Quantifying Unmixedness in Lean Premixed Combustors Operating at High Pressure, Fired Conditions

Barnes, J. C.; Mellor, A. M.

doi:10.1115/97-gt-073

Cited by 6 publications

(7 citation statements)

References 24 publications

Supporting

Mentioning

Contrasting

Unclassified

Order By: Relevance

“…Mello et at. 15 and Barnes and Mellor 16 reported typical values of s of 10 to 30% at the exit of a similar premixer. Furthermore, they noted that s is a strong function of the mean premixer equivalence ratio.…”

Section: Comparisons To Literaturementioning

confidence: 96%

Evaluation of Fuel Distribution in a Gas-Turbine Premixer: Influence of Swirl

Eaton

Frey

Cusano

et al. 1999

Journal of Propulsion and Power

View full text Add to dashboard Cite

The typical permissible overspeed limit is about 5-7% of design mechanical speed. Thus fan-corrected speed needs to be reduced if its mechanical speed exceeds the limiting value. It will alter the engine steady-stateperformance,and the optimum system de nition as obtained earlier will also change.To investigate this issue, another optimization study was performed in which the fan mechanical speed was limited to 1.07 times its design speed. It results in W TO and W ENG;SLS that are of the same order of magnitude as at the conventional design point.As design Mach number increases at H D 9:0 km., optimum TR begins to decrease. This is because the increase in design Mach number causes the T 1;DP and, hence, TET DP also to increase, which reduces TR. There is a ight point, which is M D 1:55 in the present case, at which TR equals 1.0. If a higher Mach number, e.g., 1.60, is chosen as the design point, the optimum value of W TO begins to increase because the least value that TR can take is 1.0. Thus as design Mach number increases, TET max occurs at a higher Mach number (or T 1;DP ), and the engine operates at relativelyreduced TET at a large number of ight points, where Mach number (or T 1 ) is lower than that of the design point.Though not investigated,the trends as observed at design altitude of 9.0 km should also hold true at other design altitudes, because any designcombinationof H=M can be translatedinto an equivalent T 1;DP , which then dictates the quality of chosen ight point as the engine designpoint. As a typical example,cycle optimizationresults at H D 6:0 km/M D 1:3 in ISA at DT amb D 0 K (T 1;DP D 333 K) are not signi cantly different in comparison to that at H D 9:0 km/M D 1:5 in ISA at DT amb D 0 K, which also corresponds to T 1;DP D 333 K.To summarize, at a prescribed design altitude there is a lower limit on T 1;DP , below which (despite a lower value of optimum W TO ) the resulting cycle is not practically feasible. There also exists an upper limit on T 1;DP beyond which cycle optimization results in an increased optimum W TO . Between these limits of T 1;DP , cycle optimization, results do not differ signi cantly within themselves and in comparison with that at the conventional design point. Thus instead of searching for an optimum design point, it is suf cient to perform conceptual design system optimization at the conventional engine design point. ConclusionsThe value that T 1;DP takes at an H=M combination dictates its suitability as the engine design point. If minimization of W TO is the criteria for engine cycle optimization, then a ight condition with a low T 1;DP is more suited as the design point because it results in a lower value of optimum W TO . However, it also requires the engine to overspeed continuously for long durations, thereby causing an increased engine weight and reduction in the life of the rotating components. If this overspeeding is restricted to the current design limits of about 7% of design speed, savings in W TO diminish.As T 1;DP increases, there arises a ight point at ...

