驻涡燃烧室燃烧组织方式和设计思路分析

驻涡燃烧室是新型高效、结构紧凑的燃烧室.基于前期技术研究基础,对其燃烧组织方式和影响性能的关键技术作了分析:驻涡燃烧室采用驻涡火焰稳定技术,通过分级供油、分区燃烧技术满足发动机日益宽广的工作范围.驻涡燃烧室的主燃区主要功能是实现高效燃烧.驻涡燃烧室可以组合设计成RQL和LPP结合的高效低污染燃烧室.影响驻涡燃烧室性能的因素主要包括驻涡区的结构参数、油气方案,驻涡区和主流的联焰,主流供油方案,流量分配和内外环流道的结构参数上.     

冲压发动机驻涡燃烧室模型方案数值模拟研究

为探索适用于高推重比发动机的高性能燃烧室,在一种冲压发动机特定结构应用背景条件下,设计了一种驻涡燃烧室（Trapped-Vortex Combustor,简称TVC）技术应用模型方案,并对其进行了冷态流场数值模拟,对包括驻涡区长宽比、驻涡区长度、驻涡区进口导流结构形式、主流钝体与联焰板的结构形式与参数的影响进行了分析,探索TVC燃烧室方案在冲压发动机上的应用可行性。从三维冷态流场数值模拟结果来看,燃烧室模型方案内部形成了设计的涡系结构,能够实现初步的组织燃烧。通过不同设计参数的计算模拟,摸索出驻涡区高度、驻涡区宽高比等参数对燃烧室内部流场影响的规律。研究结果表明驻涡区宽高比控制在1.0左右驻涡区涡系结构最好,有利于组织燃烧。     

新燃烧室旨在提高性能和降低污染

自１９９４年以来，ＧＥ公司一直在为军用发动机研究驻涡燃烧室技术。这项技术与常规燃烧室相比，具有重量轻、长度短、燃烧稳定和污染少等优点。目前该公司正在试验各种燃烧室试验件，一旦试验完成，公司将为ＩＨＰＴＥＴ和ＪＴＤＥ设计可实际使用的驻涡燃烧室     

冲压转子发动机切向驻涡燃烧室

介绍了冲压转子发动机的工作原理,提出了适用于这种发动机的切向驻涡燃烧室新概念;讨论了切向驻涡燃烧室的基本气动热力学和结构特点,并用数值计算方法对其进行了初步研究,给出了初步试验结果。     

环形中心钝体驻涡燃烧室驻涡腔有无喷射的对比

采用三维雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程、renormalization group (RNG) k-ε湍流模型和标准壁面函数对驻涡腔有无喷射的环形中心钝体驻涡燃烧室的冷态流场进行了数值仿真,分析了驻涡腔有无喷射对环形中心钝体驻涡燃烧室涡系结构、驻涡腔流动参数和燃烧室总体性能的影响.结果表明:相比于无喷射时,驻涡腔添加喷射可以使驻涡腔内形成相对稳定的双驻涡结构;驻涡腔喷射的存在使得环形中心钝体驻涡燃烧室出口截面总压损失系数降低约9.2%,并能提高驻涡腔内的平均气流参数;驻涡腔喷射对环形中心钝体驻涡燃烧室出口截面流动参数沿流道高度方向的变化趋势影响不大.      

旋转冲压发动机驻涡燃烧技术研究现状分析

旋转冲压发动机是一种全新概念发动机，采用激波增压和驻涡燃烧技术。其显著的高效、低污染特性引起越来越多人关注。本文首先扼要介绍了旋转冲压发动机总体结构，然后介绍了驻涡燃烧技术的概念和研究现状，最后描述了旋转冲压发动机中驻涡燃烧室的结构特点。     

中小型航空发动机燃烧室技术的进展

使用的中小发动机的燃烧室在结构和性能上都达到了较高的水平,它使发动机满足了现有军民用户的需求。预计未来涡轴发动机压比将达17-26,涡轮前温度将达1230℃-1650℃,为此,国外正在研究多种新的燃烧室技术,如智能型燃烧室、驻涡燃烧室和新型燃油喷嘴等     

