10液滴蒸发与燃烧.ppt
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1、燃烧理论,姚 强 李水清 清华大学热能工程系(Department of Thermal Engineering) 热能动力工程与热科学重点实验室(Key laboratory of thermal science and power Engineering) 煤清洁燃烧国家工程研究中心(NERC-CCC),10 液滴的蒸发与燃烧,May 23-June 30,2019/6/23,3,总述,球形液滴的蒸发与燃烧 系统简单,便于分析物理现象之间的联系。 可以得到封闭的解析解。 研究液滴尺寸和环境条件对液滴蒸发或燃烧时间的影响。 液滴气化速度和液滴寿命很重要。,2019/6/23,4,内容,概述
2、一些应用 液滴蒸发的简单模型 液滴燃烧的简单模型 总结和求解 扩展到对流环境 其它因素 一维气化控制燃烧 总结,2019/6/23,5,一些应用,柴油机、火箭、燃气轮机、燃油锅炉、工业窑炉、加热器。 喷雾燃烧-而不是-单个液滴燃烧 在研究复发火焰之前,了解单个液滴的燃烧是必要的。,2019/6/23,6,柴油机引擎,Diesel发动机有两种基本类型:间接喷射型和直接喷射型。分别见图10.1和10.2。在间接喷射内燃机中,燃料在高压下注入预燃室,在这里燃料液滴开始蒸发,然后燃料蒸气和空气混合。一部分燃料空气混合物自燃(例6.1)形成非预混燃烧。,2019/6/23,7,2019/6/23,8,2
3、019/6/23,9,二冲程,2019/6/23,10,二冲程,2019/6/23,11,汽缸安置,2019/6/23,12,随着热量的释放,预燃室压力升高,将里面各组分通过气管或孔压到主燃室。在主燃室里这些部分反应后的燃料空气混合物及一些剩余的燃料液滴,与新加的空气混合,进行完全燃烧。 在直接喷射内燃机里,燃料是由一个多孔燃料喷射器来导入的。,2019/6/23,13,燃料空气的混合是在燃烧区里由喷射进程和空气流动同时控制的。从前面可以看出,内燃机燃烧既有预混模式又有扩散模式。内燃机所用燃料比火花点燃所用燃料挥发性差,但更容易点燃。,2019/6/23,14,2019/6/23,15,燃料蒸
4、发及其与空气混合的速率对形成自燃的化学反应速率有很大影响。因此,最先注入燃烧室的燃料,在它成为点燃源(已经自燃的气体)前会先预混并生成预混火焰;而后注入的燃料就会在扩散模式下燃烧,因为当燃料喷射时已经有点燃源(已经生成的火焰)存在。很明显,液滴的蒸发和燃烧在直接和间接喷射的发动机里都很重要。 附录10A收录了Sir Harry Ricardo对发生在直接喷射diesel发动机燃烧区的物理过程的形象的描述。,2019/6/23,16,燃气轮机,使用液体燃料的燃气轮机是航空器中最主要的动力设备。图10.3就是一个航天涡轮发动机的内部结构图。尽管燃烧器在发动机系统中起着关键作用,它占用的空间小得令人
5、惊讶。在环形的燃烧器中,燃料喷入并被雾化。由于旋转空气形成了一个循环区,火焰特别稳定。,2019/6/23,17,2019/6/23,18,兴建中的单轴机组,2019/6/23,19,燃气轮机主要结构,压缩机段,排气段,中间两个部份因为温度高因此须要较多的检查。,由四个主要部份组成,2019/6/23,20,Application of flameless oxidation and continuous air staging in gas turbines,industrial gas turbines,micro gas turbines,NGT,2019/6/23,21,Multipl
6、e Air Nozzle FLOX Burner,NGT,2019/6/23,22,NGT,Institut fr Verbrennungstechnik,Optical Combustion Chamber with WS-FLOX Combustor for 15 kW/ bar,Lckerath,2 windows with cooling air inside,200 mm,2019/6/23,23,2019/6/23,24,2019/6/23,25,LM 2500 Components,燃烧室: 环形设计 30 燃料喷嘴,2019/6/23,26,Photo (left) of a
