预燃级旋流数对TeLESSⅡ燃烧室贫油熄火性能影响

肖荣洪，林宇震，2，* ，张弛，2

(1.北京航空航天大学 能源与动力工程学院，北京100083; 2.先进航空发动机协同创新中心，北京100083)

在较宽工作范围内稳定燃烧，是燃气轮机燃烧室重要需求之一。甚至在很低温度压力下，油气比在碳氢化合物和空气混合物可燃极限以下工作。航空发动机燃烧室完整的稳定性能(一系列稳定工作包线)通常需要在不同压力下通过大量熄火试验确定，而贫油熄火边界是其中的重点。

Lefebvre［1］基于热平衡观点，即新进入燃烧室均匀混气被加热到可燃温度所需能量大于主燃区释热即熄火。Perters和Mellor［2-3］提出回流区点火理论，认为由于新进混合气在剪切层内停留的时间小于被热回流区加热到着火点时间，即回流区及剪切层内的停留时间小于点火延迟时间。对于贫油熄火边界的工程探索一直在进行，Sen等［4］研发新贫油熄火边界测量技术，Yi和Gutmark［5］研发通过测量火焰形态实时预测贫油熄火边界技术，Sarkar等［6］通过动力学参数预测贫油熄火边界。

通过分级燃烧方式，中心分级燃烧室不仅符合低排放燃烧室要求，还能满足高温升燃烧室的发展要求。随着对环境要求的提高，航空发动机污染物排放标准越严格。航空发动机燃烧室发展出低排放中心分级燃烧室，典型代表是GE公司TAPS燃烧室［7］。在中心分级高温升燃烧室方面，Mongia［8］从1979—1993 年研发不同的高温升燃烧室，超过1 200K温升燃烧室均采用中心分级燃烧，性能指标均达预期。中心分级燃烧室，中心为预燃级，采用扩散燃烧方式，用于保证小工况状态工作;外部是主燃级，采用预混预蒸发燃烧方式，用于大工况组织燃烧［9］。而预燃级与主燃级旋流耦合导致燃烧室内流场和燃烧场［10-11］与常规头部形成的流场和燃烧场区别较大［12］。

国外对于中心分级燃烧室的研究集中在排放特性和燃烧特性。通过激光测试技术和燃气分析技术测量排放特性、燃料特性、释热和温度，研究不同喷嘴对燃效效率和排放的影响。Bake等［13］通过采用激光测试技术测量中心分级单头部火焰筒排放特性。Meier等［14］采用燃气分析测量中心分级燃烧室排放特性和激光测试技术测量中心分级燃烧室燃料特性、释热和温度。Yamamoto等［15-16］研究中心分级燃烧室燃料喷嘴对燃烧效率和排放特性影响。

北京航空航天大学在中心分级低排放燃烧研究中，发展了旋流搅拌低排放技术(TeLESS)。TeLESSⅡ在TeLESSⅠ主燃级叶片进气基础之上，增加主燃级通道壁面进气，改善主燃级油气预混效果。以下是TeLESSⅠ中心分级低排放燃烧室的一些研究［23-26］:付镇柏等［23-24］对套筒扩张角、头部台阶高度、预燃级气量分配考察，发现套筒扩张角增加、台阶高度减小、预燃级气量分配增加都会增大中心分级燃烧室贫油熄火油气比。李海涛等［25］对喷嘴流量数、不同燃料、进口温度研究，发现降低离心喷嘴流量数有利于降低中心分级燃烧室贫油熄火当量比;进口温度低于150℃，温度增加当量比迅速降低，高于150℃，温度影响不明显;在5%压降内气态燃料贫油熄火当量比低于液态燃料。代威等［26］对二级旋流器二级径向旋流器旋流数研究，发现减少二级旋流数改善贫油熄火性能。文献［27-28］介绍了北京航空航天大学发展的TeLESSⅡ燃烧室的研究进展，TeLESSⅡ的排放性能设计目标是达到比CAEP/6标准降低60%，这2篇文献重点研究了TeLESSⅡ低排放燃烧室的点火和套筒扩张角对熄火性能影响。

已公开文献中心分级燃烧室贫油熄火的研究主要集中在火焰筒压力损失、预燃级与主燃级耦合回流区、套筒扩张角、头部台阶高度、气量分配、喷嘴旋流数、进口温度等因素影响，但对于主燃级为一级轴向旋流器、预燃级为二级径向旋流器的旋向组合对中心分级燃烧室贫油熄火性能的研究研究较少。

本文针对TeLESSⅡ中心分级低排放燃烧室的预燃级，设计径向旋流器不同旋流数组合，通过数值模拟方法对其流场进行数值模拟，采用试验方法对径向旋流器在单头部圆形燃烧室中进行贫油熄火油气比测试，研究预燃级旋流数对中心分级燃烧室贫油熄火性能的影响。