环形中心钝体驻涡燃烧室进气方式研究

采用FLUENT软件对两种驻涡腔进气方式时环形中心钝体驻涡燃烧室的冷态流场进行了数值模拟,并对两种驻涡腔进气方式时环形中心钝体驻涡燃烧室驻涡腔内的旋涡结构、平均流动参数以及燃烧室总体性能等进行了对比分析。结果表明:两种进气方式时,环形中心钝体驻涡燃烧室驻涡腔内均能形成相对稳定的涡系结构,进气方式由后钝体中心逆流进气变为前钝体中心顺流进气时,驻涡腔内涡系结构由单对涡转变为双对涡;与后钝体中心逆流进气相比,前钝体中心顺流进气时,燃烧室总压损失系数、驻涡腔平均静压和总压分别增加约1.345%,8.207%和6.479%,驻涡腔平均速度降低约48.423%;驻涡腔进气方式的变化对燃烧室出口气流参数沿流道高度方向的变化趋势影响不大。     

驻涡燃烧室最佳中心驻体宽度选择的数值研究

为确定驻涡燃烧室中心驻体最佳宽度,在四种来流条件下,对当量宽度为0.3～0.8范围,间隔为0.05当量宽度的中心驻体驻涡燃烧室三维黏性流场进行了冷态数值模拟.计算结果表明,当量宽度在0.65～0.70的中心驻体有利于在驻涡腔内形成低速且稳定的流动.驻体宽度增加会导致驻涡腔外侧主流气流速度提高,引起摩擦损失的加大,燃烧室出口截面处的总压损失增加.      

全环涡轮级间燃烧室性能试验

以涡轮级间燃烧室(ITB)应用于涡轴发动机为研究平台,根据ITB的应用环境,采用凹腔驻涡燃烧室作为涡轮级间燃烧室,设计加工了全环凹腔驻涡燃烧室试验件,并进行了性能试验研究.试验结果表明:该燃烧室的贫油点火边界余气系数为10.2,降低驻涡凹腔体内外压差有利于点火;与常规燃烧室相比,燃烧室的燃烧效率偏低,但燃烧效率随进口温度的升高逐步加大;燃烧室的总压恢复系数较小,进口温度对燃烧室的总压恢复系数影响不大;燃烧室出口温度场分布较好,出口温度分布系数(OTDF)随进口温度的升高而减小;随着进口温度的提高,火焰筒壁温会局部偏高,火焰筒的冷却设计需优化改进.      

富油燃烧-猝熄-贫油燃烧燃烧室技术分析

富油燃烧-猝熄-贫油燃烧（RQL）燃烧室是近年低污染燃烧室的研究热点,是实现航空发动机减少氮氧化物（NOx）排放的最基本的燃烧策略之一。总结了RQL燃烧室的特点,并针对RQL燃烧室设计理念提出了可借鉴与启迪之处。     

航改型双环燃烧室燃烧反应特性试验

针对地面运输用燃气轮机低排放的要求,试验研究了一种双环预混旋流(TAPS)燃烧室在以0号柴油为燃料时的反应特性。结果表明:采用TAPS燃烧室由于空气分配方式的改变,总压恢复系数在0.97以上,高于经典单环燃烧室。由于柴油黏度和燃点的影响,使用柴油为燃料时最低常压点火油气比高于0.05,要比相同结构采用航空煤油为燃料时的点火油气比高,但慢车贫油熄火极限没有明显的变化,维持在0.006~0.008之间。采用压力雾化的预燃级存在燃料混合不均匀的问题,导致燃烧效率只能达到0.99,为要求值的下限,但燃烧室出口温度分布系数小于0.25,达到了所要求的性能指标。由于采用了预混预蒸发燃烧,污染物排放中NOx的干基体积分数为1.76×10-5,明显低于所要求的性能指标,但CO的干基体积分数较高达到了5.02×10-4。综合比较各项性能指标,该燃烧室在点火、贫油熄火、燃烧室出口温度分布和NOx排放上表现出了一定的优势,但燃烧效率低和CO排放高还是需要解决的问题。      

