航空发动机催化-预混分级燃烧室及运行方法
【专利摘要】本发明公开了一种可降低污染物排放的航空发动机催化-预混分级燃烧室及运行方法。该燃烧室为沿发动机轴向布置的环形结构，它包括预燃、预混、催化、次级燃烧及均相反应区。在预燃区采用了扩散燃烧方法使部分燃料和空气进行反应，预混区内有燃油喷嘴和空气喷嘴使燃料与空气充分混合，在预混区出口实现富燃燃料并与预燃区的高温工质进行混合提高可燃混合物的温度，在催化和次级燃烧区内预混区出口混合好的高温可燃混合物进入反应区进行反应进一步提高工质温度，催化和次级燃烧区尾气含有大量可燃成分使其与通过空气喷嘴喷入的次级空气流混合后在均相反应区进一步反应以提高工质温度。本发明实现了航空发动机超低排放，可满足未来对发动机的排放要求。
【专利说明】航空发动机催化-预混分级燃烧室及运行方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及燃气涡轮机燃烧室【技术领域】，特别是涉及一种催化-预混分级燃烧室的机构及其运行方法。
【背景技术】
[0002]随着人类社会和经济的发展，全球航空业发展势头越发迅猛。目前，全球已有大约3750个机场，2000多家航空公司，每天有近23000架航空器在空中进行飞行活动。据气候变化政府间论坛(IPCC) 1999年的报告，在影响全球气候变化的温室气体排放量方面，航空活动对大气的排放占全部人类活动总排放的3.5%。随着环保意识的不断增强，人类对大飞机发动机的排放提出了要求，特别是对NOX的排放要求越来越严格。NOX对环境具有巨大的破坏作用，主要表现在两个方面，一方面破坏平流层(同温层)中的臭氧层，使之失去了对紫外光辐射的屏蔽作用。另外一方面NOx与SO2和粉尘共存，可生成毒性更大的硝酸或硝酸盐气溶胶，形成酸雨。因此，如何改善发动机的排放性能，降低污染物排放已成为关系到影响人类生存环境的关键性问题。
[0003]分级燃烧技术是降低燃烧室污染物排放的主要手段，采用分级燃烧室可以通过控制参加工作的分区的多少来适应工况的变化，当负荷变化时，每个区仍保证适当的高效低污染条件，这样可以避免采用贫燃预混燃烧时由于负荷降低时燃烧区过量空气系数增大而导致的燃烧效率恶化和稳定工作范围变窄等问题。目前分级燃烧室已作为一项成熟的技术在燃烧室上得到了应用，其缺点是在燃烧室上游的预混预蒸发可能导致在高进口温度下发生自动点火或回火，同时燃烧室要冒险运行在接近贫油熄火极限。单纯的采用分级燃烧室还不能同时满足负荷变化时对NOx的排放和CO排放的要求，同时采用分级燃烧室时还需要准确知道燃料成分和空气湿度以便于对燃料流量的控制。
[0004]催化燃烧是一个无火焰过程，它使燃料在通常的燃料-空气混合物可燃极限以下的温度氧化，减少了 NOx的排放。在燃烧室中采用催化燃烧技术最早是由WilliamPfefferle在1975年提出的，随后美国和日本等国都积极开展了可应用于不同尺度燃烧室的催化技术的研究。当时催化剂温度高于燃烧室出口燃气温度，因而引起了催化剂的失活和烧毁问题限制了催化燃烧室的发展。90年代利用分级燃烧室的概念提出了催化燃烧和预混燃烧相结合的设计，降低了催化剂温度。针对催化-预混分级燃烧室在燃气轮机上的应用，日本的Toshiba公司和Tokyo电力公司在上个世纪90年代开展了 1300°C级燃烧室的全尺度常压实验及催化剂的小尺度高压实验。日本中央电力研究院与Kansai电力公司从1988年开始联合开展了应用于高温燃气轮机上的催化燃烧技术。美国能源部先进涡轮系统计划提出了采用催化燃烧降低排放的计划，并在Solar和西门子-西屋公司分别实施了实验与理论研究。2003-2006年欧盟开展了由10个成员国参与的CATHLEAN项目，通过成员之间的协作开发一种具有低NOx排放、高部分负荷稳定性及低热声脉动的发动机燃烧室。