅公司的格倫研究中心與NASA針對在發動機中注入霧化水的技術開展了大量的研究，重點解決在飛機起飛及爬升階段的污染排放問題。該方法在顯著降低NOx排放的同時，也可進一步降低發動機高溫部件的熱應力，對發動機的壽命以及維護成本起到有利作用。本文對比論證了霧化噴水技術在發動機不同部件位置（低壓壓氣機、高壓壓氣機和燃燒室）應用的可行性和優缺點以及對發動機性能的影響程度。

Abstract： Nitrogen oxide （NOx） emissions are an increasingly important consideration in the design of civil aviation aircraft engines. In addition to research on low-emission combustor technology， Boeing and Rolls-Royce Glenn Research Center and NASA have conducted extensive research on the technology of injecting atomized water into engines， focusing on solving pollution emissions issues during take-off and climb phases. The method can further reduce the thermal stress of the high-temperature components of the engine while significantly reducing the NOx emissions， and has an advantageous effect on the life of the engine and the maintenance cost. This paper demonstrates the feasibility， advantages and disadvantages of atomized water spray technology in different parts of the engine （low pressure compressor， high pressure compressor and combustion chamber） and the impact on engine performance.

關鍵詞：民用航空發動機;霧化噴水技術;氮氧化物;減排;性能影響

Key words： civil aviation engine;atomized water spray technology;nitrogen oxides;emission reduction;performance impact

中圖分類號：V231.2+3? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻標識碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號：1006-4311（2019）18-0145-04

1? NOx的產生

NOx的生成與燃燒室內溫度密切相關，而發動機的總壓比對燃燒室的溫度也有著直接影響（圖1（a））。隨著航空發動機技術和材料技術的不斷成熟，發動機的總壓比和燃燒室溫度也在不斷提高。這一方面通過降低耗油率一定程度減少了NOx的排放，但同時也提高了燃燒室溫度，增加了單位耗油量的氮氧化物排放。根據ICAO公布的某型號發動機數據（圖1（b）），當總壓比提高15%時，耗油率降低3.5%而NOx的排放指標則增大16%。

根據NASA研究結果，通高壓壓氣機出口壓力和溫度可較通用性的預測NOx的排放指標，其經驗公式為：

其中：

EINOx為排放指標，每g氮氧化物/每kg燃油;

P3為壓氣機的出口總壓[Pa];

T3為壓氣機的出口總壓[K]。

對于民用航空，95%以上的NOx的產生集中在起飛及爬升階段（圖2）。因此，在該兩階段可引入定量的霧化水以降低氮氧化物的排放。當飛機進入巡航后，需剛好將蓄水耗盡以降低多余負載。

2? 航空發動機霧化噴水技術

對于商用航空領域，發動機霧化噴水技術早在上世紀60-70年代已有應用。在波音707-120的PW JT3C-6發動機，以及后來的大型客機波音747-100/-200和747的JT9D-3AW&-7AW發動機上均使用該技術，當時主要用于在高溫天氣起飛時增加發動機推力。但隨著大涵道比渦扇發動機技術的發展，用于增加推力的目的逐漸被放棄。針對霧化噴水技術，新的研究方向聚焦在如何降低NOx的排放。

2.1 壓氣機霧化噴水技術

圖3（a）所示為霧化水與兩個不同的注射點：低壓壓氣機進口、高壓壓氣機機進口以及高壓壓氣機出口擴壓器。考慮霧化水進入流道后無法迅速與空氣均勻混合，因此，水滴的大小必須足夠小以防止在離心力和氣動力的作用下附著在流道壁面，使機匣產生不均勻的熱膨脹。根據NASA的研究結果，如圖3（b）所示，隨著水滴直徑的減小，更容易隨氣流到達壓氣機末級，當水滴直徑低于25um后，其運動軌跡未再發生明顯變化。