民用航空发动机低排放燃烧室技术发展现状及水平

为了从科学和技术的角度展望民用航空发动机低排放燃烧室技术的发展方向,基于污染物生成机理及控制原理阐述了富油和贫油燃烧的污染排放控制方法,回顾了富油-焠熄-贫油燃烧（RQL）、贫油预混预蒸发燃烧（LPP）和贫油直接喷射燃烧（LDI）3种低污染燃烧技术的发展现状,并分析了新一代民用航空低排放燃烧室技术目前所达到的低污染排放水平。采用贫油燃烧技术的双环预混旋流器燃烧室（TAPS）已经应用于型号并取证,其NO_x排放比CAEP/6（Committee on Aviation Environmental Protection/6）标准低50.0%~65.8%,达到了超低排放水平,证明了贫油燃烧的发展潜力。要实现NO_x排放比CAEP/6低75.0%以上的超超低排放目标,需要利用燃烧数值模拟和光学诊断等先进工具,对燃烧室内喷雾、混合、流动、燃烧及它们之间的非定常相互作用开展更深入的研究。     

船用低排放塔式分级燃烧室主燃级喷嘴结构优化研究

为了满足船舶燃气轮机污染物排放的需求,设计了一种低排放塔式分级燃烧室,并对其主燃级喷嘴进行结构优化,利用数值模拟方法详细研究了不同喷嘴结构下燃烧室的流场特性及性能参数。结果表明,主燃级由直射式喷嘴更换为空气雾化喷嘴时,可有效避免旋流器壁面燃油积碳;燃烧室内油气掺混水平提高,出口温度分布品质改善,出口NO和CO排放量分别降低71.4%和60%。针对空气雾化喷嘴,燃油管道出口与喷嘴出口之间的高度与其内径之比（H/D）对燃烧室油气分布特性和中截面温度分布的影响远高于其空气出口结构形式,H/D过大或过小时,油气掺混水平恶化,污染物排放量增加。燃烧室出口径向温度分布系数随H/D的增大而减小。综合分析燃烧室油气分布、温度分布和性能参数,确定最优喷嘴的H/D=2,空气出口结构为圆柱型。     

生物柴油对双旋流燃烧室燃烧与排放性能的影响

为深入研究燃气轮机燃用生物柴油对其燃烧与排放性能的影响,将生物柴油与柴油按照不同比例进行混合,在双旋流燃烧室90°扇形试验件上进行降压模拟燃烧试验.结果表明:随油气比的增加,燃烧效率和NOx排放快速增加并趋于稳定,出口温度分布系数（OTDF）、径向分布系数（RTDF）、CO排放逐渐减小并趋于稳定;随生物柴油混合比例的增加,燃烧效率、燃烧室温升逐渐降低,OTDF和NOx排放先减小后增加,RTDF和CO排放逐渐增加.随油气比的增加,生物柴油对燃烧和排放的主要影响方面发生变化,影响程度逐渐减弱,不同油气比时存在不同的最佳生物柴油混合比例.      

Influence of coupled characteristics on the internally-staged combustor under low-power operation

An ultra low emissions combustor, namely low emission stirred swirl (LESS) combustor was studied, based on a scheme of internally staged/lean premixed and prevaporized (LPP) combustion. The LESS combustor consists of central pilot stage and outer surrounded coaxially main stage, between which there exists a physical isolation, namely the step height. The existence of step height delayed the pilot and main jets mixing. Experimental and numerical studies were carried out to investigate the influence of the step height on the combustion performance. A single dome rectangular combustor was utilized to conduct the lean lightoff and blowout experiments, and pollutant emission experiments. The experimental results showed that with the increase of step height by 38%, the lean lightoff and blowout fuel air ratio decreased by 574% and 375%, the NOx emission increased by 35.1%, and the combustion efficiency increased by 1.78%; while the CO,unburned hydrocarbons (UHC) emissions decreased. Furthermore, the total pressure loss was kept nearly constant. Non reacting and reacting flow fields were numerically investigated to analyze the coupled characteristics of pilot and main jets with different step heights. A comparison of flow characteristics, spray structure, and combustion component as well as temperature field with different step heights was conducted. The numerical results showed that the increase of the step height shifted the peak velocity outwards. The enlargement of the primary recirculation zone (PRZ) resulted in the increase of the combustion efficiency and NOx emission, while the CO, UHC emissions decreeased.      

