RQL模型燃烧室数值研究

王丹丹，王成军，吴振宇

（沈阳航空航天大学 动力与能源工程学院，沈阳 110136）

RQL模型燃烧室数值研究

王丹丹，王成军，吴振宇

（沈阳航空航天大学 动力与能源工程学院，沈阳 110136）

以截面积为矩形截面的RQL模型燃烧室为研究对象，采用数值模拟方法分别研究了旋流器各参数（如出口角θ、轮毂与流路外径比z和旋流器间距）和淬熄段射流孔参数（如孔数和射流孔截面积）对模型燃烧室流场、温度场以及NOX排放值的影响。在数值模拟中采用的模型包括Realizablek-ε湍流模型、非预混燃烧模型、热力型NOX和瞬发型NOX等。通过对模拟结果进行比较分析得出结论：当模型燃烧室采用间距为69mm、θ=30°、z=0.68的旋流器和总面积为635.85mm2的12个淬熄射流孔的结构时，可以在满足燃烧室基本性能的前提下实现低污染排放。

富油燃烧-快速淬熄-贫油燃烧（RQL）；数值模拟；旋流器；NOX

0 引言

随着航空工业的迅速发展，飞机向大气排放的污染物日益增多，大气污染日趋严重。而降低污染、延长寿命是民机的主要发展目标。为此，世界各国都对航空发动机低污染燃烧枝术进行广泛研究。富油燃烧-快速淬熄-贫油燃烧（RQL）技术是世界公认的先进低污染燃烧技术之一[1-2]。

本文根据RQL燃烧技术的技术关键点，采用Fluent软件，对矩形截面的模型燃烧室进行数值模拟，主要针对富油区的旋流器的间距（2个旋流中心之间的距离）、出口角（旋流器出口处，叶片的切线方向与燃烧室的轴线方向的夹角） θ、轮毂与流路外径比z和孔的相关参数进行研究。

1RQL燃烧室

RQL燃烧技术是基于NOx生成理论研究的基础上进行分级燃烧，如图1所示。将燃烧室分为低NOx生成的富油燃烧区和贫油燃烧区，中间采用高速射流进行快速掺混的淬熄区实现由富油燃烧向贫油燃烧的快速转换，以实现燃料稳定燃烧的同时降低NOx排放的目标[3]。

国外学者对RQL燃烧室进行了大量的数值计算和试验研究，特别是对空气雾化喷嘴、射流空气与旋流器进口空气的动量比J、孔结构和冷却方式等进行研究[4-10]。Diers等对RQL燃烧室2种不同的掺混模式进行了研究[11]。该研究应用了矩形RQL燃烧室，主要分析不同射流孔的排列（单排线性与双排交叉式排列）对掺混效果的影响，表明通过改变淬熄孔可以有效减少热力型NO的生成；Holdema和Chang研究了RQL燃烧室中的掺混和排放物[12]，针对不同数目的射流孔和空气的预热对掺混效果和NOx的排放影响进行了试验研究。但是，对于旋流器相关参数对RQL燃烧方式影响的研究却鲜见报道。

2 数值模型及数值方法

2.1 模型燃烧室的计算域

矩形RQL燃烧室高90mm，长250mm，如图2所示。将喷嘴简化成圆面，忽略旋流器叶片厚度及燃烧室壁厚，模型均采用4面体网格。

入口采用流量入口边界条件，出口为压力出口边界条件，壁面采用绝热边界条件，标准壁面函数处理近壁面，燃料为甲烷，有利于富油段均匀混合。此模型的边界条件见表1。

表1 计算模型边界条件

表中：T2为旋流器进口温度；Tj为射流空气温度；P2为旋流器进口压力；MR为射流空气与旋流器进口空气的质量流量比；Tf为燃料温度。

2.2 数值模拟方法

由于燃烧室内流体有强烈的旋转，同时考虑计算量而采用Realizablek-ε湍流模型；根据燃料和氧化剂分别供入的特点,认为燃烧按照扩散燃烧方式进行，所以采用非预混燃烧模型；燃料和氧化剂快速燃烧，局部会放出大量的热，DO（离散坐标方法）辐射模型约束条件较少而被选用；根据NOx生成机理，主要考虑热力型NOx；考虑计算量而采用SIMPLE算法，扩散项采用中心差分，对流项采用1阶迎风格式。

3 数值结果与分析

在RQL模型燃烧室中，采用缩颈结构以阻止射流空气回流，避开化学当量比的区域和减少高温区的停留时间，降低NOx的排放[13]。富油段主要针对旋流器的间距、出口角θ、轮毂与流路外径比z进行研究。