當霧化水注入壓縮部件時，理論上相當于級間降溫（圖4），根據Joule-Brayton循環減少了壓縮部件的消耗從而提高發動機的有用功。

其中：

Lc為壓氣機等熵壓縮單位質量氣體所消耗功[J];

h為各工況點單位質量氣體的焓[J]。

因此，雖然在壓氣機中注入霧化水會降低燃燒室溫度影響發動機的熱效率，但同時也增加了更多有用功，所以總體上使得發動機的耗油率有所降低（圖6）。

此外，根據霧化水注入壓縮部件位置的不同，對上下游部件的工作穩定性也有不同程度的影響。圖5（a）為低壓壓氣機特性線，圖5（b）為高壓壓氣機特性線，A點為無霧化水時工況點，當在低壓壓氣機進口注入時（C點）其工況點遠離喘振邊界，高壓壓氣機靠近喘振邊界;當在高壓壓氣機出口擴壓器（D點）注入時，低壓壓氣機與高壓壓氣機均靠近喘振邊界，其中低壓壓氣機的安全工作裕度顯著降低;當在兩個位置同時注入時（B點），與C點情況相似，但對高壓壓氣機的安全裕度影響更為明顯。

當然對安全工作裕度的影響不僅僅取決于注水位置，同時需要考慮發動機本身特性、水氣混合比以及在不同環境溫度下運行的情況。例如在高溫天氣下起飛，在低壓壓氣機入口注水其降溫作用可有效地提高發動機的相對換算轉速，在換算流量變化相對較小的情況下提高安全工作裕度;相反如果在低溫天下進行低壓壓氣機入口注水，則對轉速影響較小，壓氣機做功能力較低的情況下增大介質的流量也有可能導致安全工作裕度的減小。

因此壓氣機霧化噴水會帶來安全工作裕度降低的問題，同時應考慮在低溫天氣下低壓部件霧化水的結冰問題。根據NASA試驗數據（圖6），在同樣的注水量下，選擇低壓部件進口比高壓部件在燃油消耗率、NOx以及渦輪進口溫度的降低程度上有一定的優勢。

壓氣機霧化噴水系統在機體上布局：在機翼前部設置兩個水箱，每個水箱配置高壓水泵及放空閥，如圖7所示。以波音747-200為例，在霧化水/氣質量比為0.022前提下，單個水箱設計可容納568升的水，可保證在爬升至海拔約1000米高空時降低50%NOx的用水需求，其中約30%水量消耗在起飛階段，70%水量消耗在爬升階段。

2.2 燃燒室注入

另一種常見的技術是將水霧化后直接注入在發動機燃燒室并達到特定的油水混合比，如圖8所示。在預旋噴嘴的作用下，水霧與燃油能夠更充分、均勻地摻混，與壓氣機注水相比，能夠規避受水滴運動軌跡影響的機匣受熱不均勻以及渦輪進口總溫不均勻等問題。

由于霧化水是注入燃燒室，直接降低了火焰溫度，因此從降低NOx的角度其對用水量的需求較低。與壓氣機注水相比，同樣在爬升至1000米高空時為降低50%的NOx排放，所需水/燃油比為0.5，僅一個511升的水箱即可滿足需求，水箱可配置在機身底部（圖9（a））。

但燃燒室注水缺點是不具備壓級間冷卻效果，無法提高壓氣機部件的性能，單純的降低渦輪進口溫度，導致發動機的熱效率降低（圖9（b））。若要保證相同的渦輪輸出功，則需要消耗更多的燃油。

3? 霧化噴水技術的對比

根據波音和NASA早期對航空發動機霧化噴水技術的研究成果，壓氣機部件注水和燃燒室部件注水存在以下相同之處：

①都可以通過降低燃燒室的溫度來降低NOx排放;

②在氣體中增加液態水滴增大了發動機工作介質的物理流量，從而提高了發動機的推力;

③在保持同樣的推力水平下，因物理流量的增加可降低發動機轉速從而降低噪聲;

④可降低渦輪進口溫度，有利于高溫部件的壽命延長和維修成本的降低。

但對于上述部分參數以及發動機關鍵性能指標，如耗油率和安全工作裕度，不同的霧化注水技術產生的影響程度并不相同，甚至截然相反的情況。例如（圖10）在降低相同NOx排放量的前提下（45%～50%），低壓壓氣機處可降低3.5%的耗油率，而燃燒室處反而增加2.5%的耗油率。對于渦輪進口溫度，前者可降低約560℃而后者僅有90℃，該現象的主要原因為在同樣減排量下壓氣機部件的注水水量大于燃燒室，同時可以起到級間冷卻的作用，降低燃油消耗，從而對渦輪進口溫度的影響更為顯著。

