某型航空發(fā)動機燃燒室煤油改柴油燃燒特性研究

馮華仲，馬朝，楊永剛，梁越，黎明，索建秦

(1.貴州黎陽天翔科技有限公司 研發(fā)中心，貴陽 550081)(2.西北工業(yè)大學 動力與能源學院，西安 710129)

某型航空發(fā)動機燃燒室煤油改柴油燃燒特性研究

馮華仲1，馬朝2，楊永剛1，梁越1，黎明2，索建秦2

(1.貴州黎陽天翔科技有限公司 研發(fā)中心，貴陽 550081)(2.西北工業(yè)大學 動力與能源學院，西安 710129)

燃料物性對燃燒室燃燒特性有著非常大的影響，是研究設計中首要考慮的參數(shù)。借助數(shù)值計算方法，采用Fluent穩(wěn)態(tài)壓力求解器、P1輻射模型和渦耗散模型(EDM)對某航空發(fā)動機燃燒室在巡航工況和最大工況下煤油與柴油兩種燃料的燃燒特性進行計算及對比研究，得到該燃燒室使用航空煤油(RP-3)和0#柴油的熱態(tài)流場、空氣流量分配、溫度場、出口溫度分布、污染物排放及頭部燃油蒸發(fā)量。結果表明：在相同工況下，當該燃燒室的燃料由航空煤油改為0#柴油后，其熱態(tài)溫度場分布基本一致，流量分配最大差異在0.45%之內，燃燒效率降低約4.3%，NO和碳煙粒子排放量相當，出口溫度分布和總壓損失差異分別在1.0%和4.1%之內。

燃燒室；數(shù)值計算；燃燒特性；煤油；柴油

0 引 言

某型航空發(fā)動機是我國在蘇聯(lián)PД-9Б噴氣發(fā)動機基礎上發(fā)展而自主生產(chǎn)的軍用航空發(fā)動機，也是曾經(jīng)產(chǎn)量最大的國產(chǎn)航空發(fā)動機(接近30 000臺)[1]，為殲-6和強-5系列戰(zhàn)機的動力裝置，在世界航空動力領域屬于第二代渦輪噴氣發(fā)動機。隨著我國航空技術的發(fā)展和國防實力的不斷加強，殲-6和強-5系列戰(zhàn)機逐漸退役。將具有技術成熟度高、結構緊湊、熱效率高、可靠性好和維護方便等優(yōu)勢的某型航空發(fā)動機改為地面燃氣輪機，具有風險小、周期短和經(jīng)濟性好等優(yōu)勢。此外，我國在國家層面大力推進高端國防技術民用化，世界各大航空發(fā)動機公司也都在積極從事航空發(fā)動機改燃氣輪機(以下簡稱“航改機”)的研制工作[2-3]。

航改機研制中，燃燒室的成熟度決定著航改機的經(jīng)濟性、可靠性和壽命，可謂關鍵技術。考慮到航改機研制周期和工程應用階段的經(jīng)濟性，燃燒室要盡可能保持母型機的原型或少作改動[4-5]。航空煤油因其特殊性，不宜作為地面燃氣輪機的原料，需要替代燃料。而柴油相近的理化性質和低位熱值，能夠保證航改機大致保持原型機的燃油系統(tǒng)、點火系統(tǒng)和火焰筒開孔規(guī)律，因而可作為比較理想的替代燃料[6]。

燃燒室由于工作條件十分惡劣、內部工作過程相當復雜，導致其研制周期長且試驗費用十分昂貴。數(shù)值計算可作為一種非常有效的前期研制手段，但是燃燒反應涉及非常復雜的化學反應機理和過程，又給數(shù)值計算帶來困難和復雜性。Fluent有很多燃燒模型可以預測燃燒室的流場、溫度場、污染物和燃油蒸發(fā)量等[7]。

針對航空發(fā)動機燃燒室煤油改柴油的燃燒特性的研究，目前國內外的研究較少。本文利用Fluent中的渦耗散模型(Eddy Dissipation Model，簡稱EDM)計算該型航空發(fā)動機燃燒室在巡航工況和最大工況下煤油與柴油的燃燒特性并對其進行對比研究，以期為該型航空發(fā)動機改為地面用柴油型燃氣輪機的研制工作提供可靠、有效的數(shù)據(jù)和技術基礎。

