劉愛虢，陳 思，李昱澤，翁一武，曾 文，劉 凱

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微型燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室性能試驗(yàn)測(cè)試

劉愛虢1，陳 思1，李昱澤1，翁一武2，曾 文1，劉 凱1

（1.沈陽航空航天大學(xué)遼寧省航空推進(jìn)系統(tǒng)先進(jìn)測(cè)試技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，遼寧 沈陽 110136；2.上海交通大學(xué)機(jī)械與動(dòng)力工程學(xué)院，上海 200240）

設(shè)計(jì)了一種以天然氣為燃料的微型燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室，并對(duì)燃燒室的燃燒性能進(jìn)行了試驗(yàn)測(cè)試。所設(shè)計(jì)的燃燒室為單級(jí)旋流器+主燃孔的折流式單管燃燒室，采用L型燃?xì)鈱?dǎo)管實(shí)現(xiàn)氣流在燃燒室內(nèi)的180°轉(zhuǎn)角；燃料噴嘴為多孔式，2排孔的噴射角度分別為120°和90°；通過摻混孔和燃?xì)鈱?dǎo)管冷卻孔相互配合的方式來滿足燃燒室出口溫度場(chǎng)的要求。測(cè)試結(jié)果表明：在設(shè)計(jì)點(diǎn)燃燒室的冷、熱態(tài)壓力恢復(fù)系數(shù)分別為0.955、0.940；點(diǎn)火燃空比為0.005~0.007，具有較好的點(diǎn)火特性；對(duì)貧油熄火特性影響較大的因素是燃燒室入口溫度，當(dāng)大氣溫度由?30 ℃升至30 ℃時(shí)，貧油熄火燃空比由0.002 6降低至0.002 3；排放及燃燒效率未能達(dá)到要求，尤其是CO排放較高，體積分?jǐn)?shù)達(dá)到300×10–6；燃燒室出口溫度分布的熱點(diǎn)指標(biāo)低于0.15，滿足要求，但空氣流量分配不合理導(dǎo)致火焰筒局部溫度過高。

微型燃?xì)廨啓C(jī)；燃燒室；排放特性；試驗(yàn)測(cè)試；熱點(diǎn)指標(biāo)；燃燒效率

目前，我國在微型燃?xì)廨啓C(jī)的研制方面仍然處于起步階段，仍有大量技術(shù)問題需要攻克，燃燒室設(shè)計(jì)及燃燒室內(nèi)燃燒組織方法是技術(shù)難點(diǎn)之一。燃燒室的結(jié)構(gòu)特征受限于微型燃?xì)廨啓C(jī)的總體結(jié)構(gòu)布局，燃燒室內(nèi)的反應(yīng)特性決定了能量消耗及污染物排放，因此對(duì)微型燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室的研制成為微型燃?xì)廨啓C(jī)研制過程中的一項(xiàng)主要工作。

為加快我國微型燃?xì)廨啓C(jī)技術(shù)的發(fā)展，近年來國內(nèi)多家單位對(duì)微型燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室進(jìn)行了針對(duì)性的研究。我國對(duì)微型燃?xì)廨啓C(jī)的研發(fā)始于20世紀(jì)末，哈爾濱航空工業(yè)集團(tuán)牽頭進(jìn)行了我國100 kW微型燃?xì)廨啓C(jī)的研制[1]。中科院工程熱物理研究所設(shè)計(jì)研發(fā)了一款100 kW級(jí)微型燃?xì)廨啓C(jī)低NO排放燃燒室，采用了逆流式結(jié)構(gòu)，對(duì)燃燒室進(jìn)行了數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)測(cè)試[2]。同濟(jì)大學(xué)為解決燃燒室內(nèi)火焰過長導(dǎo)致渦輪葉片燒毀問題，采用數(shù)值模擬的方法對(duì)100 kW級(jí)微型燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室的頭部和摻混孔的結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)[3]。華北電力大學(xué)設(shè)計(jì)了一款采用煙氣循環(huán)富氧燃燒的50 kW級(jí)微型燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室，并對(duì)燃燒室結(jié)構(gòu)進(jìn)行了數(shù)值優(yōu)化計(jì)算[4]。哈爾濱工程大學(xué)通過對(duì)國外先進(jìn)微型燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室結(jié)構(gòu)的分析，設(shè)計(jì)改進(jìn)了一種采用預(yù)混結(jié)構(gòu)的微型燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室，并進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算[5]。北京航空航天大學(xué)針對(duì)使用乙醇為燃料的微型燃?xì)廨啓C(jī)，分別試驗(yàn)研究了采用預(yù)蒸發(fā)預(yù)混管和旋流器的燃燒室方案，對(duì)不同燃燒室方案的點(diǎn)火、熄火特性進(jìn)行了測(cè)試[6]。上海交通大學(xué)與澳大利亞聯(lián)邦研究院合作，研制了可使用低熱值（1~5 MJ/m3）氣體燃料的30、50 kW的微型燃?xì)廨啓C(jī)發(fā)電裝置[7-8]。沈陽航空航天大學(xué)借鑒航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的成果，開展了對(duì)現(xiàn)有燃燒室進(jìn)行改型的研究，并對(duì)燃燒特性進(jìn)行了試驗(yàn)測(cè)試；同時(shí)，借鑒國外的低排放燃燒技術(shù)，設(shè)計(jì)研發(fā)了一種三旋流中心分級(jí)的燃燒室，并對(duì)燃燒特性進(jìn)行了數(shù)值模擬與試驗(yàn)測(cè)試[9-10]。

