CN1858498A

CN1858498A - 切向驻涡燃烧室

Info

Publication number: CN1858498A
Application number: CN 200610011905
Authority: CN
Inventors: 林宇震; 张弛; 刘高恩; 许全宏
Original assignee: Beihang University
Current assignee: Beihang University; Beijing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date: 2006-05-16
Filing date: 2006-05-16
Publication date: 2006-11-08
Anticipated expiration: 2026-05-16
Also published as: CN100443806C

Abstract

切向驻涡燃烧室采用全环形火焰筒结构，主要由内外机匣和位于其内的内外火焰筒构成，在外火焰筒沿周向安装有头部和主燃孔，主燃孔位于在头部下游位置，头部和主燃孔的中心线与圆周切线存在倾角；头部包括供油喷嘴和稳火管；内外掺混孔分别位于内外火焰筒燃烧室出口前的位置，保证其良好的出口温度分布；内外火焰筒的筒壁上开有多个冷却多斜孔，冷却多斜孔和主燃孔之间存在有偏角。本发明提高了液雾燃烧的燃烧效率，减小了燃烧室出口温度分布系数，而且扩大燃烧室稳定工作范围。

Description

切向驻涡燃烧室

技术领域

本发明涉及一种适用于进口气流具有高切向速度的新型燃烧系统，特别是针对燃烧室进口切向速度大的燃气轮机用的切向驻涡燃烧室。

背景技术

国外目前已研制出一种集冲压发动机技术和燃气涡轮发动机技术为一体的新概念发动机-冲压转子发动机。该种发动机可分为两类：一类冲压转子发动机是采用冲压转子压缩空气，其后紧跟燃烧室及涡轮进行燃烧和做功；另一类是在一个转子上实现气体压缩、燃烧和膨胀做功。美国Ramgen公司针对这两类冲压转子发动机都进行了研究和运行试验，其主要目的还是将冲压转子发动机应用在工业燃气轮机方面提供动力，并且均采用气体燃料。

针对第一类冲压转子发动机，美国Ramgen公司的燃烧方案是一个单管燃烧室，与发动机本体垂直，燃料为气体燃料-天然气。很明显，这种方案的燃烧室独立于整机之外，只适合于地面燃气轮机用，并且压缩空气经过很复杂的路径流进不规则装配的燃烧室，其流动损失也相当大。

第一类冲压转子发动机是用冲压转子达到高效压缩空气的目的，其后紧随燃烧室以及带动冲压转子的涡轮，其工作循环过程与当今主流燃气轮机相似。但是，由于冲压转子出口气流是高速切向旋流，若采用常规的燃烧室方案，则需要增加消旋叶栅和涡轮进口导向器，这就增加了气动损失和结构的复杂性。因此，采用一个切向燃烧方式的燃烧室是更合理的选择。

国外针对切向旋流和空腔驻涡的先进燃烧室技术有相当多的研究，如VRT(Variable Residence Time)，UCC(Ultra-Compact Combustor)和TVC(Trapped-Vortex Combustor)等。

TVC依靠分离于主流腔外的空腔机械结构稳定旋涡气流，并在空腔内喷入燃料，主流区通过高速空气，其进口也有燃料喷入，驻涡为主流区提供了一个连续而稳定的值班火焰与点火源。空腔和主燃区形成分级燃烧，燃烧方式可采用富油-淬熄-贫油燃烧方式(RQL)减少污染。与传统旋流器稳定燃烧室相比，TVC地面点火、高空再点火和贫油熄火性能都有所改善，污染排放也有所减少。但TVC只是对常规燃烧室的一种辅助技术，对强旋流进口条件下的燃烧并没有任何作用。