7、model combustor and a schematic illustration (right) showing the concept of lean-lean two stage combustor.,2019/6/23,27,Combustion of primary and secondary mixtures.,2019/6/23,28,航空燃气轮机燃烧器的设计要考虑以下几个因素:燃烧效率,燃烧稳定性,高处再燃能力,排放等。值得一提的是,航空发动机采用非预混燃烧系统,由接近化学当量的一次风火焰区,接合二次风以彻底燃烧并在产物进入涡轮前稀释到合适温度(见图10.4a)。,201
8、9/6/23,29,一些设计和实验系统采用不同程度的预混来避免高温NOx形成区4,5。预混燃烧要先将燃料气化并混合部分空气,然后混合物进入高温燃烧区,点燃并燃烧。图10.4a描述了一个航空用燃气轮机燃烧器的一次风区、二次风区以及稀释区。,2019/6/23,30,图10.4b所示为把内部燃烧空间与外部空气通路隔离开的金属衬套。有一部分气体用来冷却衬套的高温部分。这部分气体从环形分布小孔中流过,平行于衬套流动,生成冷却的边界层流动。而用于燃烧的空气则直接穿过大孔,形成高速喷射穿过燃烧区中心,并很快与热气体混合。,2019/6/23,31,2019/6/23,32,在燃气轮机燃烧器的设计中的一个关
9、键因素是气体进入涡轮时气体温度的径向分布。在稀释区注入空气就是为了控制这项分布。能够损害叶片的高温点必须避免,而且气体温度分布要从叶片根部逐渐增大到一个最大值,然后逐渐减小到叶片顶部。,2019/6/23,33,在根部,叶片压力最高,因此,根部的冷却气要使这一部分的叶片比其它部分更冷。由于叶片材料强度随温度而降低,这样做是很有意义的。最优化温度分布能够使叶轮平均入口温度达最大值,最终取得高效率。燃烧器出口的温度分布经常被称作形状因子。,2019/6/23,34,液体火箭发动机,在这里研究的所有燃烧设备中,现代火箭发动机中的燃烧过程是最剧烈的,也就是说,单位体积的燃烧空间释放了最多的能量。有两种
10、类型的液体火箭:压力供料,这类火箭的燃料和氧化剂在高压气体作用下被推入燃烧室;泵供料,由涡轮泵提供推动力。这两种方案见图10.15。,2019/6/23,35,2019/6/23,36,这两种方案见图10.15。两种系统中,泵供料系统的性能高,但是也更复杂。图10.6为液氢,液氧,泵供料J-2火箭发动机,被用在阿波罗计划中的Saturn vehicle中的第二节和第三节。 发动机的推力来自于在燃烧室燃料和氧化剂的燃烧产生然后通过超音速缩放喷嘴加速的高温高压气体。,2019/6/23,37,2019/6/23,38,起源于中国,2019/6/23,39,2019/6/23,40,固体火箭发动机,
11、2019/6/23,41,液体火箭发动机,2019/6/23,42,电弧加热发动机,2019/6/23,43,不像前面讨论过的其他燃烧设备,火箭发动机的氧化剂是液体,燃烧之前要求燃料和氧化剂都气化。一种通常的喷射器方案是由两种液体喷射撞击合成一个液体片(见图10.7)。这个片很不稳定,容易发散成线或带状,然后分裂成液滴。,2019/6/23,44,2019/6/23,45,另外,需要用很多喷射器来分配燃烧室直径方向的推动物及氧化剂。预混和扩散燃烧在火箭发动机燃烧中都很重要。由于检测燃烧器的内部非常困难,对燃烧过程的细节知道得也相对要少。使用激光探测器及其它技术研究火箭燃烧室中的进程的工作仍在继
12、续。,2019/6/23,46,液滴蒸发的简单模型,第3章中为了介绍质量传递定律,我们曾通过将stephan问题转化成球坐标而建立了一个液滴蒸发模型。由于液滴表面温度假设为一已知参数,这个模型只包括质量传递。在这里的分析中,我们假设液滴表面温度接近液滴沸点,则蒸发速率就由从环境到液滴表面的热传递速率决定。,2019/6/23,47,这对周围温度很高的燃烧环境是一个很好的近似,而且蒸发过程的数学描述可能是最简单的形式,这对工程计算非常有用。在这一章的靠后部分,我们还会建立一个更全面的液滴燃烧模型(也可以用于处理纯蒸发)。,2019/6/23,48,图10.8定义了这个球对称系统,半径r是唯一的变