TeLESSⅡ低排放燃烧室预燃级设计对排放的影响

民用航空发动机需要满足国际民航组织（ICAO）发布的排放标准的要求,因此低排放燃烧室的研制是发动机成功研制的关键。TeLESSⅡ低排放燃烧室方案研究了在主燃级空气流动和燃油喷射模式不变情况下,成膜空气雾化和离心喷射空气雾化两类不同的预燃级空气流动和雾化组织模式在不同工况时对排放趋势变化的影响。结果表明小工况时不同预燃级的排放及燃烧效率变化趋势方向不同。大工况时两者的排放受燃油分级比影响变化趋势不同,而燃烧效率变化趋势是一致的。这说明预燃级和主燃级的组合设计改变了燃烧性能。      

民用发动机污染排放及低污染燃烧技术发展趋势

针对民用发动机污染排放的现状,介绍了低污染燃烧技术发展概况及趋势,国际民航组织(ICAO)颁布的《航空发动机的排放》标准,以及中国民用航空局(CAAC)对排气污染物的规定,分析了排气污染物的生成机理和主要影响因素以及改善措施.对6种先进低污染燃烧室(分级、变几何、催化、贫油预混预蒸发燃烧室(LPP)、富油燃烧/淬熄/贫油燃烧技术(RQL)以及双环预混旋流(TAPS)等燃烧室)的工作原理与特点、以及应用状况作了简要分析.其中分级燃烧技术构成了先进低污染燃烧室设计的技术基础,而LPP,RQL与TAPS燃烧室为三种很有发展前途的低污染燃烧室.此外,还介绍了贫油直接喷射、燃料电池以及主动燃烧控制等三种新型的低污染燃烧技术,虽然实现这些技术难度较大,但有广阔的应用前景.      

超高温升中心分级燃烧室设计及计算分析

针对航空发动机高推重比、高温升的需求,提出1种中心分级旋流燃烧室的设计方案。在保证与现有单环腔燃烧室(SAC)进出口尺寸、机匣尺寸限制不变的情况下,对设计模型进行了3维数值模拟,并与现有的单环腔燃烧室数值模拟结果及试验结果进行了对比分析。研究结果表明:设计油气比为0.045时,设计中心分级燃烧室温升可达1356 K,出口温度分布可达0.137,出口径向温度分布可达0.096;此外,与SAC相比,中心分级燃烧室可获得更低的总压损失,更低的出口温度分布系数以及高工况下可获得更高的燃烧效率;污染排放性能表明,中心分级燃烧室在慢车点CO排放比SAC的稍高,在设计点NOx排放按g/kg燃油计比SAC的低。     

中心分级燃烧室预燃级燃烧性能实验

研究了一种中心分级燃烧室.在某大推力航空发动机慢车工况下,采用单头部矩形燃烧室,进行了燃烧性能实验,考察了预燃级旋流杯套筒扩张角、台阶高度、预燃级气量分配对污染排放、燃烧效率和贫油熄火油气比的影响作用.实验结果表明:慢车工况下,预燃级旋流杯套筒扩张角从60°增大到100°后,NOx排放降低42%,CO和未燃碳氢燃料(UHC)排放均增加2.5倍左右,燃烧效率降低1.75%,贫油熄火油气比从0.0038增大到0.0067;台阶高度减小24%后,NOx排放降低37%,CO和UHC排放分别增加1.5倍和1.2倍,燃烧效率降低1.32%,贫油熄火油气比从0.0042增大到0.0061;预燃级气量分配减小20%后,NOx排放增加13.5%,CO和UHC排放分别降低55.6%和38.9%,燃烧效率增大1.46%,贫油熄火油气比从0.0061减小到0.0051.