某型航空发动机燃烧室煤油改柴油燃烧特性研究

2017-04-05冯华仲马朝杨永刚梁越黎明索建秦

航空工程进展 2017年1期

关键词：总压煤油燃烧室

冯华仲，马朝，杨永刚，梁越，黎明，索建秦

(1.贵州黎阳天翔科技有限公司研发中心，贵阳 550081)(2.西北工业大学动力与能源学院，西安 710129)

某型航空发动机燃烧室煤油改柴油燃烧特性研究

冯华仲1，马朝2，杨永刚1，梁越1，黎明2，索建秦2

(1.贵州黎阳天翔科技有限公司研发中心，贵阳 550081)(2.西北工业大学动力与能源学院，西安 710129)

燃料物性对燃烧室燃烧特性有着非常大的影响，是研究设计中首要考虑的参数。借助数值计算方法，采用Fluent稳态压力求解器、P1辐射模型和涡耗散模型(EDM)对某航空发动机燃烧室在巡航工况和最大工况下煤油与柴油两种燃料的燃烧特性进行计算及对比研究，得到该燃烧室使用航空煤油(RP-3)和0#柴油的热态流场、空气流量分配、温度场、出口温度分布、污染物排放及头部燃油蒸发量。结果表明：在相同工况下，当该燃烧室的燃料由航空煤油改为0#柴油后，其热态温度场分布基本一致，流量分配最大差异在0.45%之内，燃烧效率降低约4.3%，NO和碳烟粒子排放量相当，出口温度分布和总压损失差异分别在1.0%和4.1%之内。

燃烧室；数值计算；燃烧特性；煤油；柴油

0 引言

某型航空发动机是我国在苏联PД-9Б喷气发动机基础上发展而自主生产的军用航空发动机，也是曾经产量最大的国产航空发动机(接近30 000台)[1]，为歼-6和强-5系列战机的动力装置，在世界航空动力领域属于第二代涡轮喷气发动机。随着我国航空技术的发展和国防实力的不断加强，歼-6和强-5系列战机逐渐退役。将具有技术成熟度高、结构紧凑、热效率高、可靠性好和维护方便等优势的某型航空发动机改为地面燃气轮机，具有风险小、周期短和经济性好等优势。此外，我国在国家层面大力推进高端国防技术民用化，世界各大航空发动机公司也都在积极从事航空发动机改燃气轮机(以下简称“航改机”)的研制工作[2-3]。

航改机研制中，燃烧室的成熟度决定着航改机的经济性、可靠性和寿命，可谓关键技术。考虑到航改机研制周期和工程应用阶段的经济性，燃烧室要尽可能保持母型机的原型或少作改动[4-5]。航空煤油因其特殊性，不宜作为地面燃气轮机的原料，需要替代燃料。而柴油相近的理化性质和低位热值，能够保证航改机大致保持原型机的燃油系统、点火系统和火焰筒开孔规律，因而可作为比较理想的替代燃料[6]。

燃烧室由于工作条件十分恶劣、内部工作过程相当复杂，导致其研制周期长且试验费用十分昂贵。数值计算可作为一种非常有效的前期研制手段，但是燃烧反应涉及非常复杂的化学反应机理和过程，又给数值计算带来困难和复杂性。Fluent有很多燃烧模型可以预测燃烧室的流场、温度场、污染物和燃油蒸发量等[7]。

针对航空发动机燃烧室煤油改柴油的燃烧特性的研究，目前国内外的研究较少。本文利用Fluent中的涡耗散模型(Eddy Dissipation Model，简称EDM)计算该型航空发动机燃烧室在巡航工况和最大工况下煤油与柴油的燃烧特性并对其进行对比研究，以期为该型航空发动机改为地面用柴油型燃气轮机的研制工作提供可靠、有效的数据和技术基础。