目前國內(nèi)針對(duì)微型燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室的研究集中在針對(duì)燃料特點(diǎn)來設(shè)計(jì)燃燒室結(jié)構(gòu)和采用貧燃預(yù)混燃燒技術(shù)來降低污染物排放，還需要開展大量的基礎(chǔ)研究工作，獲取基礎(chǔ)數(shù)據(jù)，掌握基本規(guī)律。本文介紹了沈陽航空航天大學(xué)設(shè)計(jì)研發(fā)的一款采用傳統(tǒng)擴(kuò)散燃燒技術(shù)的微型燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室，進(jìn)行了試驗(yàn)測(cè)試，獲取了基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

1 試驗(yàn)研究對(duì)象

本文設(shè)計(jì)的微型燃?xì)廨啓C(jī)采用簡單循環(huán)。根據(jù)微型燃?xì)廨啓C(jī)的總體性能，燃燒室設(shè)計(jì)的目標(biāo)參數(shù)為：空氣流量0.7 kg/s，入口空氣溫度2*為135 ℃，進(jìn)口總壓2*為323 200 Pa，出口燃?xì)馄骄鶞囟?*為800 ℃，總壓恢復(fù)系數(shù)3≥95%。

根據(jù)微型燃?xì)廨啓C(jī)的結(jié)構(gòu)布局，設(shè)計(jì)單管式微型燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室，如圖1所示。燃燒室的軸線與水平面夾角為30°。微型燃?xì)廨啓C(jī)工作過程中，離心壓氣機(jī)排氣經(jīng)進(jìn)氣支管進(jìn)入燃燒室Ⅱ股通道，通過燃燒室的旋流器、主燃孔、摻混孔及氣膜冷卻通道等實(shí)現(xiàn)空氣的分配。進(jìn)入火焰筒內(nèi)部的氣流在與天然氣混合燃燒后，經(jīng)燃?xì)鈱?dǎo)管折轉(zhuǎn)120°，垂直地進(jìn)入向心透平，即空氣在燃燒室中的流動(dòng)為氣流折轉(zhuǎn)180°的回流進(jìn)氣。這種進(jìn)氣方式下，氣流流動(dòng)損失較大，但燃燒充分、燃燒效率高。

圖1 燃燒室簡圖

火焰筒采用主燃孔+摻混孔+L形燃?xì)鈱?dǎo)管結(jié)構(gòu)。通過對(duì)空氣流量分配計(jì)算，確定燃燒室的開孔為：9個(gè)18 mm的主燃孔，8個(gè)20 mm的摻混孔。為避免導(dǎo)管出口段壁溫高，在導(dǎo)管出口開2排發(fā)散孔，總共80個(gè)1 mm的發(fā)散孔。火焰筒前段采用7段全氣膜冷卻結(jié)構(gòu)，用于實(shí)現(xiàn)對(duì)火焰筒的冷卻。燃?xì)鈱?dǎo)管的進(jìn)口段采用了平直筒結(jié)構(gòu)，從火焰筒頭部至燃?xì)鈱?dǎo)管平直段，外機(jī)匣與火焰筒之間的Ⅱ股通道為等流通面積。采用這種形式的好處是Ⅱ股通道基本是等靜壓進(jìn)氣，這使火焰筒中燃燒對(duì)稱。對(duì)于微型燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室，由于燃燒室尺度參數(shù)及空氣流量的限制，燃燒室出口溫度場(chǎng)的調(diào)節(jié)存在一定的困難。所設(shè)計(jì)的燃燒室，采用了通過摻混孔和燃?xì)鈱?dǎo)管冷卻孔相互配合的方式來滿足燃燒室出口溫度場(chǎng)的要求。在燃?xì)鈱?dǎo)管壁上，各小孔進(jìn)氣穿透深度較淺，因此高溫燃?xì)鈺?huì)出現(xiàn)中間溫度稍高，靠近導(dǎo)管壁燃?xì)鉁囟鹊偷膶?duì)稱型出口溫度分布。

燃燒室以天然氣為燃料，無霧化問題，燃料噴嘴的主要作用是使燃料濃度場(chǎng)分布均勻，并通過與空氣流場(chǎng)的配合滿足燃燒室在各種條件下的點(diǎn)火、熄火及排放等性能指標(biāo)的要求。燃料噴嘴采用了典型的多孔式噴嘴（也稱為胡椒瓶式），燃料噴嘴的噴頭采用2排噴射孔，規(guī)格為15個(gè)1.5 mm和15個(gè)2.0 mm，其噴射角度分別為120°和90°。