采用3个旋流器的模型燃烧室作为研究对象，θ＝30°、z=0.61、旋流器宽度 WSW=9.5mm 、叶片安装角αSW=0°；旋流器间距分别为 52、59、69mm。RQL 模型燃烧室纵切面流迹线如图3所示。从图中可见，在旋流器间距较小时，由于相邻旋流器的气流相互作用较大,在富油段形成低速区，使得回流区不明显，不利于稳定燃烧；而随着旋流器间距的增加，不同旋流器间的空气流动相互作用程度减弱，回流区逐渐明显。研究发现旋流器间距为69mm的模型较好。

改变旋流器出口角，θ=30°、45°、60°，旋流器间距为69mm，其他参数不变。富油段各截面平均温度曲线如图4所示。从图中可见，θ越大，从旋流器流出的气体越早流向模型燃烧室壁面，回流区最大直径的切面越向旋流器靠拢，则燃烧越早，有利于稳定燃烧，但整体温度偏高；而θ越小，气流的扩张角越小，有利于空气与气体燃料边混合边富油燃烧，富油段温度分布越低，有利于降低热力型NOx排放值。

除θ外，z是影响旋流数Sn的另1个主要几何参数。z=0.61、0.680.72、时，距旋流器出口各切面的平均温度分布曲线如图5所示。从图中可见，当旋流器的轮毂直径一定时，z值越大，流路外径越小；在相同流量下，速度越大，空气从旋流器流出后，与气体燃料混合燃烧越早，再被旋流器引起的低压区卷吸进入回流区，使得富油段温度整体偏高；虽然z=0.61模型的富油段温度整体偏低，有利于降低热力型NOx排放值，但旋流器进口的平均流速较低，仅28m/s，不符合旋流器进口速度为40～60m/s的要求，而z=0.68的旋流器的进口平均流速为41m/s，基本符合事实。

在距旋流器进口115mm处，温度极速下降，主要由于淬熄空气快速射入，从富油区流出的高温燃气温度降低，利于降低热力型NOx排放；随之温度略有升高，主要因淬熄空气与未燃燃料发生2次燃烧。

x=0截面的温度分布如图6所示。从图中可见，在富油段基本实现稳定燃烧且平均温度较低，主要热区在孔附近。

计算模型中心线NOx浓度曲线如图7所示。从图中可见，在孔面积相同情况下，12个孔的NOx生成量最少；随着孔面积的增大，在富油段NOx生成量可达10-7量级，且相同孔数模型的NOx生成量逐渐减少。结果表明，孔面积为635.85mm2的12孔模型的NOx排放量最少，为4.45×10-6。图中虚线为孔面积453.42mm2，实线为孔面积502.4mm2，点划线为孔面积635.85mm2；10、11、12 为孔数。

4 结论

（1）对RQL燃烧室富油段旋流器参数进行数值研究可知，旋流器间距为 69mm、θ=30°、z=0.68 时，富油段油气混合较好，NOx排放量很低，达10-7量级。

（2）在产生回流区的基础上，旋流数少有利于降低温度，从而降低热力型NOx排放值，这与传统燃烧室要求旋流数Sn＞0.6相矛盾。

（3）淬熄段孔参数（面积、直径）对NOx的排放值影响很大。

[1]赵坚行.民用发动机污染排放及低污染燃烧技术发展趋势

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[3]林宇震，许全宏，刘高恩.燃气轮机燃烧室[M].北京：国防工业出版社，2008.

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Numerical Study of RQL Model Combustor

WANG Dan-dan,WANG Cheng-jun,WU Zhen-yu
（Power and Energy Engineering College,Shenyang Aerospace University,Shenyang,110136,China）

A rich-quench-lean （RQL）model combustor with a rectangular cross-section was studied.The influences of swirler parameters（such as outlet angle θ,ratio of inner diameter to outer diameter z,spacing between swirlers）and parameters of the jet holes in quench zone（such as the number of jet holes,total section area of the holes）on flow field,temperature field,and NOXemissions of the combustor were investigated by the numerical simulation.The models adopted in the numerical simulation were Realizable k-ε turbulence model,non-premixed combustion model,discrete ordinates radiation model,thermal NOxmodel and prompt NOxmodel.Based on the simulation results,the conclusion can be reached that a model combustor with swirlers of spacing 69mm,θ=30°,and z=0.68and 12jet holes having total section area 635.85mm2in the quench zone can realize the basic combustion performance and low emissions.

RQL;numerical simulation;swirler;NOX

王丹丹（1986），女，硕士，研究方向为航空发动机燃烧室设计及分析。