而针对在航空发动机上应用催化-预混分级燃烧室，Volvo航空公司的Richard Avellan (U.S.Patent Application N0.US2011/0023446A1)提出了将催化燃烧室与预混燃烧室并联的分级燃烧方案，并采用发动机在持续工作状态下采用催化燃烧，起飞和降落过程采用预混燃烧室运行的分级燃烧方法。U.S.Pat.N0.6105360提出了一种包括基本燃烧区、次级燃烧区、催化反应区和均相反应区相串联的分级燃烧室并提出了发动机在不同运行工况下燃烧室的运行方法。U.S.Patent Application.N0.US2009/0133380提出了在发动机应用尾气换热器，在换热器中应用尾气将压气机出口气体加热，同时在换热器热端采用催化技术对发动机的尾气进行处理，在提高了热利用率的同时也降低了尾气排放。
[0005]在以上所提到的催化-预混分级燃烧室方案中，没有充分的考虑到航空发动机对燃烧室尺度参数、结构布局等方面的要求，同时需要布置多个燃料及空气喷嘴增加了燃烧室内部结构的复杂性。
【发明内容】
[0006]为了克服上述现有技术的不足，本发明提供了一种可降低污染物排放的航空发动机催化-预混分级燃烧室及运行方法，并提出了发动机在不同的工况下燃烧室的运行方案。本发明基于分级燃烧理论将燃烧室结构分为预燃区、预混区、催化反应区、次级燃烧区及均相反应区五个反应区，来实现燃料的分级燃烧，在预燃区采用了扩散燃烧方法使部分燃料和空气进行反应，预混区内有燃油喷嘴和空气喷嘴使燃料与空气充分混合，在预混区出口实现富燃燃料并与预燃区的高温工质进行混合提高可燃混合物的温度，在催化和次级燃烧区内预混区出口混合好的高温可燃混合物进入反应区进行反应进一步提高工质温度，催化和次级燃烧区尾气含有大量可燃成分使其与通过空气喷嘴喷入的次级空气流混合后在均相反应区进一步反应以提高工质温度，满足透平入口温度要求。
[0007]具体结构:在预燃区燃料由伸入预燃区的燃料喷嘴进入反应区，采用扩散火焰燃烧方法进行反应以提高进入次级燃烧区的温度。燃料与空气的预混区环绕在预燃区的外面，在预混区内燃料喷嘴提供的燃料与空气喷嘴提供的氧化剂进行预混，形成富油的预混可燃物。在预混区内形成的可燃物可进入与之相连的次级燃烧区或催化反应区，或同时进入次级燃烧区和催化反应区进行反应。反应后的产物进入后面的均相反应区与二次空气喷嘴的空气流进行掺混并反应。催化反应区一侧连接在燃烧室内壁上另一侧通过金属壁形成次级燃烧区。在次级燃烧区安装挡板，一侧连接在次级燃烧区的金属壁上另一侧为可运动状态。在飞机起飞阶段需要发动机在最大输出功下工作时挡板处于全开状态，此时次级燃烧区和催化反应区都处于工作状态。在飞机处于巡航状态和降落时发动机输出功较小，此时关闭挡板使预混燃料进入催化反应区进行反应。进入预燃区和预混区的燃料流量根据预先设定的催化反应区入口温度进行分配，在催化反应区入口安装热电偶用于测量入口温度，确保催化反应区的入口温度满足催化反应对温度的要求，热电偶测量信号传递给控制器用于在不同反应区进行燃料分配。
[0008]在催化反应区后安装稳流器，一方面可以增大过渡段面积，另一方面可以实现催化反应尾气与二次流空气的均均混合，利于后面的均相反应。
[0009]本发明的燃烧室在发动机处于不同的工作状态所需的输出功不同时可以采用不同的工作方法。在飞机起飞阶段，发动机输出功最大，次级燃烧区前的挡板处于全开状态，通过预混区混合好的可燃物进入次级燃烧区和催化反应区进行反应。由于催化剂的反应特性，通过预燃区对进入催化反应区的可燃混合物进行加热以满足催化反应区的入口温度要求。在可燃混合物进入催化反应区之前通过热电偶对可燃混合物的温度进行测量，如果可燃混合物的温度低于催化反应区催化剂的活化温度将通过增加预燃区燃料喷嘴的燃料流量来提高催化反应区入口温度。在催化反应区出口安装热电偶用于测量催化反应区出口温度，使出口温度控制在催化剂可长时间工作而不被烧蚀的温度范围内。如果催化反应区出口温度过高或过低，可通过调节器调节进入预混区的燃料流量来调节催化反应区出口温度。