2 試驗(yàn)裝置與試驗(yàn)過程

用于燃燒室性能研究的試驗(yàn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖2所示。該試驗(yàn)臺(tái)可進(jìn)行不同混合氣體燃料的試驗(yàn)測(cè)試，本試驗(yàn)測(cè)試采用的燃料為天然氣。

圖2 試驗(yàn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

試驗(yàn)過程中，空氣流量采用標(biāo)準(zhǔn)孔板流量計(jì)測(cè)量，測(cè)量誤差為±1.0%；燃料流量采用質(zhì)量流量計(jì)測(cè)量，測(cè)量誤差為±1.0%；燃燒室進(jìn)出口布置壓力傳感器，用于測(cè)量燃燒室進(jìn)出口壓力，壓力傳感器的測(cè)量誤差為±0.5%；進(jìn)出口溫度采用K型熱電偶測(cè)量，測(cè)量誤差為±1.0%；燃燒室出口尾氣采用Testo 350煙氣分析儀進(jìn)行測(cè)量[11]。各成分的測(cè)量誤差為，O2體積分?jǐn)?shù)測(cè)量誤差為±0.8%滿量程，CO體積分?jǐn)?shù)測(cè)量誤差為±5%測(cè)量值，NO體積分?jǐn)?shù)測(cè)量誤差為±5%測(cè)量值，NO2體積分?jǐn)?shù)測(cè)量誤差為±5%測(cè)量值。

燃燒室的基本性能參數(shù)包括壓力損失、點(diǎn)火特性、熄火特性、燃燒效率、污染物排放，火焰筒壁溫分布以及出口溫度分布等[12]。本文對(duì)所研制的單管式燃燒室以下性能進(jìn)行了測(cè)試。

1）壓力損失 在燃燒室的進(jìn)、出口各采用3支傳感器，沿進(jìn)、出口截面均勻分布，相互對(duì)應(yīng)測(cè)試進(jìn)出口壓力，取壓力損失的平均值。

2）點(diǎn)火特性 根據(jù)燃燒室點(diǎn)火工作狀態(tài)給出空氣流量范圍，再對(duì)范圍內(nèi)的每一個(gè)空氣流量進(jìn)行點(diǎn)火測(cè)試，獲得在給定的空氣流量下能夠點(diǎn)著火的最小燃空比。在能夠點(diǎn)著火的最小燃空比的工況下，重復(fù)點(diǎn)火3次以上都能順利點(diǎn)火，則可確定該燃空比為該工況下的最小點(diǎn)火燃空比。點(diǎn)火成功的判據(jù)為：觀察窗中能看見明顯火焰，出口燃?xì)鉁囟让黠@升高且關(guān)閉點(diǎn)火器后溫度不下降[13]。

3）熄火特性 首先確定慢車工作狀態(tài)下空氣的流量范圍，然后在流量范圍內(nèi)的每一個(gè)空氣流量點(diǎn)通過逐漸減少燃料量的方法來確定在該空氣流量下的慢車貧油熄火油氣比。采用觀察窗目測(cè)和熱電偶測(cè)量溫度相結(jié)合的方法判斷是否熄火。通過觀察窗發(fā)現(xiàn)燃燒室內(nèi)火焰顏色變淡，并出現(xiàn)拉伸，同時(shí)燃燒室出口平均溫升低于80 ℃即可認(rèn)為熄火。每次慢車貧油熄火試驗(yàn)重復(fù)3次，取平均值，獲得該流量下的慢車貧油熄火極限。

4）污染物排放特性及燃燒效率 通過燃?xì)夥治龇▽?duì)燃燒尾氣成分進(jìn)行分析。使用采樣環(huán)（圖3）對(duì)燃燒室尾氣進(jìn)行采樣。氣體從取樣出口出來后進(jìn)入423 K恒溫管道，利用焠熄作用凍結(jié)燃燒化學(xué)反應(yīng)，隨后氣體進(jìn)入Testo 350在線氣體分析儀。

圖3 燃燒室出口采樣環(huán)

5）燃燒室出口溫度分布特性 采用梳狀熱電偶（圖4）測(cè)試燃燒室出口溫度。該梳狀熱電偶共12個(gè)測(cè)點(diǎn)，夾角90°。

圖4 燃燒室出口梳狀熱電偶

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

3.1 壓力損失

燃燒室的壓力損失大小直接影響燃?xì)廨啓C(jī)機(jī)組的性能。燃燒室壓力損失特性可以采用多種方法表征，本文采用了總壓恢復(fù)系數(shù)3，定義為3=4/3。其中，3、4分別為燃燒室進(jìn)、出口總壓力。

燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室內(nèi)的燃燒過程通常認(rèn)為是等壓過程，即由燃燒所引起的壓力損失可以忽略，空氣通過燃燒室時(shí)的壓力損失主要是由摩擦、渦流等引起的。通常，對(duì)燃燒室壓力損失的測(cè)量可以在冷態(tài)下進(jìn)行，但也有研究表明燃燒室的冷態(tài)壓力損失和熱態(tài)壓力損失存在差別。由于所研究的微型燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室出口溫度在900 ℃以下，因此本文對(duì)常溫和升溫狀態(tài)下的燃燒室壓力損失均進(jìn)行了測(cè)試，試驗(yàn)結(jié)果如圖5所示。其中，升溫狀態(tài)測(cè)試中保持燃燒室出口溫度為800 ℃。

圖5 壓力恢復(fù)系數(shù)

設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)燃燒室入口流量為0.70 kg/s（圖5虛線處），壓力和溫度分別為324 240 Pa和135 ℃。由圖5可以看出，在設(shè)計(jì)點(diǎn)冷態(tài)壓力恢復(fù)系數(shù)為0.955，熱態(tài)壓力恢復(fù)系數(shù)為0.940，處于正常的壓力損失范圍，結(jié)果可以接受[14]。

3.2 點(diǎn)火特性

燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室內(nèi)的點(diǎn)火，要保證在各種復(fù)雜的氣象和地理?xiàng)l件下，能夠順利地點(diǎn)燃燃燒室中的燃料/空氣混合物。目前，燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室通常采用電火花點(diǎn)火。為實(shí)現(xiàn)燃燒室的順利點(diǎn)火，所采用的點(diǎn)火器要提供足夠的能量。點(diǎn)火過程中的最小點(diǎn)火能定義為將最小尺度等于淬熄距離的最小容積的氣體加熱到絕熱火焰所需提供的能量[15]?？紤]到點(diǎn)火器的能量只有10%~20%提供給預(yù)混可燃物，而天然氣的最小點(diǎn)火能在0.3 J左右，本文采用了儲(chǔ)能為12 J頻率為10 Hz的高能點(diǎn)火器。

除點(diǎn)火能量外，空氣流速、燃料噴嘴壓降、進(jìn)口空氣溫度等因素也會(huì)對(duì)點(diǎn)火特性產(chǎn)生影響。對(duì)于使用液體燃料的燃燒室，空氣流速和燃料噴嘴壓力降的增大會(huì)使霧化改善，有利于燃燒室點(diǎn)火。但對(duì)于使用氣體燃料的燃燒室，隨著空氣流速的增大，可燃區(qū)間變小，存在一個(gè)最大空氣流速，使得所有燃空比都無法點(diǎn)火。燃料噴嘴壓力降對(duì)氣體燃料點(diǎn)火的影響主要體現(xiàn)在對(duì)燃料射流速度的影響：射流速度低燃料不能穿透空氣，無法到達(dá)點(diǎn)火器，也就無法點(diǎn)火；射流速度太高，燃料射流到燃燒室內(nèi)壁，會(huì)導(dǎo)致內(nèi)壁燒毀[16]。進(jìn)口空氣溫度對(duì)點(diǎn)火性能的影響主要體現(xiàn)在使用液體燃料時(shí)，溫度低至0 ℃以后，較低的空氣溫度會(huì)導(dǎo)致燃料初始蒸發(fā)少，點(diǎn)火困難。對(duì)于氣體燃料，空氣溫度的影響不是很明顯。因此，本文對(duì)設(shè)計(jì)的燃燒室僅考察了空氣流量和燃料噴嘴壓力降對(duì)點(diǎn)火特性的影響。

設(shè)計(jì)的噴嘴有2排噴射孔，各15個(gè)，孔徑分別為1.5 mm和2.0 mm，取全部孔的流量系數(shù)為0.7，則噴射孔的有效噴射面積約為51.5×10–6m2。由連續(xù)方程可以計(jì)算出在不同燃料噴嘴壓力降時(shí)燃料的射流速度，見表1。綜合考慮燃燒室主燃區(qū)的尺寸參數(shù)、點(diǎn)火器位置和流場(chǎng)特性可知，由燃料噴嘴噴射出的天然氣的速度應(yīng)該保持在70 m/s左右，即燃料噴嘴壓力降應(yīng)保持在5×105Pa左右。

表1 燃料噴射速度

Tab.1 The fuel injection rate

點(diǎn)火燃空比定義式為i,far=f/a。其中，f為成功點(diǎn)火時(shí)的燃料流量，a為預(yù)先設(shè)定的空氣流量。

將不同空氣流量下的點(diǎn)火燃空比繪制成曲線，可得到燃燒室點(diǎn)火邊界曲線，如圖6所示。各測(cè)點(diǎn)下空氣和燃料的流量及壓力見表2。表2中，air為空氣壓力，f為燃料壓力，δ為燃料噴嘴壓力降。