1 某型航空發(fā)動機結構及特點

某型航空發(fā)動機的主燃燒室屬環(huán)管燃燒室，主要由外殼、內殼、擴壓器、火焰筒、燃油噴嘴和點火器組成。外殼與內殼組成燃燒室的環(huán)形氣流通道，10個火焰筒沿周向均勻布置在通道內，10個雙油路離心噴嘴分別插在火焰筒的頭部。相鄰的火焰筒之間依靠聯(lián)焰管進行傳焰和均壓，2個點火器分別插在2個帶三通的聯(lián)焰管中，如圖1所示[1]。燃燒室內、外殼前后通過安裝邊分別與壓氣機和渦輪部件連接。火焰筒前端徑向支撐在燃油噴嘴上，后部燃氣導管呈扇形，用安裝邊和螺栓固定在渦輪導向器上，火焰筒受熱后可以軸向自由膨脹。燃燒室空氣流量43 kg/s、進口溫度553 K，出口溫度1 143 K，進口壓力0.76 MPa，供油量0.678 kg/s(最大工況)[8-9]。

2 兩種燃料的特性

兩種燃料的主要物性參數(shù)如表1所示[10-11]。

表1 燃料的主要物性參數(shù)

從表1可以看出：RP-3的運動粘度和表面張力均小于0#柴油，但其低位熱值略高于0#柴油，二者可看作同品級燃料。

由于煤油、柴油都是多種碳氫化合物的混合物，其詳盡的組分比較復雜，目前尚無統(tǒng)一的分子式，一種可行的辦法就是采用單組分替代燃料。C12H23與Jet系列航空煤油分子量接近，作為航空煤油的替代燃料常用于發(fā)動機燃燒研究中。黃生洪等[12]采用C12H23為煤油的替代燃料對超燃發(fā)動機燃燒室開展了計算，結果表明C12H23替代燃料比較合理地描述了煤油在超燃流場內的裂解、點火、裂解產(chǎn)物的燃燒以及NOx的生成等基本規(guī)律和特征。美國國家航空航天局蘭利研究中心提供給美國國家燃燒計算中心所用的煤油替代燃料也為C12H23。

正庚烷十六烷值與柴油相當，是柴油的相似燃料，作為柴油的替代燃料常用于發(fā)動機燃燒研究中。H.Ciezki等[13]和S.Tanaka等[14]通過各種發(fā)動機燃燒計算和試驗研究，驗證其技術比較成熟，目前已經(jīng)得到普遍認可和廣泛使用。

本文Fluent數(shù)值計算中煤油替代燃料采用C12H23，柴油替代燃料采用正庚烷(C7H16)，動力粘度和表面張力為原燃料的參數(shù)。

3 物理模型及計算方法

3.1 物理模型結構及計算域

應用三維CFD數(shù)值計算方法對燃燒室進行計算分析，計算域為環(huán)管燃燒室1個噴嘴的工作區(qū)域，如圖2所示。

為了計算域網(wǎng)格劃分方便和形成高質量網(wǎng)格，在建模過程中，對燃燒室結構進行了適當?shù)暮喕薷模?/p>

(1) 火焰筒壁面上的氣膜孔按等面積折算為周向布置的氣膜環(huán)。

(2) 未模擬三通聯(lián)焰管、點火器和噴嘴體對燃燒室特性的影響。

(3) 計算域取52°機匣扇形段加一個單管火焰筒。

(4) 單管燃燒室出口向外延長100 mm。

3.2 計算域網(wǎng)格劃分

使用ICEM軟件采用結構化網(wǎng)格對計算域進行劃分，整個計算域的網(wǎng)格數(shù)約為688萬，網(wǎng)格如圖3所示。

3.3 計算模型和邊界條件

3.3.1 計算模型

CFD計算中湍流模型采用標準k-ε模型，壁面處理采用Scalable壁面函數(shù)，壓力與速度耦合采用SIMPLEC，使用Lagrangian 法追蹤液滴軌跡；燃燒模型采用EDM和P1輻射模型，并分別針對巡航工況和最大工況進行計算；NOx生成按Thermal和Prompt類型計算[15]；冒煙按照Magnussen模型計算[16-17]。