1 试验方案及系统

将预燃级旋流数作为唯一改变因素，其他旋流器设计相关参数保持一致，例如旋向、有效面积等。设计不同旋流数试验方案，对常温常压不同压降条件下进行贫油熄火试验。燃烧室点着火后，不断减少燃油供应，直至燃烧室熄火，记录不同方案不同压降下贫油熄火油气比。

1.1 试验方案

燃烧室头部试验件(如图1所示)由主燃级旋流器、预燃级二级旋流器、文氏管、预燃级一级旋流器、喷嘴组成。喷嘴为离心喷嘴，喷雾张角为80°。本试验研究预燃级采用的二级径向旋流器，主燃级采用二级轴向旋流器。预燃级和主燃级有效面积之比为1∶6。采用圆形收缩火焰筒，无壁面冷却气，即所有空气从头部进入火焰筒。本文研究预燃级一级旋流数和预燃级二级旋流数对燃烧室贫油熄火的性能影响，各方案设计参数见表1。

研究方案共有5个，通过方案1、方案3和方案5改变预燃级一级旋流数;方案1、方案2和方案4改变预燃级二级旋流数。试验件旋流数的计算采用Beer与Chigier的定义［29］进行推导，对于不同方案尽可能保持其他参数不变，例如旋流器结构和有效面积。

其实初等数学不意味着简单，高等数学也不意味着困难，如果代数、几何、集合学不好，那么对高数的理解就会缺乏。高职院校普遍存在的观点是高职学生数学能力较差，微积分较难，和实际相距较远，学来未必有用，结合数学无用论的观点，还有很多学生不知道学微积分干什么用，为了应付考试就死记硬背题型，认识不到高等数学对专业发展的意义。

图1 头部试验件结构Fig.1 Structure of test piece dome

表1 各方案设计参数Table 1 Design parameters of each case

1.2 试验系统

贫油熄火试验台为北京航空航天大学常温常压点火试验台，系统示意图如图2所示，试验系统由采集系统、气路系统、油路系统、冷却系统组成，p3和p4分别为燃烧室进口和出口总压。采集系统中进口热电偶、出口热电偶进行温度采集;总压计、差压计进行气流压力采集;科氏流量计进行燃油流量采集;采集计算机进行压力、温度采集。气路系统主要由风机、调节阀、前测试段、试验段、后测试段组成。油路系统是通过气瓶将油罐中的航空煤油加压，将燃油通过离心喷嘴喷入试验件中。冷却系统由进水管、出水管、冷却水套等组成。

工况参数为:进口温度 300 K，进口压力0.100 ～0.105MPa，进口压降为3%。热电偶采用测量精度为0.5℃的K型热电偶;科氏流量计测量精度为1%;火焰筒压降通过差压计测量，测量精度等级为0.075，压力表测量精度等级为0.5，标定出空气流量相对误差±2.1%;表面点火器为12 J高能点火器。根据相对误差传递公式得到油气比误差为±3.1%。

油气比公式为

图2 贫油熄火试验系统Fig.2 Test system of lean blow-out

式中:为燃油流量;为空气流量。

贫油熄火性能主要体现为贫油熄火油气比Rfa，贫油熄火油气比低，则认为燃烧室燃烧稳定性好。如图3所示，试验中每个油气比稳定15 s温度无明显下降后，缓慢调节至下一个油气比，油气比间隔0.001，直至出现温度迅速下降。记录温度迅速降低时间点对应油气比为该结构下贫油熄火油气比。

图3 试验中油气比随时间变化Fig.3 Change of gas-oil ratio in test with time

2 试验结果

在常温常压条件下，压降为2% ～4%时测量表1所示各方案贫油熄火油气比，结果如图4所示，S0408表示一级旋流数为0.4，二级旋流数为0.8，其余方案类似。

对比方案2和方案1贫油熄火油气比，发现预燃级一级旋流数增加50%;在2%～4%压降条件下，预燃级一级旋流数为0.6的方案(方案2)比预燃级一级旋流数为0.4的方案(方案1)贫油熄火边界更宽。对比方案3和方案1贫油熄火油气比，预燃级二级旋流数减少25%;在2% ～4%压降条件下，预燃级二级旋流数为0.6的方案(方案3)比预燃级二级旋流数为0.8的方案(方案1)贫油熄火边界更宽。