[0010]本发明的有益效果及特点:与现有技术相比，本发明在利用了分级燃烧室基本原理的基础上，充分发挥了催化燃烧和预混燃烧低排放的特性，同时考虑到了催化剂的低温反应活性和高温反应特性，可在充分发挥催化燃烧优点的同时避免了对催化剂的破坏。更重要的是，本发明充分考虑到了航空发动机对燃烧室尺度参数和工作性能的要求。考虑尺度参数的要求，在结构上采用了串联与并联分级燃烧相结合的方案；考虑工作性能的要求，在催化反应区后设置了均相贫燃预混燃烧在满足发动机低排放要求的前提下可提高涡轮入口温度。
【专利附图】
【附图说明】
[0011]图1为带有催化-预混分级燃烧室的两轴涡扇发动机的结构示意图；
[0012]图中:1、低压轴；2、高压轴；3、风扇；4、低压压气机；5、高压压气机；6、催化-预混分级燃烧室；7、高压涡轮；8、低压涡轮。
[0013]图2为催化-预混分级燃烧室轴向剖面图；
[0014]图中:9、预燃区燃料喷嘴；10、预燃区；11、预混区燃料喷嘴；12、预混区；13、挡板；14次级燃烧区；15、催化反应区；16、均相反应区；17、二次空气喷嘴。
[0015]图3为催化反应区的径向剖面图；
[0016]图4为图3中A部的局部放大示意图，催化反应区蜂窝状整体式反应器的内部结构图；
[0017]图中:18、蜂窝状反应器载体；19、蜂窝状反应器通道。
【具体实施方式】
[0018]下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方法和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。
[0019]实施例
[0020]如图1所示，在低压轴I的前端是风扇3和低压压气机4，后端是用于驱动低压轴I的低压涡轮8。风扇3、低压压气机4、低压涡轮8通过轴承等连接件与低压轴I相连，风扇3位于低压压气机4前，低压涡轮8位于高压涡轮7后。在高压轴2的前端为高压压气机5，后端为高压涡轮7，高压压气机5、高压涡轮7通过轴承与高压轴2相连，高压压气机5位于低压压气机4后，催化-预混分级燃烧室6前，高压涡轮7位于催化-预混分级燃烧室6后,低压涡轮8前。
[0021]如图2-图4所示，该燃烧室为沿发动机轴向布置的环形燃烧室，燃烧室6的入口为高压压气机5的出口，燃烧室6的出口为高压涡轮7的入口，燃烧室的轴向与发动机轴在同一方向上。
[0022]催化-预混分级燃烧室6的特征在于基于分级燃烧理论将燃烧室结构分为五个部分，在预燃区采用了扩散燃烧方法使部分燃料和空气进行反应，预混区内有燃油喷嘴和空气喷嘴使燃料与空气充分混合，在预混区出口实现富燃燃料并与预燃区的高温工质进行混合提高可燃混合物的温度，在催化反应区和次级燃烧区内预混区出口混合好的高温可燃混合物进入反应区进行反应进一步提高工质温度，催化和次级燃烧区尾气含有大量可燃成分使其与通过空气喷嘴喷入的次级空气流混合后在均相反应区进一步反应以提高工质温度，满足透平入口温度要求。在催化反应区前和后都有热电偶用于测量催化反应区前后温度，催化反应区前的温度取决于预燃区的燃料流量，催化反应区后的温度取决于预混区的燃料流量，可根据对催化反应区前后的温度要求来控制进入预燃区和预混区的燃料、空气流量。催化反应区前的温度应高于催化燃烧室的启燃温度使反应能顺利进行，催化反应区后的温度应低于催化剂的破坏温度避免催化剂的烧蚀。在催化反应区前后具有多个热电偶温度传感器，传感器信号输送给控制器用于燃料流量分配。
[0023]发动机工作过程中采用燃料分级的方法来降低污染物排放，在催化反应区和次级燃烧区内采用富燃燃烧，高温燃烧产物与二次空气流均均混合后在均相反应区进行贫燃预混燃烧。燃料流量的分配可根据各区的反应温度来确定。