此外，仍需要考慮不同注水位置對發動機穩定工作的影響。以NASA對PW4062發動機的研究結果為例，當在燃燒室注水時（圖11（a）），過高的水/燃油質量比會影響火焰的穩定性并同時增加CO污染氣體的生成。確定最優比例為1：1，可降低80%的NOx排放，低壓壓氣機的安全工作裕度降低0.3%，高壓壓氣機降低1.7%;當在低壓壓氣機進口注水時，水/氣比為0.017時可達到同量級的減排效果，但低壓壓氣機的安全工作裕度降低量高達6%，高壓壓氣機降低為2%，與前者差異不大。由此可見，燃燒室注水從發動機工作穩定性的角度來看，更具有優勢。

4? 結論

航空發動機霧化噴水減排技術具有相當的復雜性，主要研究方向為壓氣機注水技術和燃燒室注水技術。兩者在降低NOx排量、提高發動機推力、降低渦輪部件進口溫度等方面雖然影響程度不同但也有一定的共性。然而對發動機的燃油經濟性以及工作穩定性上存在較大的差異性。兩種技術均有利弊，本文通過歸納分析前期的研究結果和存在的問題，為后續的研究方向提供思路。

研究結果表明，在同等水平的NOx減排量下，在壓氣機部件進口注水會產生級間冷卻作用，從而提高發動機的有用功降低耗油率。雖然高低壓部件注水均會降低發動機的安全工作裕度，但低壓壓氣機注水對耗油率以及渦輪進口溫度的影響較高壓壓氣機而言有略有優勢，同時也要考慮在低溫環境下，低壓進口霧化水結冰問題。除了影響安全工作裕度外，壓氣機注水技術的難點還包括水滴霧化程度的控制，以防止在機匣上形成積水導致受熱不均勻，從而對葉尖間隙產生影響。

相較而言，燃燒室注水技術從安全性上更有優勢，對壓氣機的工作線影響較小，并且能夠通過預旋噴嘴將霧化水與燃油進行很好的混合，提高渦輪進口溫度的均勻性。由于水霧直接噴射在燃燒室內，在降低NOx方面更高效，所需的蓄水量也遠低于壓氣機，對于機身結構和空間設計要求較低。但由于不充分燃燒并且在噴水時無壓氣機級間冷卻的作用，這種技術的會造成耗油率的增加，對渦輪進口降溫的效果所有降低。此外，要根據不同發動機設計特點，需要研究最佳水/燃油混合比以防止對火焰的穩定性造成影響以及在不充分燃燒情況下產生其它污染氣體的控制。

參考文獻：

[1]Daggett， D.L; Hendricks， R.C， Water Injection—Could it Reduce Airplane Maintenance Costs and Airport Emissions？? NASA/TM— 2007-213652.

[2]David J.H. Eames， Short Haul Civil Tiltrotor Contingency Power System Preliminary Design NASA/CR— 2006-214059.

[3]Daggett， D.L ; David Eames; Jeffrey J.Berton， '' Revisiting Water Injection for Commercial Aircraft SAE 2004-01-3108.

[4]Arthur Becker， Engine Company Evaluation of Feasibility of Aircraft Retrofit Water-Injected Turbomachines NASA/CR—2006-213871.

[5]Lars Fucke; Daggett， D.L; Robert C. Hendricks， Water Injection on Commercial Aircraft to Reduce Airport Nitrogen Oxides? ?NASA/TM— 2010-213179.

[6]Hines， W.R.， Gas Turbine Engine with Water Injection， U.S. Patent 6，012，279， 1/11/2000.

[7]Daggett， D.L， Water Misting & Injection of Commercial Aircraft Engines to Reduce Airport NOx. NASA/CR— 2004-212957， 2004.

[8]Shaw， H. ， The Effect of Water on Nitric Oxide Production in Gas Turbine Combustors ASME Paper 75-GT-70， 1975.

[9]Jones， R.E. and Grobman， J.， Design and Evaluation of Combustors for Reducing Aircraft Engine Pollution， Paper 31， Atmospheric Pollution by Aircraft Engines， AGARD CP-125， Advisory Group for Aerospace Research & Development， 1973.

[10]Philip P. Walsh; Paul Fletcher， "Gas turbine performance".