由圖6可以看出，隨著空氣流量的增大點(diǎn)火燃空比下降，在所測(cè)試的空氣流量范圍內(nèi)未出現(xiàn)無法點(diǎn)火的空氣流量。由表2可以看出，隨著空氣流量的增加，成功點(diǎn)火點(diǎn)的燃料噴嘴壓力降增加，燃料流量增加，但燃料流量增加的速率低于空氣流量增加的速率，導(dǎo)致點(diǎn)火的燃空比下降。這種點(diǎn)火規(guī)律與文獻(xiàn)[6]的結(jié)果一致。在所確定的點(diǎn)火點(diǎn)空氣流量范圍內(nèi)，該燃燒室表現(xiàn)出了良好的點(diǎn)火特性。

圖6 點(diǎn)火邊界曲線

表2 點(diǎn)火空氣、燃料的流量和壓力

Tab.2 The flow and pressure of the ignition air and fuel

3.3 熄火特性

對(duì)于新研制的燃燒室，通常通過獲得不同空氣流量和壓力下的貧油熄火點(diǎn)和富油熄火點(diǎn)來獲得完整的穩(wěn)定工作包線。由于存在燒毀火焰筒和試驗(yàn)段的風(fēng)險(xiǎn)，富油熄火極限試驗(yàn)點(diǎn)受到限制，但貧油熄火極限仍是關(guān)注的重點(diǎn)。慢車狀態(tài)是燃?xì)廨啓C(jī)的最小穩(wěn)定工作狀態(tài)，決定了燃燒室能穩(wěn)定工作的下邊界。為了保證燃?xì)廨啓C(jī)的穩(wěn)定工作，慢車狀態(tài)貧油熄火燃空比要比慢車狀態(tài)的穩(wěn)定工作燃空比低50%以上。在研發(fā)新燃燒室中，慢車貧油熄火燃空比是必須要達(dá)到的重要指標(biāo)。

關(guān)于燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室的慢車貧油熄火有2種模型，即Lefebvre的熱平衡模型和Mellor的特征時(shí)間模型[17–18]。2種模型分別從能量和時(shí)間來考慮，但實(shí)質(zhì)相同。與液體燃料相比，氣體燃料不需要蒸發(fā)，因此省卻蒸發(fā)所需的能量和時(shí)間，這使氣體燃料的貧油熄火特性優(yōu)于液體燃料。Lefebvre在對(duì)丙烷/空氣混合氣的貧油熄火特性的研究中發(fā)現(xiàn)，對(duì)于氣體燃料，貧油熄火極限主要受進(jìn)口空氣溫度的影響，空氣速度和湍流度的影響次之，空氣壓力幾乎無影響[19]。因此，本文對(duì)所研制的燃燒室在不同流速和入口溫度下的熄火特性進(jìn)行了測(cè)試。

采用減油法進(jìn)行貧油熄火測(cè)試。在一定的燃燒室空氣流量及溫度下，通過減小燃料流量使燃燒室熄火，剛剛熄火時(shí)的燃燒室燃空比即燃燒室的貧油熄火燃空比。熄火燃空比的計(jì)算公式為lbo,far=f/a。

在進(jìn)行空氣流量對(duì)熄火特性影響的測(cè)試時(shí)，設(shè)定燃燒室的入口溫度為91 ℃，壓力為常壓，空氣流量變化范圍為0.1~0.7 kg/s，測(cè)試結(jié)果如圖7所示。由圖7可以看出，空氣流量由0.1 kg/s增至0.7 kg/s，貧油熄火燃空比由0.002 29升高到0.002 43，變化不大。一般地，隨著空氣流速的增加，反應(yīng)物駐留時(shí)間縮短，導(dǎo)致貧油熄火燃空比升高，燃燒室可工作區(qū)間縮小。但從本文測(cè)試結(jié)果可以看出，燃燒室的貧油熄火特性較好，貧油熄火的空氣/燃料比在430以上，遠(yuǎn)高于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的不低于250的要求，這是氣體燃料燃燒特性優(yōu)于液體燃料的體現(xiàn)。

圖7 流量對(duì)貧油熄火特性的影響

所研制的微型燃?xì)廨啓C(jī)設(shè)計(jì)增壓比為3.2，慢車轉(zhuǎn)速應(yīng)為設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速的1/(2.8~3.0)。由壓氣機(jī)通用運(yùn)行曲線（圖8）可以外推出，在慢車轉(zhuǎn)速下，燃燒室進(jìn)口空氣的增壓比在2.0左右。通過試驗(yàn)研究了大氣溫度分別為?30、?15、0、15、30 ℃時(shí)的燃燒室熄火特性，此時(shí)燃燒室進(jìn)口溫度可根據(jù)式(1)進(jìn)行計(jì)算，結(jié)果分別為34、53、72、91、110 ℃。