[0024]第一区为预燃区，包括预燃区燃料喷嘴9和预燃区10，该区的作用是产生高温燃气满足催化反应区对入口温度的要求。预燃区燃料喷嘴9固定在燃烧室内壁上并伸入到预燃区10内，预燃区由燃烧室内壁和预混区12内壁构成，前端为空气与燃料的入口安装旋流器，后端为预混区的出口。空气通过入口的旋流器进入预燃区10，燃料由预燃区燃料喷嘴9喷入预燃区10内，采用扩散火焰燃烧方法使燃料与空气进行反应，产生可以满足催化反应区入口温度的高温燃气。第二区是预混区，包括预混燃料喷嘴11和预混区12，该区的作用是在燃烧前实现完全蒸发和混合，以消除油珠燃烧。预混区前端安装旋流器和燃料喷嘴11以实现燃料与空气的均均混合，预混区的后端出口与催化和次级燃烧区连接。预混区燃料喷嘴11将部分燃料喷入预混区12，在预混区12内形成均均混合的可燃物，混合好的可燃混合物与从预燃区10来的高温燃气进行混合加热，满足催化反应所需温度。在催化反应区15前安装热电偶进行温度测量，所测的温度反馈到燃料控制装置。根据预先设定的催化反应区进出口温度范围来调节燃料控制装置，对进入不同部分的燃料分配进行控制。第三区是催化，包括挡板13、次级燃烧区14和催化反应区15，作用是根据不同的工况将预混好的燃料空气混合物在催化反应区或次级燃烧区内进行反应。在催化反应区15前和后面安装温度测量装置用于对催化反应区入口、出口温度的监测，避免温度过低使催化反应不能开始及反应后温度过高破坏催化剂。在次级燃烧区14前安装挡板13，用于当发动机处于不同工作状态下时对燃烧室不同反应区的控制。挡板13安装在第四区次级燃烧区14上，次级燃烧区14由金属环绕而成，催化反应区15与次级燃烧区为径向连接环绕在次级燃烧区14周围。催化反应区15为蜂窝状整体式反应器，其内部是由许多平行的直径非常小的蜂窝状反应器通道19构成。催化剂被涂覆在蜂窝状反应器载体18上，催化反应在催化剂上进行。这种催化燃烧室的特点是结构稳定、压力损失小。第五区是均相反应区，催化反应区的尾气与喷入的二次空气均均混合后进行均相反应。均相反应区位于燃烧室的过渡段内，前端与催化燃烧室相连接。空气喷嘴17将部分空气喷入均相反应区16，在均相反应区16内形成混合均均的可燃混合物并发生反应满足涡轮入口温度的要求。
[0025]该催化-预混分级燃烧室在飞机起飞过程中采用如下的工作方法:1)预燃区燃料喷嘴将燃料喷入预燃区，在预燃区内点燃燃料使燃料与空气进行扩散燃烧；2)预混区燃料喷嘴将燃料喷入预混区与进入的空气进行混合形成富燃料可燃混合物；3)次级燃烧区前的挡板处于开放状态，预混区出口富燃料可燃混合物与预燃区高温工质相混合后进入催化反应区和次级燃烧区；4)催化反应区和次级燃烧区出口工质与二次流空气进行混合使燃料进一步氧化，提高工质温度。对催化反应区前和催化反应区后的温度进行测量，催化反应区前后的温度都应在预先设定的温度范围内，催化反应区前的温度能保证催化反应可以反应，催化反应区后的温度保证催化剂不会被烧蚀，催化反应区前后的温度通过对燃料分配的控制来实现。
[0026]催化反应区的入口温度范围为650_850°C，催化反应区后的温度小于1000°C。
[0027]与两级和三级燃烧室相比，本发明所提出的燃烧室结构可实现NOx的超低排放，同时避免了在干式低排放燃烧室中可能出现的自动着火和回火问题。本发明结构的燃烧室在实现NOx超低排放的同时，由于催化剂的作用还可以同时降低CO的排放，避免了超低NOx排放燃烧室中为减少NOx排放而降低反应温度而导致的CO排放增加的问题。
[0028]在燃料与空气的混合中，本发明提出使用旋流器，但不排除其他的可以实现燃料与空气混合的设备。本发明燃烧室是针对环形燃烧室提出的，但在管式和环管式燃烧室上也可应用。温度测量采用的是热电偶，但不排除使用其他的温度测量设备。
【权利要求】
