Технология "богатое" горение резкое разбавление "бедное" горение (RQQL) для авиационного ГТД, работающего на сжиженном природном газе Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УДК 621.438; 621.452.3.034.02.

ТЕХНОЛОГИЯ “БОГАТОЕ” ГОРЕНИЕ - РЕЗКОЕ РАЗБАВЛЕНИЕ - “БЕДНОЕ” ГОРЕНИЕ (ЯООЬ) ДЛЯ АВИАЦИОННОГО ГТД, РАБОТАЮЩЕГО НА СЖИЖЕННОМ ПРИРОДНОМ ГАЗЕ

© 2002 А. А. Иноземцев, В. В. Токарев ОАО «Авиадвигатель», г. Пермь

В работе сообщаются некоторые результаты НИОКР ОАО «Авиадвигатель» (г.Пермь) по освоению технологии малоэмиссионного горения RQQL («богатое» горение - резкое разбавление - «бедное» горение) применительно к камере сгорания ГТД ПС-90 А. Приведены данные по эмиссии NО и СО для камер, работающих на авиационном керосине и сжиженном природном газе. В частности отмечается, что использование технологии RQQL - горения позволяет снизить эмиссию NО в 4-5 раз по сравнению с существующей камерой сгорания ПС-90А. Отмечаются некоторые проблемы по обеспечению надежного запуска и устойчивого горения камеры сгорания типа RQQL при использовании в качестве топлива природного газа.

1. Введение

Экономической и экологической альтернативой керосину в авиации рассматривается жидкий метан [1, 2]. В России в начале 70-х годов АНТК им. Туполева и СНТК «Двигатели НК» по правительственной программе «Холод» развернули работы по созданию научно-технического задела по применению в авиации жидкого водорода (LH2) и метана (LCH4). Были созданы и начаты испытания летающих лабораторий ТУ-155 с водородным двигателем НК-88 и ТУ-156 с двигателем НК-89 на метане. Общие направления работ в создании криогенного двигателя для новых видов топлива LH2 и LCH4, и в том числе по камере сгорания, сформулированы в статье [3]. Проблемы перевода двигателя НК-8-2У (ТУ-154) с керосина на LH2 и LCH4, обусловленные организацией их сжигания, решались применительно к многофорсуночной камере сгорания [4].

В ОАО «Авиадвигатель» по «Программе создания малоэмиссионных камер сгорания большого ресурса для авиационных и стационарных газотурбинных двигателей» ведутся исследования технологии чистого горения, способной в криогенном ГТД ПС-90А уменьшить эмиссию NOх в «п» раз. Криогенный двигатель ПС-90А в программе применения сжиженного природного газа (метана) в авиации предполагается использовать на самолетах ТУ-204СПГ и ТУ-330СПГ [5].

2. Выбор технологий чистого горения для криогенного ГТД

В данной статье рассматриваются некоторые результаты работ по чистой технологии сжигания природного газа. Первый этап работ состоит из анализа технологий чистого горения, которые могут быть применены для организации горения метана, выбора технологии и исследования её экологических, параметрических и эксплуатационных характеристик. Выбранная технология чистого горения в сочетании с конструкцией камеры сгорания должна оптимально согласовывать параметрические, экологические, эксплуатационные и другие характеристики системы «камера сгорания - двигатель». Выбор технологии чистого горения в значительной степени определяет будущие нормы на эмиссию окислов азота.

ОАО «Авиадвигатель» с 1995 года исследует и применяет технологию RQQL в стационарных ГТД (пк = 16.. .28), работающих на природном газе.

Анализ проблем применения в авиационном ГТД технологий LPP, LDI и RQQL показывает предпочтительность RQQL. Выбор ОАО «Авиадвигатель» технологии RQQL для криогенного ГТД базируется на достигнутых результатах уменьшения эмиссии NOx и CO при сжигании природного газа в стационарных двигателях семейства «ПС» и той надёж-

ности функционирования системы «двигатель - камера сгорания RQQL», которую семь лет демонстрируют двигатели «ПС» в эксплуатации на трассах Г азпрома.