13、量。半径的起点是液滴中心。液汽表面处的液滴半径用rs表示。离液滴表面无穷远处( r )的温度为T。,2019/6/23,49,2019/6/23,50,理论上讲,从周围环境得到的热量提供了液体燃料蒸发必需的能量,然后燃料蒸气从液滴表面扩散到周围空气。质量的流失导致液滴半径随时间而缩短直到液滴完全蒸发(rs=0)。我们希望解决的问题是求任一时刻液滴表面燃料蒸发的质量流率。知道了这些,我们就可以计算液滴半径关于时间的函数以及液滴寿命。,2019/6/23,51,假设,下面的这些关于热气体中液滴蒸发的假设经常会用到,因为它们能极大的简化问题,主要原因是排除了处理质量传递的必要,而且仍与实验结果符合得
14、很好。 1、液滴在静止、无穷大的介质中蒸发。 2、蒸发过程是准稳态的。这意味着蒸发过程在任一时 刻都可以认为是稳态的。这一假设去掉了处理偏微分方程的必要。 3、燃料是单成份液体,且其气体溶解度为零。,2019/6/23,52,4、液滴内各处温度均匀一致,而且假定该温度是燃料的沸点, Td=Tboil 。在许多问题里,液体短暂加热过程不会对液滴寿命有很大影响。而且许多严密的计算证明,液体表面温度只比液体在燃烧条件下的沸点略低。这一假设去掉了求解液相(液滴)能量方程的必要,而且更重要的是,去掉了求解气相中燃料蒸气(组分)传递方程。这一假设的隐含条件是Td Tboil 。在我们随后的分析中,当我们去
15、掉液滴处于沸点这一假设后,你会发现分析起来会有多复杂。,2019/6/23,53,5、我们假设二元扩散的Lewis数具有一致性( =D )。这使得我们可以使用第7章介绍过的简单的Shvab-Zeldovich能量方程。 6、我们还假设所有的热物理属性,如热传导系数、密度、比热等都是常数。虽然从液滴到周围远处的气相中,这些属性的变化很大,但常属性的假定使我们可以求得简单分析解。在最后的分析中,对平均值合理的选择可以得到相当精确的结果。,2019/6/23,54,气相分析,有了上面的假设,我们可以通过气相质量守恒方程、气相能量方程、液滴气相边界能量平衡及液滴液相质量守恒方程来求解质量蒸发率 ,和液
16、滴半径随时间的关系 。气相能量方程提供了气相中的温度分布,由此我们可以去估计从表面传导给液滴的热量。必须求解分界面能量平衡才能得到蒸发率 。知道了 之后,我们就很容易得到液滴大小与时间的关系。,2019/6/23,55,质量守恒 由准稳态燃烧的假设可知,质量流率 是一个与半径无关的常数,因此, 以及 其中, 是整体流动速度。,2019/6/23,56,能量守恒,由前面第7章可得,图10.9a中所述情形的质量守恒可用方程7.05来表示。运用常属性及一致性Lewis数的假设,该方程可改写为:,2019/6/23,57,2019/6/23,58,其中反应速率为零,因为纯蒸发过程中没有化学反应发生。
17、为了以后研究的方便起见,我们定义Zcpg/4k ,则:,2019/6/23,59,求解方程10.4可以得到气相下的温度分布T(r)。这个方程有两个边界条件: 边界条件 1: T(r)=T 边界条件 2: T(rrs)=Tboil. 方程10.4很容易求解,只需两次分离变量并积分。第一次积分后可解得:,2019/6/23,60,其中是积分常数。第二次分离变量并积分后可得到通式:,2019/6/23,61,其中C2是第二个积分常数。将方程10.5a代入方程10.6,将C2用C1表示: 将C2代回到方程10.6,应用第二个边界条件(方程10.5b),而且用指数代替对数,可以解出C1 ,即:,2019
18、/6/23,62,将C1代入上面的C2表达式里,便可得到第二个积分常数:,2019/6/23,63,最后,将C1 , C2代回到方程10.6的通式中便可以得到温度分布。得到的结果有一些复杂,如下:,2019/6/23,64,液气两相界面上的能量平,方程10.7本身并没有提供求解蒸发率 的方法,但它可以求解传递到液滴表面的热量,参见图10.9b中所示的分界面(表面)能量平衡。热量从热气体传入分界面,因为我们假定液滴温度处处为 ,所有这些热量都会用来蒸发燃料,而不会有热量传到液滴内部。,2019/6/23,65,这要比考虑液滴短暂加热过程要相对容易一些,而后者会出现在液滴燃烧分析中。表面能量平衡可