式中，2為壓氣機(jī)出口溫度，1為大氣溫度，為壓氣機(jī)增壓比，為絕熱指數(shù)，c為壓氣機(jī)效率。

在不同燃燒室入口溫度（3）下，燃燒室貧油熄火特性如圖9所示。由于所設(shè)計(jì)的微型燃?xì)廨啓C(jī)采用了簡單循環(huán)，所以可以認(rèn)為3=2。由圖9可以看出：隨著入口溫度的升高，貧油熄火燃空比降低；大氣溫度由?30 ℃升至30 ℃時(shí)，貧油熄火燃空比由0.002 6降至0.002 3。本文試驗(yàn)結(jié)果與文獻(xiàn)[19]對(duì)丙烷的研究結(jié)果變化趨勢(shì)一致。這一現(xiàn)象可以用勒菲沃的熱平衡模型來解釋：隨著入口溫度的升高，在主燃區(qū)釋熱率相同的情況下，進(jìn)入燃燒室的新鮮混氣更容易被加熱到所要求的燃燒溫度，從而導(dǎo)致貧油熄火燃空比降低。

圖8 壓氣機(jī)通用運(yùn)行曲線

圖9 溫度對(duì)貧油熄火特性影響

3.4 污染物排放特性及燃燒效率

對(duì)于以天然氣為燃料的燃?xì)廨啓C(jī)，各個(gè)生產(chǎn)商能夠接受的排放標(biāo)準(zhǔn)為：換算到干基燃?xì)?i>(O2)=15%條件下的NO、CO排放體積分?jǐn)?shù)分別為25×10–6、50×10–6[14]。目前，Capstone公司生產(chǎn)的微型燃?xì)廨啓C(jī)被認(rèn)為是世界上污染物排放最低的微型燃?xì)廨啓C(jī)，已順利通過CARB（加州空氣資源委員會(huì)）環(huán)保認(rèn)證，符合城市公共交通工具的排放要求。Capstone Model30微型燃?xì)廨啓C(jī)在使用天然氣為燃料時(shí)的NO、CO和未燃燒烴UHC的排放體積分?jǐn)?shù)分別達(dá)到9×10–6、40×10–6和9×10–6[20]。

為獲得燃燒室的污染物排放數(shù)據(jù)，本文在微型燃?xì)廨啓C(jī)的設(shè)計(jì)點(diǎn)對(duì)燃燒室的排放特性進(jìn)行了測(cè)試，此時(shí)燃燒室的入口條件為溫度135 ℃，壓力324 240 Pa，流量0.7 kg/s。為便于與其他燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)行比較， 將測(cè)試結(jié)果通過式(2)換算到干基燃?xì)?i>(O2)=15% 條件下。

在相同入口條件下對(duì)燃燒室污染物排放情況、溫度分布等進(jìn)行2次測(cè)試；同時(shí)，根據(jù)燃燒室出口取樣數(shù)據(jù)，采用燃?xì)夥治龇ㄓ?jì)算燃燒室的燃燒效率，計(jì)算公式見式(3)。相關(guān)測(cè)試和計(jì)算結(jié)果見表3。

式中：EI為污染物排放指數(shù)，以每kg燃料燃燒后所排放的污染物質(zhì)量表示，g/kg；LHV為低位熱值，J/g。

表3 污染物排放、燃燒效率及溫度分布

Tab.3 The pollutants emissions, combustion efficiency and pattern factor

由表3可以看出，所設(shè)計(jì)的燃燒室燃燒特性較差，NO排放達(dá)到可接受水平，但CO排放嚴(yán)重超標(biāo)，這也導(dǎo)致燃燒效率的下降，整體排放未能達(dá)到生產(chǎn)商所能接受的水平。

3.5 燃燒室出口溫度

評(píng)定燃燒室出口溫度分布的3個(gè)指標(biāo)為熱點(diǎn)指標(biāo)PF、平均徑向溫度分布最大偏差和徑向溫度最大偏差。熱點(diǎn)指標(biāo)是對(duì)燃燒室出口溫度分布品質(zhì)的初步考察，是表征局部的熱點(diǎn)對(duì)渦輪導(dǎo)向器葉片的破壞性。其余2個(gè)指標(biāo)是考慮燃燒室出口實(shí)際溫度徑向分布與所要求的理論分布之間的差值，其中理論徑向溫度分布是基于渦輪的壽命和耐久性由發(fā)動(dòng)機(jī)整體設(shè)計(jì)部門提出的。

本文采用互相垂直的12點(diǎn)熱電偶測(cè)量燃燒室出口溫度，并通過式(4)計(jì)算熱點(diǎn)指標(biāo)，結(jié)果見表3。

式中，4,local為出口截面測(cè)得的所有溫度中的最大值，4,av為出口平均溫度，3,av為進(jìn)口平均溫度。

工業(yè)燃?xì)廨啓C(jī)熱點(diǎn)指標(biāo)要求在0.20；對(duì)于低壓比、燃料為天然氣的，熱點(diǎn)指標(biāo)應(yīng)在0.15[16]。由 表3可以看出：所設(shè)計(jì)燃燒室熱點(diǎn)指標(biāo)滿足要求；且燃燒室出口溫度分布呈現(xiàn)中間高周圍低的趨勢(shì)，滿足向心渦輪的要求。