UCC燃烧技术主要是应用在定温循环(CT)和涡轮内燃烧器(ITB)上，目的是为了补偿燃气在涡轮中膨胀做功驱动压气机的推力损失。其结构是在涡轮静叶机匣外环上制造一个周向空腔，在空腔内供应燃油和空气，产生绕发动机轴线旋转的周向流动气流，并通过涡轮叶片上的径向空腔将火焰传播到轴向主流中。空腔中绕轴线产生大的旋转流动，加强油气和燃气的掺混。在周向空腔中富油燃烧，并且作为稳定的点火源，燃烧产物通过径向空腔传输到主流中，在径向空腔中淬熄，主流中再贫油燃烧，减小了污染排放。在很小的空间内燃气驻留时间较长，燃烧完全。因此UCC中火焰传播速度、燃烧效率、放热率提高，污染排放降低，火焰长度缩短，增强了燃烧稳定性。然后，UCC只是一种类似于加力燃烧室的补偿性燃烧技术，并不能直接应用于主燃烧室。

VRT燃烧技术在全环形燃烧室中加大切向进气速度，让所有空气与燃油均切向进入环形火焰筒以加强沿周向的旋流。周向旋流使喷嘴注入的燃油中较大油滴在离心力作用下，沿火焰筒外层圆周旋转，有较长时间进行蒸发掺混，直到燃烧殆尽或被更大油滴代替位置而进入内层燃烧，而较轻油雾则保持在内层圆周燃烧。对于不同大小的油滴在燃烧室中的驻留时间并不一样，从而提高整个燃烧室的燃烧效率，这也正是可变驻留时间VRT燃烧技术的由来。可降低了NO_X排放，周向掺混旋流降低燃烧室出口径向温度梯度。由于允许气流以较大切向速度进出燃烧室，压气机出口与涡轮前的导向静叶的作用降低，对发动机的尺寸与重量有所减小。但VRT中周向旋流在整个火焰筒内产生，其稳定性较差，并不适合于强旋流进口条件下的燃烧组织。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种适用于高切向速度进口条件下的切向驻涡燃烧室，利用切向旋流产生的高离心加速度加强两相液雾燃烧，提高燃烧效率，并用双重驻涡技术提高燃烧稳定性，拓展稳定工作范围。

本发明的技术解决方案是：切向驻涡燃烧室，其特点在于它采用全环形火焰筒结构，主要由内外机匣和位于其内的内外火焰筒构成，在外火焰筒沿周向安装有头部和主燃孔，主燃孔位于在头部下游位置，头部和主燃孔的中心线与圆周切线存在倾角；头部包括供油喷嘴和稳火管；内外掺混孔分别位于内外火焰筒燃烧室出口前的位置，保证其良好的出口温度分布；内外火焰筒的筒壁上开有大量冷却多斜孔，冷却多斜孔和主燃孔之间存在有偏角。

本发明的原理如下：高速气流切向进入燃烧室内，并以一定的速度在机匣和火焰筒形成的环腔内保持切向流动。在外火焰筒表面，沿圆周设置多个头部和主燃孔，主燃孔安排在头部下游位置，头部包括供油喷嘴和稳火管，在不同的供油压力和流量下可采用不同的喷嘴，目前可选的有离心喷嘴和空气雾化喷嘴两种，稳火管的作用是在喷嘴出口下游的较短距离内稳定局部低速回流区，将其与切向主流区域分离，提高火焰稳定性，为切向空腔提供必要的富油火焰射流。稳火管的中心线与圆周切线存在一定的倾角，主燃孔为富油火焰射流提供充足的空气，气流进入内外火焰筒沿周向形成的空腔，仍然沿着切向流动，形成切向环形大旋涡。为了使空腔内的气流产生绕切向大旋涡的第二道小旋涡，火焰筒上的冷却多斜孔和主燃孔与切向大旋涡之间存在一定的偏角，即形成所谓的正交双重旋涡。整个火焰筒均采用多斜孔冷却方式，冷却多斜孔的主要目的是利用冷气冷却火焰筒，保护其不受燃气烧蚀。燃油通过喷嘴的雾化后进入稳火管，在稳火管中的局部低速回流区起燃，再进入空腔内的旋涡中，沿周向和径向传播，高温燃气在掺混孔处与冷空气快速掺混，最后仍然以较大的切向速度旋转着排出燃烧室。掺混孔安排在燃烧室出口前的适当位置，保证其良好的出口温度分布。