19、写成: 将Fourier定律代入 ,注意到正负号变化,可得:,2019/6/23,66,对方程10.7求导,得液滴表面处的气相温度梯度为:,2019/6/23,67,将这一结果代入到方程10.9,然后求解 ,可得: 在燃烧学里将括号内第一项定义为:,2019/6/23,68,有: 参数是一个无量纲参数B ,就像雷诺数一样,在燃料学里有着很重要的意义,经常出现在这一领域的文献中。有时它被称为Spalding数,或简单称做输送数, B 。,2019/6/23,69,回想一下第3章,我们曾导出过在质量传递控制下液滴蒸发的类似的表达式。方程10.12所定义的B仅适用于前面提及的那一套假设下,下标表示它
20、基于仅考虑热传递的情况。还有一些其它形式的定义,它们的函数形式取决于各自的所做出的假设。,2019/6/23,70,例如,如果假设液滴周围为球形火焰,B的定义就会不同。这种情况会在后面详述。 我们对气相的分析就到这儿。对瞬时(准稳态)蒸发率的了解使我们可以来计算液滴寿命。,2019/6/23,71,液滴寿命,按照与第3章对质量传递控制的蒸发过程相同的分析,我们可以由质量平衡得到液滴半径(或直径)的历史。该质量平衡为液滴质量减小速度等于液体蒸发速度,也就是:,2019/6/23,72,其中液滴质量, md ,由下式给出 V 和 D 是液滴的体积和直径。 将方程 10.15 和 10.13 代入方
21、程10.14,求导得:,2019/6/23,73,前面曾讨论过(见第3章),方程10.16经常表达成D2的形式而不是D ,也就是:,2019/6/23,74,方程10.17表明,液滴直径的平方对时间的微分是一个常数。因此D2随t线性变化,斜率为-(8k/lcpg)ln(Bq+1) ,如图10.10所示。该斜率被定义为蒸发常数K:,2019/6/23,75,2019/6/23,76,注意这个方程与方程3.58的相似之处:方程的形式相似,而且如果Lewis数是1( kg/cpg=D )两个方程就完全一样了,尽管B的定义不一。我们可以结合方程10.17来得到表达D (或D2 )随变化的更一般的关系式
22、:,2019/6/23,77,由此可得: 方程10.19类似于我们在第3章介绍过的液滴蒸发的D2定律。实验证明,在液滴加热到沸点的初始的短暂时间里D2定律仍然可用。(参见图3.7b)。,2019/6/23,78,使D2(td)0 ,便可得到液滴从初始直到完全蒸发所需的时间,即液滴寿命:: 使用方程10.19及10.20很简单就可以预测液滴的蒸发;然而我们面临的问题是如何合适地选择出现在蒸发常数中的气相比热 cpg和热传导系数kg的平均值。,2019/6/23,79,在我们的分析中,我们假定cpg和kg都是常数,而实际上从液滴表面到气流,它们的变化很大。在Law和Williams关于燃烧液滴的论
23、述中, cpg和kg由下面的方法近似:,2019/6/23,80,其中下标F代表燃料蒸气, 为燃料和气流的平均沸点, 还有一些对属性的更精确的估计,但上述是最容易的一种。,2019/6/23,81,例题 10.1,直径为500 m的正己烷液滴在静止的氮气中蒸发,压力 1 atm,温度850 K。试求液滴的寿命,设液滴温度等于其沸点。 求解略。,2019/6/23,82,作业,10.1 10.2 10.3 10.4,2019/6/23,83,液滴燃烧的简化模型,接下来我们要在前面的研究基础上扩展,对液滴周围的球对称扩散火焰进行研究。开始,我们仍然保留静止环境及球对称的假设,但随后我们还要看看如果
24、考虑由于火焰产生的自然对流或强制对流导致燃烧的加强;球对称的结果要作怎样的调整。我们还会去掉液滴处于沸点这一限制,这就需要考虑气相中各组分的守恒。,2019/6/23,84,假设,下面的假设会大大简化液滴燃烧模型,但仍然保留着必要的物理特征而且和实验结果符合得很好。 1、被球对称火焰包围着的燃烧液滴,存在于静止、无限的介质中。没有其它液滴的影响,也不考虑对流的影响。 2、和我们前面的分析一样,燃烧过程是准稳态的。,2019/6/23,85,3、燃料是单成份液体,对任何气体都没有溶解性。液气交界处存在相平衡。 4、压力均匀一致而且为常数。 5、气相中只包括三种组分:燃料蒸气,氧化剂和燃烧产物。气
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- 10 蒸发 燃烧
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