В технологии «богатое» горение - резкое разбавление - «бедное» горение процесс горения осуществляется в трёх последовательных стадиях. Вначале формируется горение «богатой» топливовоздушной смеси с а =0,5... 0,7, низкой температурой Гг*<2000 К и при отсутствии свободного кислорода. Затем следует стадия резкого смешения продуктов неполного сгорания метана в «богатой» зоне (СО, СО2, Н2, НО2) с большим количеством (~ 70 %) холодного воздуха. Одновременно происходит их охлаждение. В ней осуществляется быстрый (т = 1.2 мс) переход через стехиометрию из «богатой» топливовоздушной смеси ( а = 0,5...0,7) в «бедную» (а > 2,4). Последняя стадия - горение «бедной» смеси (СО, Н2) + (О2, N2). Эмиссия ЫОх на выходе из камеры сгорания есть сумма различных концентраций NОобразующихся в каждой зоне горения. Наибольшая концентрация NОх образуется в зоне резкого разбавления (QQ).

3. ЯООЬ уменьшает эмиссию МОх ПС-90А (ЬСИ4)

Исследовательские и доводочные работы (НИОКР) камер с технологией RQQL в ОАО «Авиадвигатель» ведутся на специальной установке с параметрами воздуха в камере сгорания Р* = 16 кг/см2 и Т* = 700 К. В экспериментах исследуются закономерности горения по технологии RQQL при изменении конфигурации камеры сгорания в зонах «богатого» горения и резкого разбавления и влияние режимных параметров работы камеры сгорания Р*, Т* . Выявляются проблемы горения и исследуются пути их решения. В частности, решена проблема образования и отложения углерода на поверхности жаровой трубы - основная проблема на пути сжигания керосина по технологии RQQL.

Исследовательский этап создания камеры сгорания для криогенного двигателя (ЬСИ^) использует результаты работ с технологией RQQL в стационарных ГТД. В первую очередь это относится к проблемам функциональной и ресурсной надежности камер сгорания с технологией RQQL. Информация о физической природе проблем формирует-

ЕШОх, г/кг

Рис. 1. Индексы эмиссии N0

X

ЕШ0Х = /(а , Т) ПС-90А при работе на керосине и природном газе:

ф - керосин,

А - природный газ,

О - природный газ, камера сгорания RQQL

ся из результатов работ на установке, газогенераторах и из данных эксплуатации ГТУ-12П и ГТУ 16П в направлениях:

- розжиг камеры и запуск ГТД в диапазоне атмосферных температур от -40 до +35 оС;

- устойчивость горения к срыву пламени и вибрационному горению;

- тепловое состояние жаровых труб;

- качество температурного поля на выходе из камеры сгорания по состоянию турбины при наработке ГТД 5 000.27 000 часов и т. д.

Информация о характеристиках камеры сгорания с технологией горения RQQL стационарных ГТД (ГТУ-12П и ГТУ-16П) приводится в ряде публикаций ОАО «Авиадвигатель» [6].

Организация работ по двойному применению технологии позволяет осуществить процедуру накопления и переноса технологий, заключающуюся в использовании проверенных конструкций стационарных авиационных ГТД. В результате работ над камерой сгорания для стационарных ГТД, которые являются производными ПС-90А, был создан вариант камеры сгорания [7], рассматриваемый как базовый для выхода на малоэмиссионную камеру сгорания криогенного двигателя ПС-90А. Камера сгорания испы-

тывается с определением эмиссионных, ресурсных и функциональных характеристик в широком диапазоне параметров работ камеры сгорания: Р* = 10.28 кг/см2, Т* = 600.780 К и а = 8,5...2,8. Концентрации NOx измерялись хемилюминесцентным анализатором; СО, СО2 - анализатором инфракрасного излучения. На рис. 1 в координатах Е1Ш= /(а ,Т*) показаны индексы эмиссий NOx камеры сгорания ПС-90А при сжигании керосина и природного газа по традиционной технологии горения и по технологии RQQL. Из графика следует, что технология RQQL на максимальном режиме уменьшила индекс NOx по сравнению с традиционной технологией горения: керосина в 5 раз, природного газа в 4 раза. Параметр эмиссии NOx двигателя ПС-90А уменьшился с 64 г/кН (топливо - керосин) до 12,8 г/кН с камерой сгорания RQQL (топливо - природный газ). Сравнение достигнутого значения эмиссии NOx в гипотетической камере для криогенного (LCH4) двигателя ПС-90АСПГ с прогнозируемыми эмиссиями новых технологий горения приводится на рис. 2. Обращает на себя внимание слабая зависимость характеристик камеры сгорания RQQL от а (Т) в отличие от характеристики камеры сгорания с традиционной технологией горения. Такой

(Зев^Ке ВК

Рис. 2. Возможности уменьшения N0 новых технологий горения

характер протекания индекса ЫОх благоприятен для выполнения нового требования - достижения индекса МОх = 5 г/кг на крейсерском режиме работы ГТД (рис. 3).