本发明与现有技术相比的优点如下：

(1)具有比常规轴向燃烧室更适合于高切向速度旋流进口条件下的燃烧组织形式，从技术上抛弃了燃烧室进口消旋叶栅和涡轮进口导向器的使用，减少了气动损失，降低结构的复杂性和重量；

(2)头部所采用的离心喷嘴或空气雾化喷嘴和稳火管的结构有非常好的雾化效果和局部火焰稳定性；

(3)切向大旋涡能加长液雾火焰驻留时间，所产生的高离心力也能加强燃烧，提高燃烧效率；

(4)绕切向大旋涡旋转的小驻涡，双重驻涡技术能提高火焰稳定性，拓展稳定燃烧工作范围。

附图说明

图1为本发明的切向驻涡燃烧室外形示意图；

图2为本发明的火焰筒结构示意图；

图3为本发明的横截面示意图；

图4为本发明的纵截面示意图；

图5为本发明形成的正交双重旋涡空间示意图；

图6为本发明的多斜孔冷却结构示意图；

图7为本发明的横截面流场图；

图8为本发明的横截面上油雾颗粒分布；

图9为本发明的横截面温度分布；

图10为本发明的纵截面温度分布。

其中1是头部，2是外机匣，3是内机匣，4是外火焰筒，5是内火焰筒，6是燃油喷嘴，7是稳火管，8是主燃孔，9是外掺混孔，10是内掺混孔，11是切向大旋涡；12是绕切向大旋涡旋流的小旋涡，13为冷却多斜孔。

具体实施方式

如图1、2、3所示，本发明主要由内机匣3、外机匣2、内火焰筒5和外火焰筒4构成，在外火焰筒4沿周向均匀安装有头部1和主燃孔8，根据不同的进口气量、旋流度和结构尺寸要求，供油头部的数量一般在2～20个之间，在不同的供油压力和流量下可采用不同的喷嘴，目前可选的有离心喷嘴和空气雾化喷嘴两种；主燃孔8位于在头部1下游位置，头部1和主燃孔8的中心线与圆周切线的倾角为15°～75°；头部1包括供油喷嘴6和稳火管7；外掺混孔9和内掺混孔10分别位于内外火焰筒燃烧室出口前的位置，保证其良好的出口温度分布，主要根据掺混孔气量决定掺混孔开孔总面积，同时根据掺混射流的穿透深度设计掺混孔的开孔大小，从而可确定掺混孔个数，其数量大致为20～200，外掺混孔9和内掺混孔10与头部之间的倾角为15°～75°；内外火焰筒的筒壁上开有多个冷却多斜孔13，其孔径到大小为0.5～1.2mm，根据冷却气量决定其开孔总面积，单位面积冷却壁上开孔个数3000～12000，为了产生一定强度的第二道小旋涡，冷却多斜孔和主燃孔之间有0°～90°的偏角；冷却多斜孔的倾角为20°～60°。

如图5所示，气流从头部和主燃孔进入周向空腔，主要在其中沿着切向流动，形成切向环形大旋涡11，而冷却多斜孔和主燃孔与切向大旋涡流动中心线之间存在一定的偏角，气流进入空腔后存在一定的切向速度，产生绕切向大旋涡的第二道小旋涡12，形成正交双重旋涡。

如图6所示，在多斜孔壁冷侧有环腔冷却空气对流换热冷却，冷却气从环腔进入多斜孔13，与孔壁之间有强烈的对流换热器，从多斜孔出来的冷气射流在多斜孔壁燃气侧行成覆壁气膜，将火焰筒壁与燃气隔离。由于多斜孔内换热量大大增加和气膜的良好隔离作用，该冷却方式的冷却效率高，保证了切向驻涡燃烧室可靠工作。