show abstract

Section: Comparisons To Literaturementioning

confidence: 96%

Evaluation of Fuel Distribution in a Gas-Turbine Premixer: Influence of Swirl

Eaton

Frey

Cusano

et al. 1999

Journal of Propulsion and Power

View full text Add to dashboard Cite

show abstract

“…В процессе разработки бедных малоэмиссионных камер сгорания особое внимание следует уделять проектированию устройств предварительной подготовки топливовоздушной смеси (премиксеров), так как параметры смеси на входе в жаровую трубу оказывают существенное влияние на процесс горения, в том числе на выбросы вредных веществ. При разработке фронтовых устройств основные трудности связаны с обеспечением высокого качества перемешивания топливовоздушной смеси [3,4], проскоком пламени и его стабилизацией в канале предварительного перемешивания [5,6], а также генерацией периодических когерентных вихревых структур, вызывающих возмущения в потоке, которые могут способствовать возникновению виброгорения и повреж-дению конструкции камеры сгорания [7]. Исходя из обозначенных проблем, расчетные методики, используемые для аэродинамического проектирования премиксеров, должны с высокой точностью прогнозировать, во-первых, поля скорости, чтобы была возможность исключить низкоскоростные или застойные регионы для снижения вероятности проскока пламени; во-вторых, пульсации скорости, так как перемешивание топлива с воздухом осуществляется главным образом за счет турбулентных пульсаций; и, в-третьих, процессы образования и распространения вихревых структур, поскольку необходимо точно знать, какие возмущения в потоке они вызывают и какое влияние оказывают на осредненную картину течения.…”

Section: Introductionunclassified

Comparison of Different Approaches to Simulation of Flowfield Inside Low Emission Combustion Chambers Premixers

Nazukin¹,

Avgustinovich²

2016

PNRPU Aerospace Engineering Bulletin

View full text Add to dashboard Cite

В настоящее время благодаря развитию высокопроизводительных вычислительных систем и методов численного моделирования появилась возможность разработать новую методологию проектирования камер сгорания, предполагающую активное использование газодинамических расчетов и существенное сокращение экспериментальных работ. Представленное исследование направлено на разработку методики проведения расчетов аэродинамики фронтовых устройств малоэмиссионных камер сгорания наземных газотурбинных установок. Осуществлен анализ влияния различных параметров расчетной модели на общую картину течения, осредненные во времени поля (профили) скорости, структуру прецессирующего вихревого ядра и частоту возмущений в потоке. Были использованы полная и усеченная модели фронтового устройства; несколько расчетных сеток, отличающихся размерами элементов; различные подходы к описанию турбулентного течения, такие как решение осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса (RANS, URANS) с наиболее часто используемыми моделями турбулентности, моделирование отсоединенных вихрей (DES) и моделирование с адаптивными масштабами (SAS). Была установлена зависимость структуры прецессирующего вихревого ядра, прогнозируемая при URANS-моделировании, от начальных условий. Анализ результатов выполненных расчетов позволил сформулировать рекомендации для численного моделирования закрученных потоков в премиксерах. Ключевые слова: газотурбинный двигатель, камера сгорания, премиксер, закрученные потоки, компьютерное моделирование.

show abstract

“…Here, after a brief summary of the piloted-LP NO x CTM, the model is used to investigate the sensitivity of NO formation in piloted-LP combustors to fuel/air unmixedness, of necessity measured under cold flow conditions. Barnes and Mellor (1997) discuss some of the difficulties associated with measurements during combustor firing and suggest an alternate method based on exhaust plane determinations of CO emissions.…”

Section: Introductionmentioning

confidence: 99%

Effects of Unmixedness in Piloted–Lean Premixed Gas Turbine Combustors

Barnes

Mellor

1997

Volume 2: Coal, Biomass and Alternative Fuels; Combustion and Fuels; Oil and Gas Applications; Cycle Innovations

Self Cite

View full text Add to dashboard Cite

The characteristic time model (CTM) represents the dominant physical subprocesses related to combustor performance in terms of characteristic times. Properly formulated, these characteristic times account for variations in combustor geometry, fuel characteristics, and operating conditions. Here, a CTM for piloted–lean premixed combustor NOx emissions is used to investigate the sensitivity of NO formation in such combustors to fuel/air unmixedness and suggests an experimental method of evaluating premixed performance under fired conditions that is discussed in the companion paper.

show abstract

Quantifying Unmixedness in Lean Premixed Combustors Operating at High Pressure, Fired Conditions

Cited by 6 publications

References 24 publications

Evaluation of Fuel Distribution in a Gas-Turbine Premixer: Influence of Swirl

Evaluation of Fuel Distribution in a Gas-Turbine Premixer: Influence of Swirl

Comparison of Different Approaches to Simulation of Flowfield Inside Low Emission Combustion Chambers Premixers

Effects of Unmixedness in Piloted–Lean Premixed Gas Turbine Combustors

Contact Info

Product

Resources

About