3.3.2 計算工況及邊界條件

計算燃燒室的兩個工況，分別是臺架最大工況和臺架巡航工況，進口參數(shù)如表2所示。

表2 進口參數(shù)

選取質量流量入口和壓力出口，固體壁面采用絕熱壁面，燃料分別為航空煤油和0#柴油。

4 數(shù)值計算結果及分析

4.1 空氣流量分配

空氣流量分配是燃燒室設計中最基本的問題，影響燃燒室的燃燒熱性。兩種工況下冷態(tài)及熱態(tài)流量分配如圖4所示。

從圖4可以看出：①兩種工況下冷態(tài)空氣流量分配比例基本不變，最大差異為0.03%；②同工況下，冷熱態(tài)流量分配差異不大，最大差異為3.2%(摻混)；③不同燃料熱態(tài)空氣流量分配最大差異為0.45%。流量分配的計算結果也表明在燃燒室結構尺寸確定的前提下，不同進口條件對流量分配的影響很小，和文獻[18]中的觀點一致。

4.2 總壓損失

由于入口邊界為質量流量入口，故對進口壓力無法精確定義，只能在多次計算中逐次接近。Fluent計算后流動總壓損失情況如表3所示。兩個工況的總壓損失屬于正常范圍，對于同種燃料，總壓損失基本維持在同一水平。

表3 總壓損失

從表3可以看出：①總壓損失均小于6.0%，屬于正常的壓力損失范圍；②在兩種工況下，熱態(tài)總壓損失都大于冷態(tài)總壓損失；③工況增大時，總壓損失也稍微增大；④0#柴油的總壓損失均小于RP-3航空煤油，但是其差異均在4.1%之內。

4.3 冷態(tài)流場特性

單管燃燒室在巡航、最大工況下的冷態(tài)流線圖如圖5所示。

從圖5可以看出：同種模型在不同工況下回流區(qū)形狀幾乎不變；在頭部強旋流空氣和前兩排主燃孔的作用下，在燃燒室的頭部區(qū)域形成比較強烈的沿軸線對稱的回流區(qū)且回流區(qū)截止于第二排主燃孔出口。

冷態(tài)工況在火焰筒軸向位置y=39.5 mm(A)、y=78.4 mm(B)處軸向速度的徑向分布如圖6所示。

從圖6可以看出：隨著冷態(tài)工況的變大，回流區(qū)的大小及速度基本一致。

4.4 熱態(tài)特性分析

4.4.1 熱態(tài)流場特性

熱態(tài)工況在火焰筒軸向位置y=39.5 mm(A)、y=78.4 mm(B)處軸向速度的徑向分布如圖7所示，可以看出：隨著熱態(tài)工況的變大和燃料的改變，回流區(qū)的大小及軸向速度基本一致。

4.4.2 溫度場特性

燃燒室在巡航、最大工況下的不同燃料的流線和溫度場如圖8～圖9所示。和冷態(tài)流線(圖5)比較，兩種燃料在油路打開后，由于氣液兩相混合作用，整個回流區(qū)都變小，回流區(qū)截止于第一排主燃孔出口；回流區(qū)在軸向更靠近旋流器出口，在徑向向外擴展和回流區(qū)的強度增大，更有利于燃油的二次霧化，促進燃油燃燒。

從圖8～圖9可以看出：和先進燃燒室相比，該燃燒室的高溫區(qū)比較靠后，這是因為頭部旋流空氣小，油氣比過富不利于燃燒；巡航工況高溫區(qū)主要集中在第二排主燃孔和第一排補燃孔之間；而最大工況下(入口速度增加和高溫區(qū)向后移動)，高溫區(qū)集中在第三排主燃孔和第一排摻混孔之間；隨著燃料的改變，由于噴嘴一次霧化的差異，導致使用0#柴油的燃燒室溫度場相對靠后，但整個溫度場沒有表現(xiàn)出明顯的差異。

4.4.3 頭部燃油蒸發(fā)