本发明的设计方法是：首先根据燃烧室的进口空气流量和理想压降设计火焰筒的有效开孔面积，然后根据燃烧室出口的理想速度和切向角度确定出口面积，为了保证火焰筒进口为燃烧室限流截面，出口面积必须大于火焰筒开孔面积。为了保证燃烧室较宽的稳定工作范围，当总油气比为0.005时，头部喷嘴的当量比为0.5～1，以确定头部气量分配。另外，切向槽内的当量比设计为1.2，由此可确定空腔内的气量分配。为保证多斜孔对火焰筒的良好冷却能力，单位面积单位压力冷却气量取0.5～0.8kg/sm²bar，再根据整个火焰筒的面积，便可确定冷却气量分配和多斜孔结构排列参数。空腔气量分配减去头部供气量和空腔部分火焰筒冷却气量，则可确定主燃孔所需气量。剩下的空气全部通过掺混孔进入火焰筒内。整个气量分配规则为：头部气量2％～20％，整个火焰筒冷却气量20％～60％，主燃孔气量2％～25％，掺混孔气量20％～70％，其中空腔内的气量包括头部、主燃孔以及部分冷却气量，大约为10％～70％。

在图1～图4的具体实施例中，燃烧室进口空气质量流量

{\overset{\cdot}{m}}_{a} = 6 kg / s,

压力P₃＝1.368MP_α，温度

T_{3}^{*} = 650 K,

速度切向角β＝55°，油气比0.03。所采用的切向驻涡燃烧室外径420mm，内径210mm，在外火焰筒上沿周向均匀分布8个头部，采用径向开孔式双旋流器雾化喷嘴供航空煤油。整个燃烧室主要为焊接而成。头部、主燃孔和掺混孔的倾角30°，主燃孔的偏角0°，冷却多斜孔偏角45°，冷却多斜孔的倾角30°。头部稳火管焊接在外火焰筒上，喷嘴和旋流器用细钢丝捆绑在稳火管上，并且有一定的配合余度。主燃孔由圆管构成，焊接在外火焰筒上，共16个。外火焰筒和内火焰筒上均安装有掺混孔，采用冲压板金技术加工，沿周向均匀分布，内外各40个。冷却多斜孔采用激光打孔技术加工，与壁面倾角30°。在该实施方案中，根据油气比分布和空气量分配，头部气量9％，整个火焰筒冷却气量40％，主燃孔气量16％，掺混孔气量35％。

对于具体实施案例，通过三维数值模拟的方法进行了可行性研究。由于8个头部沿周向周期分布，于是只需对其中一个头部的单周期模型进行数值模拟即可。其进口条件均按实际案例设置。为了方便起见，数值计算中没有考虑多斜孔冷却。从图7～10可看出，对切向驻涡燃烧室冷态流场、喷雾以及液雾两相燃烧的三维数值模拟研究结果表明，该方案满足强旋流进口条件下的高效、稳定燃烧要求。燃油从喷嘴喷出，在旋流气作用下于稳火管内着火，在离心加速度作用下，未燃大颗粒油滴主要分布在燃烧室的外环区域，直至蒸发燃烧，而炙热火焰却向内环区域飘溢，并在掺混孔的强制掺混作用下于燃烧室出口前迅速冷却，完全符合设计要求。

Claims

1、切向驻涡燃烧室，其特征在于它采用全环形火焰筒结构，主要由内外机匣和位于其内的内外火焰筒构成，在外火焰筒沿周向安装有头部和主燃孔，主燃孔位于在头部下游位置，头部和主燃孔的中心线与圆周切线存在倾角；头部包括供油喷嘴和稳火管；内外掺混孔分别位于内外火焰筒燃烧室出口前的位置，保证其良好的出口温度分布；内外火焰筒的筒壁上开有大量冷却多斜孔，冷却多斜孔和主燃孔之间存在有偏角。

2、根据权利要求1所述的切向驻涡燃烧室，其特征在于：所述的头部沿周向均匀分布2～20个。

3、根据权利要求1所述的切向驻涡燃烧室，其特征在于：所述的头部、主燃孔和掺混孔与圆周切向之间的倾角为15°～90°。

4、根据权利要求1所述的切向驻涡燃烧室，其特征在于：所述的冷却多斜孔和主燃孔的偏角为0°～90°。

5、根据权利要求1所述的切向驻涡燃烧室，其特征在于：所述的冷却多斜孔的倾角为20°～60°。