1.一种航空发动机催化-预混分级燃烧室，该燃烧室为沿发动机轴向布置的环形结构，燃烧室的入口为高压压气机的出口，燃烧室的出口为高压涡轮的入口，其特征在于:它包括预燃区、预混反应区、催化反应区、次级燃烧区及均相反应区五个反应区，来实现燃料的分级燃烧，上述预燃区上设有预燃区燃料喷嘴，安装有预混区燃料喷嘴的预混区环绕在预燃区的外面，上述预混区分别与次级燃烧区、催化反应区相连，上述均相反应区上设有二次空气喷嘴，催化反应区的一侧连接在燃烧室内壁上；另一侧通过金属壁形成次级燃烧区，在次级燃烧区上安装有挡板，挡板的一侧连接在次级燃烧区的金属壁上；另一侧可动。
2.如权利要求1所述的航空发动机催化-预混分级燃烧室，其特征在于:所述的催化反应区整体呈蜂窝状结构，该结构由蜂窝状反应器载体与蜂窝状反应器通道构成。
3.如权利要求1所述的航空发动机催化-预混分级燃烧室，其特征在于:在催化反应区的前后安装有热电偶，热电偶将测量信号传递给控制器用于在不同反应区进行燃料流量分配。
4.如权利要求1所述的航空发动机催化-预混分级燃烧室，其特征在于:所述的催化反应区与次级燃烧区位于预燃区后，均相反应区位于催化反应区与预混反应区后。
5.如权利要求1所述的航空发动机催化-预混分级燃烧室，其特征在于:所述的预混反应区采用旋流器实现燃料与空气的均均混合。
6.如权利要求1所述的航空发动机催化-预混分级燃烧室，其特征在于:所述的催化反应区后安装稳流器。
7.如权利要求1所述的航空发动机催化-预混分级燃烧室的运行方法，是在发动机处于不同的工作状态所需的输出功不同时，可以采用不同的工作方法，在飞机起飞阶段，发动机输出功最大，次级燃烧区前的挡板处于全开状态，通过预混区混合好的可燃物进入次级燃烧区和催化反应区进行反应，由于催化剂的反应特性，通过预燃区对进入催化反应区的可燃混合物进行加热以满足催化反应区的入口温度要求，在可燃混合物进入催化反应区之前通过热电偶对可燃混合物的温度进行测量，如果可燃混合物的温度低于催化反应区催化剂的活化温度将通过增加预燃区燃料喷嘴的燃料流量来提高催化反应区入口温度，在催化反应区出口安装热电偶用于测量催化反应区出口温度，使出口温度控制在催化剂可长时间工作而不被烧蚀的温度范围内，如果催化反应区出口温度过高或过低，可通过调节器调节进入预混区的燃料流量来调节催化反应区出口温度。
8.如权利要求7所述的航空发动机催化-预混分级燃烧室运行的具体方法，在预燃区的燃料由伸入预燃区的燃料喷嘴进入反应区，采用扩散火焰燃烧方法进行反应以提高进入次级燃烧区的温度，燃料与空气的预混区环绕在预燃区的外面，在预混区的内燃料喷嘴提供的燃料与空气喷嘴提供的氧化剂进行预混，形成富油的预混可燃物，在预混区内形成的可燃物可进入与之相连的次级燃烧区或催化反应区，或同时进入次级燃烧区和催化反应区进行反应，反应后的产物进入后面的均相反应区与二次空气喷嘴的空气流进行掺混并反应，催化反应区的一侧连接在燃烧室内壁上另一侧通过金属壁形成次级燃烧区，在次级燃烧区安装挡板，一侧连接在次级燃烧区的金属壁上，另一侧为可运动状态，在飞机起飞阶段需要发动机在最大输出功下工作时挡板处于全开状态，此时次级燃烧区和催化反应区都处于工作状态。在飞机处于巡航状态和降落时发动机输出功较小，此时关闭挡板使预混燃料进入催化反应区进行反应，进入预燃区和预混区的燃料流量根据预先设定的催化反应区入口温度进行分配，在催化反应区入口安装热电偶用于测量入口温度，确保催化反应区的入口温度满足催化反应对温度的要求，热电偶测量信号传递给控制器用于在不同反应区进行燃料分配，在催化反应区后安装稳流器，一方面可以增大过渡段面积，另一方面可以实现催化反应尾气与二次流空气的均均混合，利于后面的均相反应。
9.如权利要求7所述的航空发动机催化-预混分级燃烧室运行的具体方法，所述的催化反应区的入口温度范围为650-850°C，催化反应区后的温度小于1000°C。
【文档编号】F23R3/26GK103912896SQ201410116468
【公开日】2014年7月9日 申请日期:2014年3月26日 优先权日:2014年3月26日
【发明者】刘爱虢, 王冰, 曾文, 刘凯, 彭大维 申请人:沈阳航空航天大学