1 某型航空发动机结构及特点

某型航空发动机的主燃烧室属环管燃烧室，主要由外壳、内壳、扩压器、火焰筒、燃油喷嘴和点火器组成。外壳与内壳组成燃烧室的环形气流通道，10个火焰筒沿周向均匀布置在通道内，10个双油路离心喷嘴分别插在火焰筒的头部。相邻的火焰筒之间依靠联焰管进行传焰和均压，2个点火器分别插在2个带三通的联焰管中，如图1所示[1]。燃烧室内、外壳前后通过安装边分别与压气机和涡轮部件连接。火焰筒前端径向支撑在燃油喷嘴上，后部燃气导管呈扇形，用安装边和螺栓固定在涡轮导向器上，火焰筒受热后可以轴向自由膨胀。燃烧室空气流量43 kg/s、进口温度553 K，出口温度1 143 K，进口压力0.76 MPa，供油量0.678 kg/s(最大工况)[8-9]。

2 两种燃料的特性

两种燃料的主要物性参数如表1所示[10-11]。

表1 燃料的主要物性参数

从表1可以看出：RP-3的运动粘度和表面张力均小于0#柴油，但其低位热值略高于0#柴油，二者可看作同品级燃料。

由于煤油、柴油都是多种碳氢化合物的混合物，其详尽的组分比较复杂，目前尚无统一的分子式，一种可行的办法就是采用单组分替代燃料。C12H23与Jet系列航空煤油分子量接近，作为航空煤油的替代燃料常用于发动机燃烧研究中。黄生洪等[12]采用C12H23为煤油的替代燃料对超燃发动机燃烧室开展了计算，结果表明C12H23替代燃料比较合理地描述了煤油在超燃流场内的裂解、点火、裂解产物的燃烧以及NOx的生成等基本规律和特征。美国国家航空航天局兰利研究中心提供给美国国家燃烧计算中心所用的煤油替代燃料也为C12H23。

正庚烷十六烷值与柴油相当，是柴油的相似燃料，作为柴油的替代燃料常用于发动机燃烧研究中。H.Ciezki等[13]和S.Tanaka等[14]通过各种发动机燃烧计算和试验研究，验证其技术比较成熟，目前已经得到普遍认可和广泛使用。

本文Fluent数值计算中煤油替代燃料采用C12H23，柴油替代燃料采用正庚烷(C7H16)，动力粘度和表面张力为原燃料的参数。

3 物理模型及计算方法

3.1 物理模型结构及计算域

应用三维CFD数值计算方法对燃烧室进行计算分析，计算域为环管燃烧室1个喷嘴的工作区域，如图2所示。

为了计算域网格划分方便和形成高质量网格，在建模过程中，对燃烧室结构进行了适当的简化修改：

(1) 火焰筒壁面上的气膜孔按等面积折算为周向布置的气膜环。

(2) 未模拟三通联焰管、点火器和喷嘴体对燃烧室特性的影响。

(3) 计算域取52°机匣扇形段加一个单管火焰筒。

(4) 单管燃烧室出口向外延长100 mm。

3.2 计算域网格划分

使用ICEM软件采用结构化网格对计算域进行划分，整个计算域的网格数约为688万，网格如图3所示。

3.3 计算模型和边界条件

3.3.1 计算模型

CFD计算中湍流模型采用标准k-ε模型，壁面处理采用Scalable壁面函数，压力与速度耦合采用SIMPLEC，使用Lagrangian 法追踪液滴轨迹；燃烧模型采用EDM和P1辐射模型，并分别针对巡航工况和最大工况进行计算；NOx生成按Thermal和Prompt类型计算[15]；冒烟按照Magnussen模型计算[16-17]。

3.3.2 计算工况及边界条件

计算燃烧室的两个工况，分别是台架最大工况和台架巡航工况，进口参数如表2所示。

表2 进口参数

选取质量流量入口和压力出口，固体壁面采用绝热壁面，燃料分别为航空煤油和0#柴油。

4 数值计算结果及分析

4.1 空气流量分配

空气流量分配是燃烧室设计中最基本的问题，影响燃烧室的燃烧热性。两种工况下冷态及热态流量分配如图4所示。

从图4可以看出：①两种工况下冷态空气流量分配比例基本不变，最大差异为0.03%；②同工况下，冷热态流量分配差异不大，最大差异为3.2%(掺混)；③不同燃料热态空气流量分配最大差异为0.45%。流量分配的计算结果也表明在燃烧室结构尺寸确定的前提下，不同进口条件对流量分配的影响很小，和文献[18]中的观点一致。