Индекс эмиссии СО по режиму (а ) работы камеры сгорания представлен на рис. 4. На графике показаны индексы эмиссии СО авиационного двигателя ПС-90А (керосин) и индексы СО двух вариантов камер сгорания RQQL, испытанных в составе ГТУ-25П (природный газ). Индексы СО показаны на режимах вблизи малого газа. Применение в камере сгорания RQQL процесса резкого разбавления большим количеством холодного воздуха продуктов неполного сгорания (СО, Н2) из зоны «богатого» горения может на некоторых режимах работы камеры заморозить реакцию СО+ОН^СО2+Н и вызвать недопустимо большую эмиссию СО. Для процесса окисления СО в СО2 важно не допустить выхода метана в зону «бедного» горения. Метан тормозит окисление СО [8]. Требуется организация «богатого» горения метана, обеспечивающая его разложение. Это представляет ещё одну проблему - минимизацию эмиссии СО на режимах взлетно-посадочного цикла ГТД, и особенно в режиме малого газа. Влияние организации процесса разбавления «богатой» смеси чистым воздухом на концентрации ЫОх и СО показано в работе [6].

Метан по сравнению с керосином обладает рядом свойств, неблагоприятных для

ІМОх - РесіиМіопзроІепІіаІ пеиег ВгеппкаттегіесЬпоІодіеп

Крейсерский полёт

10,5 км. . М=0,8 у*

■ / 1. поколение / * / Сонремепные турбовен-

тиляторные двигатели Л» . >^х]^Т/>><^^^Ьудущис турбо-г *'// вентиляторные двигатели

- у

1 ПС-90СПГ 1 1 .

О 10 20 30 40

Степень сжатия в двигателе

Источпик: Пратт & Уитпи Канеда/ДАСА

Рис. З. Эмиссия NOx на крейсерском режиме полета

организации его сжигания в камере сгорания. К ним относятся: высокая температура зажигания - 923... 973 К - по сравнению с температурой 708 К для керосина, низкая скорость горения и узкие концентрационные пределы а = 0,8.. .1,7 воспламенения. Всё это создает ситуации неустойчивости горения, повышенной эмиссии CO и может стать проблематичным при организации горения по технологии RQQL. Индекс эмиссии СО по режиму (Тк) работы камеры сгорания представлен на рис. 5. На некоторых эксплуатационных режимах ГТД новой проблемой в создании камеры сгорания RQQL для метана является количество топливных коллекторов, необходимых для управления горением. Здесь возникает вопрос: каким количеством топливных коллекторов можно обеспечить процессы розжига, запуска двигателя и его работу в требуемом диапазоне составов смеси на стационарных и переходных режимах и особенно при резком дросселировании тяги двигателя. Работа камеры сгорания RQQL по перечисленным проблемам исследуется в процессе доводки камер сгорания стационарных ГТД.

Эксперименты показали, что процесс горения RQQL устойчив к срывам пламени и вибрационному горению при подаче топлива через один топливный коллектор в проверенном диапазоне а = 8,5.2,8 с неоднократным выходом на а = 2,3. Исследования по данной проблеме продолжаются.

На режимах двигателя Т* = 700... 780 К иР= 16... 28 кг/см2 проведено измерение температуры стенки жаровых труб термоиндикаторной краской ТР-8 (Англия), поля температур газа за камерой сгорания 259 термопарами, расположенными на лопатках первого соплового аппарата.

Использование результатов работ с технологией ROOL в камерах сгорания стационарных ГТД для создания камеры авиационного двигателя наряду с выполнением НИОКР позволяет осуществить и процедуру «готовности технологии», что обеспечивает всестороннюю оценку конструкции камеры сгорания с новой технологией чистого горения до начала проектирования криогенного двигателя.