火焰筒壁溫通常是指整個(gè)火焰筒上壁溫中的最高值，通過火焰筒壁溫可以判斷出火焰筒內(nèi)燃燒的組織以及冷卻安排的好壞。通常希望火焰筒壁溫最高值不能超過900 ℃過多，且在25 mm距離內(nèi)兩點(diǎn)壁溫相差200 ℃以內(nèi)[21]。由于火焰筒外壁未安裝熱電偶，無法獲取其壁面溫度分布。但由經(jīng)過測(cè)試的火焰筒照片（圖10）可以清晰看出，火焰筒內(nèi)側(cè)存在2處燒黑區(qū)，這2處溫度明顯高于其他位置。

圖10 測(cè)試后的火焰筒

3.6 空氣流量分配特性

所設(shè)計(jì)的燃燒室未達(dá)到設(shè)計(jì)時(shí)的預(yù)期效果，初步分析為燃燒室內(nèi)空氣流量分配不合理導(dǎo)致的燃燒室內(nèi)燃燒特性惡化及溫度場(chǎng)分布不均勻所致。

為獲得燃燒室內(nèi)空氣流量的分配特性，采用堵孔法測(cè)試了燃燒室旋流器、主燃孔、補(bǔ)燃孔、摻混孔等結(jié)構(gòu)在常溫、常壓下的流量特性。在研究某一結(jié)構(gòu)的流量特性時(shí)，封堵其他結(jié)構(gòu)和全部氣膜冷卻小孔，控制進(jìn)入燃燒室的空氣流量，采用水排法測(cè)量不同空氣流量下該結(jié)構(gòu)的前后壓差，得到反映該結(jié)構(gòu)的流量與壓差之間關(guān)系的流量特性曲線。再打開所有堵孔，調(diào)節(jié)燃燒室進(jìn)口空氣流量，分別測(cè)量旋流器、主燃孔、補(bǔ)燃孔、摻混孔的壓差，根據(jù)所測(cè)得的流量特性曲線可以得到該流量下流經(jīng)不同結(jié)構(gòu)的實(shí)際空氣流量。氣膜冷卻孔的總流量由燃燒室進(jìn)口流量減去流經(jīng)旋流器、主燃孔、補(bǔ)燃孔、摻混孔的流量獲得。經(jīng)計(jì)算，燃燒室各部分的流量分配比例見表4。由表4可以看出，不同流量下，各部件的流量分配比例幾乎保持不變，可見燃燒室在不同工況下的空氣流量分配近乎不變。

表4 燃燒室各部分流量分配比例

Tab.4 The ratio of mass flow distribution in each part of the combustor

根據(jù)各區(qū)域空氣流量的分配特性，采用式(5)計(jì)算燃燒室主燃區(qū)的當(dāng)量比。主燃區(qū)的空氣流量包括所有頭部空氣、主燃孔空氣及在這個(gè)區(qū)域的壁面冷卻空氣。其中，主燃區(qū)壁面冷卻空氣的比例按照主燃區(qū)冷卻孔的面積占總冷卻孔面積的百分比進(jìn)行推算，近似為5.6%。由表4計(jì)算得出，在設(shè)計(jì)點(diǎn)主燃區(qū)的當(dāng)量比為0.82。根據(jù)文獻(xiàn)[14]結(jié)論，當(dāng)當(dāng)量比高于0.8時(shí)，在主燃孔下游區(qū)域會(huì)存在局部富油或接近恰當(dāng)比的子區(qū)域，由于氧氣不足而不能使平衡態(tài)中產(chǎn)生過量CO完全氧化，這會(huì)導(dǎo)致CO排放超標(biāo)，同時(shí)由于化學(xué)恰當(dāng)反應(yīng)區(qū)的存在也會(huì)導(dǎo)致NO排放超標(biāo)。由圖10可以看出，燒黑的區(qū)域處于補(bǔ)燃孔和摻混孔之間，這是由于主燃區(qū)內(nèi)未完全反應(yīng)的燃料在補(bǔ)燃孔后再次燃燒所致。

式中：為燃料流量，kg/s；為空氣流量，kg/s；下標(biāo)st表示化學(xué)恰當(dāng)反應(yīng)，化學(xué)恰當(dāng)反應(yīng)時(shí)取(/)st=0.059 8。

在燃燒室的設(shè)計(jì)階段，采用有效面積法計(jì)算得到燃燒室的主燃區(qū)當(dāng)量比為0.78，這滿足主燃區(qū)當(dāng)量比的要求。由表4可見，主燃區(qū)實(shí)際空氣流量分配比例為34.29%，比估算結(jié)果低約2%，這是導(dǎo)致主燃區(qū)燃燒不充分的主要原因。本文在采用有效面積法計(jì)算燃燒室空氣流量分配時(shí)，流量系數(shù)采用經(jīng)驗(yàn)值。后期需要進(jìn)一步準(zhǔn)確測(cè)量燃燒室各進(jìn)氣孔的流量系數(shù)，據(jù)此調(diào)節(jié)燃燒室空氣流量分配，以滿足對(duì)燃燒室燃燒性能的要求。