4.2 总压损失

由于入口边界为质量流量入口，故对进口压力无法精确定义，只能在多次计算中逐次接近。Fluent计算后流动总压损失情况如表3所示。两个工况的总压损失属于正常范围，对于同种燃料，总压损失基本维持在同一水平。

表3 总压损失

从表3可以看出：①总压损失均小于6.0%，属于正常的压力损失范围；②在两种工况下，热态总压损失都大于冷态总压损失；③工况增大时，总压损失也稍微增大；④0#柴油的总压损失均小于RP-3航空煤油，但是其差异均在4.1%之内。

4.3 冷态流场特性

单管燃烧室在巡航、最大工况下的冷态流线图如图5所示。

从图5可以看出：同种模型在不同工况下回流区形状几乎不变；在头部强旋流空气和前两排主燃孔的作用下，在燃烧室的头部区域形成比较强烈的沿轴线对称的回流区且回流区截止于第二排主燃孔出口。

冷态工况在火焰筒轴向位置y=39.5 mm(A)、y=78.4 mm(B)处轴向速度的径向分布如图6所示。

从图6可以看出：随着冷态工况的变大，回流区的大小及速度基本一致。

4.4 热态特性分析

4.4.1 热态流场特性

热态工况在火焰筒轴向位置y=39.5 mm(A)、y=78.4 mm(B)处轴向速度的径向分布如图7所示，可以看出：随着热态工况的变大和燃料的改变，回流区的大小及轴向速度基本一致。

4.4.2 温度场特性

燃烧室在巡航、最大工况下的不同燃料的流线和温度场如图8～图9所示。和冷态流线(图5)比较，两种燃料在油路打开后，由于气液两相混合作用，整个回流区都变小，回流区截止于第一排主燃孔出口；回流区在轴向更靠近旋流器出口，在径向向外扩展和回流区的强度增大，更有利于燃油的二次雾化，促进燃油燃烧。

从图8～图9可以看出：和先进燃烧室相比，该燃烧室的高温区比较靠后，这是因为头部旋流空气小，油气比过富不利于燃烧；巡航工况高温区主要集中在第二排主燃孔和第一排补燃孔之间；而最大工况下(入口速度增加和高温区向后移动)，高温区集中在第三排主燃孔和第一排掺混孔之间；随着燃料的改变，由于喷嘴一次雾化的差异，导致使用0#柴油的燃烧室温度场相对靠后，但整个温度场没有表现出明显的差异。

4.4.3 头部燃油蒸发

燃烧室的温度场、流场以及油气混合均与燃油的蒸发量、蒸发快慢、液滴的穿透距离密切相关。燃油蒸发量越大，越有利于燃油燃烧和燃尽；其蒸发量(雾化液滴大小)和液滴的穿透距离在很大程度上取决于喷嘴的一次雾化和气液混合后的二次雾化。因此，合理的头部气液混合是燃烧温度场和高燃烧效率的保证。燃烧室的燃油蒸发量如图10所示。

(a1) RP-3 (a2) 柴油

(a) 最大工况

从图10可以看出：最大工况的燃油蒸发量大于巡航工况，其原因为①工况变大，燃油量和喷嘴压降增大，进而燃油蒸发量增大；②大工况旋流和回流空气量增大，进而促进燃油二次雾化，导致燃油蒸发量增大；相对于RP-3，0#柴油的动力粘度和表面张力比较大，造成其在相同工况下蒸发量变小。

4.4.4 出口温度分布

燃烧室出口温度分布是燃烧室重要的性能参数之一，其好坏影响涡轮叶片的热疲劳和寿命。燃烧室出口温度沿涡轮叶高(径向)呈现两头低和中间高的趋势，符合涡轮叶片等强度原则[9]要求，如图11～图12所示。

衡量出口温度分布品质的一个重要性能参数是出口温度分布系数PT[19]。

(1)

式中：T3ave、T4ave、T4max分别为燃烧室进口平均温度、出口平均温度、出口环腔内最高温度。

两种燃料的PT在不同工况下计算结果如表4所示，可以看出：两种燃料的PT都在0.25～0.35范围之内[19]，柴油的出口温度分布更均匀，更符合涡轮叶片要求。

表4 两种燃料在不同工况下的PT

4.5 燃烧效率和排放特性分析

4.5.1 燃烧效率

采用温升法[18]计算燃烧效率，即计算燃烧室进出口工质的实际温升与理论计算温升的比值：

(2)