燃燒室的溫度場、流場以及油氣混合均與燃油的蒸發(fā)量、蒸發(fā)快慢、液滴的穿透距離密切相關。燃油蒸發(fā)量越大，越有利于燃油燃燒和燃盡；其蒸發(fā)量(霧化液滴大小)和液滴的穿透距離在很大程度上取決于噴嘴的一次霧化和氣液混合后的二次霧化。因此，合理的頭部氣液混合是燃燒溫度場和高燃燒效率的保證。燃燒室的燃油蒸發(fā)量如圖10所示。

(a1) RP-3 (a2) 柴油

(a) 最大工況

從圖10可以看出：最大工況的燃油蒸發(fā)量大于巡航工況，其原因為①工況變大，燃油量和噴嘴壓降增大，進而燃油蒸發(fā)量增大；②大工況旋流和回流空氣量增大，進而促進燃油二次霧化，導致燃油蒸發(fā)量增大；相對于RP-3，0#柴油的動力粘度和表面張力比較大，造成其在相同工況下蒸發(fā)量變小。

4.4.4 出口溫度分布

燃燒室出口溫度分布是燃燒室重要的性能參數(shù)之一，其好壞影響渦輪葉片的熱疲勞和壽命。燃燒室出口溫度沿渦輪葉高(徑向)呈現(xiàn)兩頭低和中間高的趨勢，符合渦輪葉片等強度原則[9]要求，如圖11～圖12所示。

衡量出口溫度分布品質的一個重要性能參數(shù)是出口溫度分布系數(shù)PT[19]。

(1)

式中：T3ave、T4ave、T4max分別為燃燒室進口平均溫度、出口平均溫度、出口環(huán)腔內最高溫度。

兩種燃料的PT在不同工況下計算結果如表4所示，可以看出：兩種燃料的PT都在0.25～0.35范圍之內[19]，柴油的出口溫度分布更均勻，更符合渦輪葉片要求。

表4 兩種燃料在不同工況下的PT

4.5 燃燒效率和排放特性分析

4.5.1 燃燒效率

采用溫升法[18]計算燃燒效率，即計算燃燒室進出口工質的實際溫升與理論計算溫升的比值：

(2)

式中：Tt4,pr、Tt4,th、Tts分別為燃燒室的實際出口平均溫度、理論出口平均溫度、進口平均溫度。

兩種燃料在不同工況下的燃燒效率的計算結果如表5所示。

表5 燃燒效率

結果表明：①RP-3改0#柴油后，燃燒效率降低4.3%左右，由于0#柴油其動力粘度和表面張力都較大，導致在相同的外界條件下，一次霧化和二次霧化質量相對較差，進而導致其燃燒效率降低；②隨著工況的降低，頭部旋流空氣量降低，導致油氣混合的作用變弱，從而影響燃油的二次霧化質量，燃燒效率稍微降低。

4.5.2 燃燒室NOx排放分析

氮氧化物NOx主要包括NO和NO2。數(shù)值計算只測取了NO的量，如表6所示。燃燒產(chǎn)物在進入大氣之前形成NO2的主要基元反應如下[20]：

NO分子通過流體混合從高溫擴散或輸運到HO2富有的區(qū)域而形成NO2。在高溫下，NO2的消耗反應很活躍，防止了NO2在高溫下形成。燃燒出口溫度相對比較高，導致NO2的生成幾乎為零。

由于燃燒室頭部進氣量占總進氣量的18%左右，使得燃燒室頭部油氣比較高且局部區(qū)域甚至超過化學恰當比(0.068)，導致局部區(qū)域溫度很高，進而產(chǎn)生大量的NO[19]；加上該燃燒室高溫區(qū)比較長，使得燃氣在高溫區(qū)內停留的時間較長，導致出口NO的生成量更為可觀。

表6 兩種燃料不同工況下NO的排放量

事實上，數(shù)值計算得出的NO排放量并無多大實際意義，但是可以用來比較在相同工況條件下燃燒室燃料改變后NO排放的差異。從計算結果可以看出這種差異很小，可以忽略。