4 結(jié) 論

1）在保證燃料噴射速度在70 m/s左右條件下，測(cè)試燃燒室的點(diǎn)火和熄火特性。結(jié)果表明：氣體燃料的點(diǎn)火和熄火特性優(yōu)于液體燃料；在所測(cè)試的空氣流量范圍內(nèi)，點(diǎn)火燃空比為0.005~0.007；對(duì)于氣體燃料燃燒室，空氣流量對(duì)貧油熄火特性的影響不大，隨空氣流量增加，貧油熄火燃空比始終保持在0.002 3左右；隨燃燒室入口溫度由34 ℃升至110 ℃時(shí)，貧油熄火油氣比由0.002 6降至0.002 3。

2）燃燒室的排放特性未達(dá)到標(biāo)準(zhǔn)，尤其是CO排放體積分?jǐn)?shù)達(dá)到標(biāo)準(zhǔn)的6倍，這與燃燒室的主燃區(qū)空氣流量分配特性有關(guān)。通過測(cè)試空氣流量分配特性發(fā)現(xiàn)，主燃區(qū)空氣流量分配比例低于設(shè)計(jì)值，需要對(duì)空氣流量分配進(jìn)行調(diào)節(jié)。

3）通過摻混孔與燃?xì)鈱?dǎo)管冷卻孔的配合可以實(shí)現(xiàn)燃燒室出口熱點(diǎn)指標(biāo)低于0.15的要求，且溫度分布呈現(xiàn)中間高周圍低的趨勢(shì)，符合向心渦輪對(duì)溫度場(chǎng)的要求。

4）所設(shè)計(jì)的燃燒室壓損較大，但仍在允許值范圍內(nèi)；燃燒室在燃料分配、空氣分配、尺度參數(shù)方面需做調(diào)試和改進(jìn)。

5）今后要針對(duì)所獲取的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)，進(jìn)一步研究物理參數(shù)、幾何參數(shù)對(duì)燃燒室燃燒特性的影響，獲得影響燃燒室燃燒特性的基本規(guī)律，為該類燃燒室的研發(fā)提供借鑒。

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Combustion characteristics test for a micro-gas turbine combustor

LIU Aiguo1, CHEN Si1, LI Yuze1, WENG Yiwu2, ZENG Wen1, LIU Kai1

(1. Liaoning Key Laboratory of Advanced Testing Technology for Aeronautical Propulsion System, Shenyang Aerospace University, Shenyang 110136, China; 2. School of Mechanical and Power Engineering, Shanghai Jiao Tong University, Shanghai 200240, China)

A micro gas turbine combustor using natural gas as fuel was designed, and its combustion characteristics were tested. The combustor is baffled type single-tube combustion chamber with single stage swirler + primary combustion hole. The gas flow in the combustor can realize a 180° turn by applying an L-type gas conduit. The fuel nozzle is a porous type, and the injection angle of the two rows of holes is 120° and 90°. The requirements of temperature field at outlet of the combustion chamber can be satisfied by the mutual cooperation between the mixing holes and gas conduit cooling holes. The test results show that, the pressure recovery coefficient was 0.955 and 0.940 for cool and heat condition, respectively. Better ignition characteristics can be obtained when the ignition fuel/air ratio was 0.005~0.007. The main factor affecting the lean burnout characteristics was the combustor entrance temperature, the lean blowout fuel/air ratio decreased from 0.002 6 to 0.002 3 when the atmospheric temperature increased from ?30 ℃ to 30 ℃. The emission and combustion efficiency failed to meet the requirements, especially the CO emission volume concentration reached 300×10–6, which was high. The pattern factor of the temperature distribution at the outlet of the combustion chamber was below 0.15, which met the requirements, but the unreasonable air flow distribution caused local high temperature on the flame tube.

micro-gas turbine, combustor, emission characteristics, test, pattern factor, combustion efficiency

Aviation Science Foundation (20170354001); Natural Science Foundation of Liaoning Province (20180550358)

V231.1

A

10.19666/j.rlfd.201812232

劉愛虢, 陳思, 李昱澤, 等. 微型燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室性能試驗(yàn)測(cè)試[J]. 熱力發(fā)電, 2019, 48(6): 71-78. LIU Aiguo, CHEN Si, LI Yuze, et al. Combustion characteristics test for a micro-gas turbine combustor[J]. Thermal Power Generation, 2019, 48(6): 71-78.

2018-12-10

航空科學(xué)基金(20170354001)；遼寧省自然科學(xué)基金(20180550358)

劉愛虢(1979—)，男，副教授，博士，主要研究方向?yàn)槿細(xì)廨啓C(jī)先進(jìn)低排放燃燒室相關(guān)技術(shù)，agliu@sau.edu.cn。

（責(zé)任編輯 劉永強(qiáng)）