Е1 со, г/кг

25

20

15

10

; •

" /

• * ' • •

О

о* • —1—1—1—1— °о о 1 1 1 1—-

а

Рис. 4. Индексы эмиссии СО Е1,

со /(а) ПС-(обозначения

4. Выводы

4.1. Первый этап НИОКР создания камеры сгорания для криогенного двигателя ПС-90А подтвердил целесообразность использования технологии горения RQQL для получения эмиссии N0 соответствующей далеким перспективным нормам при одновременном выполнении норм на эмиссию СО. Эксплуатация стационарных двигателей семейства «ПС» ГТУ-12П и ГТУ-16П демонстрирует эксплуатационную надежность системы «камера сгорания - двигатель».

■90А при работе на керосине и природном газе как на рис. 1)

4.2. Последующие этапы НИОКР по камере сгорания для криогенного двигателя планируют продолжение исследований технологии RQQL по эмиссии N0x и СО, настройку технологии RQQL для оптимизации эмиссии N0x в условиях крейсерского полета (будущее требование ИКАО), исследование устойчивости горения для определения числа топливных коллекторов, совершенствование ресурсных характеристик камеры сгорания - температурного режима стенок жаровых труб и температурной неравномерности в потоке газа на входе в турбину.

Е1со, г/кг оп

1 ^ - ' * ^

1П - • • О О О

й _ О г « о • ^ О

л т С )

5С о 5: го Ю 5( >0 56 )0 6С ю ТК

Рис. 5. Индексы эмиссии СО Е1со = / (Т) ПС-90А при работе на керосине и природном газе

(обозначения как на рис. 1)

Список литературы

1. Sossounov V. and Orlov V. Experimental Turbofan Using Liquid Hydrogen and Liquid Natural Gas as a Fuel. AIAA/ASME/ASEE 26 th, Joint Propulsion Conference, Orlando. Ft. July 1990.

2. Walther R. Moglicher Einsatz Alternativer Brennstoffe in der Luftfahert Potential Use CIVIL Aviation. MTU FOCUS 2/1992.

3. Гриценко Е. А., Орлов В. Н. Криогенные двигатели из Самары // Двигатель N° 2(8), март-апрель 2000 г.

4. Орлов В. Н., Спивак Ю. В., Токарев В. В. Экологические характеристики двигателей «НК» при работе на водороде и углеводородных топливах (керосин, метан) // Объединенная конференция «Снижение выбросов окислов азота при сжигании жидких и газообраз-

ных топлив в энергетике и транспорте». ЦИАМ ВТИ, 1989 г.

5. Туполев А. А. Авиационная Криогенная Программа. Пресс-релиз, апрель 1996 г., г. Москва.

6. Иноземцев А. А., Токарев В. В. и др. Камера сгорания газовой турбины. Заявка № 2001112041 от 3 мая 2001 г.

7. Иноземцев А. А., Токарев В. В. Технология малоэмиссионного горения RQQL как направление решения функциональных проблем стационарного газотурбинного двигателя // Вестник СГАУ Сер.: Процессы горения, теплообмена и экология тепловых двигателей. Вып. 4, Самарский государственный аэрокосмический университет, Самара, 2000.

8. Щетинков Е. С. Физика горения газов. М.: Наука, 1965.

“RICH BURN - QUICK QUENCH - LEAN BURN” TECHNOLOGY (RQQL) FOR AVIATION GAS TURBINE ENGINE WORKING ON LIQUID NATURAL GAS

© 2002 A. A. Inozemtsev, V. V. Tokarev Corporation «Aircraft Engine», Perm

The paper reports some results of Research and Development Department of the Joint-Stock Company «Aviadvigatel» (the city of Perm) as to the mastering of RQQL low-emission burning (Rich Burn-Quick Quench-Lean Burn) as applied to the gas turbine engine PS-90A combustion chamber. Data on NOx and CO emission for combustion chambers operating on aviation kerosene and liquid natural gas are presented. It is noted, in particular, that using RQQL burning technology makes it possible to obtain 4- or 5-fold NOx emission decrease as compared to the existing PS-90A combustion chamber. The paper also notes some problems concerning reliable start and steady burning in the RQQL-type combustion chamber when using natural gas as fuel.