4.5.3 燃燒室冒煙分析

冒煙(碳煙粒子)的形成與局部燃料過富、溫度過高有關。傳統(tǒng)燃燒室中，回流的燃燒產(chǎn)物回流至噴嘴附近，使燃油蒸汽形成的“口袋”被缺氧的高溫燃氣包圍，在這個富油區(qū)內，會產(chǎn)生大量碳煙粒子[21]，但是火焰筒內的混氣會在下游高溫氣流中繼續(xù)發(fā)生燃燒，所以最后燃燒室出口的碳煙粒子濃度仍然非常低，如表7所示。

表7 兩種燃料不同工況下碳煙粒子的排放量

5 結 論

(1) RP-3和0#柴油流場結構一致，熱態(tài)回流區(qū)相對冷態(tài)變小，更靠近旋流器出口；不同燃料熱態(tài)空氣流量分配最大差異為0.45%。

(2) 熱態(tài)總壓損失均大于冷態(tài)總壓損失；0#柴油的總壓損失均小于RP-3航空煤油，其差異在4.1%之內。

(3) RP-3燃燒效率在99.0%左右，而0#柴油的燃燒效率相對低4.3%左右。

(4) 在相同工況下，0#柴油燃燒室頭部燃油蒸發(fā)量小于RP-3，導致燃燒效率低，與理論分析的結果十分吻合。

(5) RP-3和0#柴油在巡航工況和最大工況下PT都在0.25～0.35，和兩者的差異均在1.0%之內。

(6) 0#柴油和RP-3在兩種工況下的NO排放量相對于先進燃燒室較大；而碳煙粒子的排放量低且不同燃料在相同工況下的差異很小，可以忽略。

綜上所述，該型發(fā)動機燃燒室由 RP-3改0#柴油在巡航工況和最大工況下燃燒室頭部燃油霧化蒸發(fā)和NO的排放量存在較大差異，其他各項指標差異很小，可以直接改用0#柴油。如果想進一步提高航改機的燃燒效率和降低污染物，應該從噴嘴燃油霧化方面作進一步的改進。

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(編輯：趙毓梅)

Study on Combustion Characteristics of an Aeroengine Combustion Chamber with Kerosene into Diesel

Feng Huazhong1, Ma Zhao2, Yang Yonggang1, Liang Yue1, Li Ming2, Suo Jianqin2

(1.R&D Center, Guizhou Liyang Tianxiang Technology Co. Ltd., Guiyang 550081, China) (2.School of Power and Energy, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710129, China)

The fuel property is of a great influence on the combustion characteristics of the combustion chamber, which is the first concern in the design of the combustion chamber. The combustion characteristics and comparative study for an aeroengine with kerosene and diesel oil are studied by using the Fluent steady pressure solver, P1 radiation model and eddy dissipation model(EDM) in cruise condition and the maximum conditions. The flow field, flow distribution, temperature field, total pressure loss, outlet temperature distribution, pollutant and fuel evaporation process of combustion chamber are obtained with aviation kerosene(RP-3) and 0#diesel oil. The results indicate that when the aviation kerosene is changed to 0#diesel oil, in the same condition, the distribution of hot temperature field is consistent and the maximum difference of flow distribution is within 0.45%: the combustion efficiency is reduced by about 4.3% and NO and soot emissions are equal. The difference of the out temperature distribution and total pressure loss of the outlet are 1.0% and 4.1% respectively.

combustion chamber; aeroengine; combustion characteristic; kerosene; diesel oil

2016-11-03；

2016-12-01

貴州省科技重大專項字[2014]6018號

馬朝,mz521ll@163.com

1674-8190(2017)01-029-09

V235

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.01.005

馮華仲(1969-)，男，碩士，研究員。主要研究方向：熱工技術及相關軍用/民用裝備。

馬 朝(1988-)，男，碩士研究生。主要研究方向：燃燒室結構設計、噴嘴霧化及頭部油氣混合燃燒。

楊永剛(1971-)，男，高級工程師。主要研究方向：熱工技術及相關軍用/民用裝備。

梁 越(1969-)，男，高級工程師。主要研究方向：熱工技術及相關軍用/民用裝備。

黎 明(1965-)，男，碩士，副教授。主要研究方向：先進燃氣輪機燃燒室與燃燒技術。

索建秦(1962-)，男，碩士，教授。主要研究方向：先進燃氣輪機燃燒室與燃燒技術。