图4 方案1～方案3贫油熄火边界Fig.4 Boundary line of lean blow-out for Case1 to Case3

3 数值分析

本文试图通过回流区体积、回流区平均总温和回流量比较，分析回流量与贫油熄火油气比之间的关系。按照试验燃烧室的结构，采用收缩型火焰筒，无壁面冷却气，即气体全部从头部进气。流体域长度300 mm，流体域进口直径141 mm，流体域出口直径100mm。运用ICEM软件中非结构化四面体网格对流体域进行网格划分。网格总数800万;进口温度为300 K;参考压力101 325 Pa;压力损失3%;油气比为0.026，湍流模型采用标准k-ε模型、壁面增强模型;煤油空气离散模型;预燃级喷嘴为80°张角离心喷嘴;液滴喷出分布为 R-R、平均直径30 μm、n=3.5;波浪式破碎模型;随机跟踪方式为离散随机游走模型;文氏管切向反射系数为0.2;燃烧模型为部分预混、稳定小火焰模型;化学机理为Jet-A、23-steps。

由图4知在3%压降下各方案贫油熄火油气比相差最大，现象最明显。因此对3%压降下各方案中心截面温度云图、流线图、回流区温度云图、沿程回流量进行对比。统计5个方案2% ～4%回流区体积、回流区平均总温。

3.1 各方案温度场

图5为3%压降下方案1～方案5中心截面温度场，云图显示温度范围为298 K～1738 K。图中颜色越深，表明温度越高。比较图5(a)、(c)、(e)，发现一级旋流数增加中心截面最高温度区域面积是先增加后减小。比较图5中(a)、(b)、(d)，发现二级旋流数增加中心截面最高温度区域面积是一直增加。

图6为3%压降下方案1～方案5中心截面流线图和温度场的叠加，观察中心截面温度云图、中心截面流线和温度云图、回流区温度云图可发现，出现回流的区域，也是温度最高区，温度最高区是燃料反应区。

随着试验持续减小油量供应，主燃区内反应物减少，释热量降低，主燃区温度继续降低，当燃油量减小到不足以将新进混合气加热到着火点，燃烧室熄火。燃烧室内燃烧反应与回流气体相关。

回流区内轴向速度为负，因此取轴向速度为零等值线作为回流区轮廓线。图7为3%压降

图5 方案1～方案5中心截面温度云图Fig.5 Center section temperature contours for Case1 to Case5

图6 方案1～方案5中心截面流线和温度云图Fig.6 Center section streamline and temperature contours for Case1 to Case5

图7 方案1～方案5三维回流区温度云图Fig.7 3D recirculation zone temperature contours for Case1 to Case5

下方案1～方案5的三维回流区温度云图。统计5个方案2%～4%压降下回流区体积和平均总温，结果如表2所示。在同一压降下，随着一级旋流数增加回流区体积出现先减小后增加，回流区平均温度先增加后减小。在同一压降下，随着二级旋流数减小回流区体积减小，回流区平均温度增加。随着燃烧室压降增加回流区体积减小，平均总温减小，贫油熄火油气比增加。

表2 回流区体积和总温Table 2 Recirculation zone volume and total temperature

3.2 沿程截面回流量

比较模拟结果发现各因素改变后流场结构变化不明显。因此，对不同方案流场沿程回流量进行定量分析。以燃烧室头部套筒出口圆心为坐标原点，统计各方案沿轴向各截面回流量。因从x=30 mm截面开始出现明显回流，所以从该截面开始，每隔5 mm统计一次，得到回流区各截面对应回流量 mreverse与进气流量 mswirler之比。通过回流量统计可知，在轴向x=50mm截面处所有方案回流量比例达到最高;沿程比例变化都为从小到大再到小。从图8和图9中可以看出，当一级旋流数增加，回流量先减小后增加;二级旋流数减少，回流量减小。在火焰筒内流动中，被旋流卷入回流区的燃气越多，需要加热的气体就越多，根据Lefebvre能量平衡理论［30］，当回流燃气所带来的能量不足以将新进燃气和回流气加热到燃料着火点，燃烧室熄火。

图8 方案1、方案3和方案5沿程回流量Fig.8 Recirculation air along flow channel for Case1，Case3 and Case5

图9 方案1、方案2和方案4沿程回流量Fig.9 Recirculation air along flow channel for Case1，Case2 and Case4

4 结论

1)在同一压降范围下回流区体积越小，回流区平均温度越高，燃烧室贫油熄火油气比越低。

2)燃烧室回流量对贫油熄火稳定性有很大影响，通过各方案的回流量和油气比比较可得:沿程回流量百分比是先增加后减少，回流量最大截面为中心截面，所有方案中心截面均为x=50 mm截面。

3)一级旋流数增加燃烧室体积先减小后增加，总温先增加后减小，回流量先减小后增加，说明贫油熄火油气比先降低后增加。

4)预燃级旋流数改变不会导致回流区中心截面的移动。

5)二级旋流数减少，贫油熄火油气比更低，熄火边界更宽。

6)燃烧室压降越大，熄火油气比越高，熄火熄火性能越差。

7)回流量越多，燃烧稳定性越差，贫油熄火油气比越高。

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