式中：Tt4,pr、Tt4,th、Tts分别为燃烧室的实际出口平均温度、理论出口平均温度、进口平均温度。

两种燃料在不同工况下的燃烧效率的计算结果如表5所示。

表5 燃烧效率

结果表明：①RP-3改0#柴油后，燃烧效率降低4.3%左右，由于0#柴油其动力粘度和表面张力都较大，导致在相同的外界条件下，一次雾化和二次雾化质量相对较差，进而导致其燃烧效率降低；②随着工况的降低，头部旋流空气量降低，导致油气混合的作用变弱，从而影响燃油的二次雾化质量，燃烧效率稍微降低。

4.5.2 燃烧室NOx排放分析

氮氧化物NOx主要包括NO和NO2。数值计算只测取了NO的量，如表6所示。燃烧产物在进入大气之前形成NO2的主要基元反应如下[20]：

NO分子通过流体混合从高温扩散或输运到HO2富有的区域而形成NO2。在高温下，NO2的消耗反应很活跃，防止了NO2在高温下形成。燃烧出口温度相对比较高，导致NO2的生成几乎为零。

由于燃烧室头部进气量占总进气量的18%左右，使得燃烧室头部油气比较高且局部区域甚至超过化学恰当比(0.068)，导致局部区域温度很高，进而产生大量的NO[19]；加上该燃烧室高温区比较长，使得燃气在高温区内停留的时间较长，导致出口NO的生成量更为可观。

表6 两种燃料不同工况下NO的排放量

事实上，数值计算得出的NO排放量并无多大实际意义，但是可以用来比较在相同工况条件下燃烧室燃料改变后NO排放的差异。从计算结果可以看出这种差异很小，可以忽略。

4.5.3 燃烧室冒烟分析

冒烟(碳烟粒子)的形成与局部燃料过富、温度过高有关。传统燃烧室中，回流的燃烧产物回流至喷嘴附近，使燃油蒸汽形成的“口袋”被缺氧的高温燃气包围，在这个富油区内，会产生大量碳烟粒子[21]，但是火焰筒内的混气会在下游高温气流中继续发生燃烧，所以最后燃烧室出口的碳烟粒子浓度仍然非常低，如表7所示。

表7 两种燃料不同工况下碳烟粒子的排放量

5 结论

(1) RP-3和0#柴油流场结构一致，热态回流区相对冷态变小，更靠近旋流器出口；不同燃料热态空气流量分配最大差异为0.45%。

(2) 热态总压损失均大于冷态总压损失；0#柴油的总压损失均小于RP-3航空煤油，其差异在4.1%之内。

(3) RP-3燃烧效率在99.0%左右，而0#柴油的燃烧效率相对低4.3%左右。

(4) 在相同工况下，0#柴油燃烧室头部燃油蒸发量小于RP-3，导致燃烧效率低，与理论分析的结果十分吻合。

(5) RP-3和0#柴油在巡航工况和最大工况下PT都在0.25～0.35，和两者的差异均在1.0%之内。

(6) 0#柴油和RP-3在两种工况下的NO排放量相对于先进燃烧室较大；而碳烟粒子的排放量低且不同燃料在相同工况下的差异很小，可以忽略。

综上所述，该型发动机燃烧室由 RP-3改0#柴油在巡航工况和最大工况下燃烧室头部燃油雾化蒸发和NO的排放量存在较大差异，其他各项指标差异很小，可以直接改用0#柴油。如果想进一步提高航改机的燃烧效率和降低污染物，应该从喷嘴燃油雾化方面作进一步的改进。

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(编辑：赵毓梅)

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

贵州省科技重大专项字[2014]6018号

马朝,mz521ll@163.com

1674-8190(2017)01-029-09

V235

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.01.005

冯华仲(1969-)，男，硕士，研究员。主要研究方向：热工技术及相关军用/民用装备。

马朝(1988-)，男，硕士研究生。主要研究方向：燃烧室结构设计、喷嘴雾化及头部油气混合燃烧。

杨永刚(1971-)，男，高级工程师。主要研究方向：热工技术及相关军用/民用装备。

梁越(1969-)，男，高级工程师。主要研究方向：热工技术及相关军用/民用装备。