Fuel and Combustion

Fuel and Combustion

Conceptual design multi-disciplinary design optimization of CFM56-3 engine combustor

Document Type : Original Article

Authors
mostafa mahmoodi 1
mehdi jahromi 2
jamasb pirkandi 3
1 Propulsion group , Malek Ashtar University
2 Propulsion groap, Malek Ashtar university
3 Propulsion groap .Malek Ashtar university
10.22034/jfnc.2025.496621.1419
Abstract
This study examines the conceptual design and optimization of an air gas turbine combustion chamber. The combustion chamber under investigation is based on the CFM56-3 engine, with initial data sourced from Gasturb software and similar studies. The method for calculating the reference area and diameter is explored, and a systematic approach for selecting the optimal diameter is presented. Key aspects of combustion chamber design, including air distribution, diffuser, flame stabilizer, flame temperature, the number and size of holes in various sections, combustion efficiency, and pollutant emissions, are analyzed using chemical and semi-empirical methods. Next, the designs were coupled using the multi-objective optimization algorithm NSGA-II and MATLAB software. Optimizations in this study were performed for four simultaneous and conflicting goals: increasing combustion efficiency, reducing the length of the combustion chamber, and reducing carbon monoxide and NOx emissions. The results of this study showed that if multi-objective algorithms are used and performance constraints are appropriately applied to the combustion chamber of gas turbines, thermal performance can be improved by 1.5%, combustion chamber length by 7.8%, and average emissions by 64% compared to the original design.
.
Keywords
Conceptual design
combustion chamber
air gas turbine
pollution prediction
multidisciplinary design optimization

Subjects

محفظه‌های احتراق در موتورهای توربین گاز هوایی، نقشی کلیدی در کارایی و عملکرد کلی موتور دارند. طراحی این بخش‌ها نیازمند تلفیق دانش‌های چندهدفه مهندسی است، زیرا باید تعادل میان راندمان احتراق، کاهش آلاینده‌ها، و استحکام سازه‌ای و غیره در شرایط سخت کاری برقرار شود. در این مقاله، با تلفیق طراحی مفهومی و بهینه‌سازی طراحی چندهدفه، چگونگی دستیابی به طراحی‌های بهینه محفظه احتراق بررسی شده ‌است. این رویکرد به مهندسان امکان می‌دهد تا با استفاده از ابزارهای مدرن، مفاهیم اولیه طراحی را با تحلیل‌های چندگانه ترکیب کرده و راه‌حل‌هایی جامع برای چالش‌های طراحی ارائه دهند.

یکی از پرکاربردترین موتورهای مورد استفاده در صنایع هوایی جهان، موتور CFM56 ساخت شرکت جنرال الکتریک است. این موتور در هواپیماهای مسافربری ایرباس و بوئینگ کاربرد زیادی دارد. تا به امروز، نسخه‌های متنوعی از این موتور، معرفی و مورد استفاده قرار گرفته است. جدول 1، مشخصات نسخه‌های مختلف این موتور به‌همراه کاربرد آن‌ها را نشان‌می‌دهد [1].

 

 

 

 

جدول 1- نسخه‌های مختلف موتور CFM56 [1]

Table 1- Different CFM 56 engine versions [1]

Version

thrust (lb)

application

CFM56-3-B1

20000

B737-300/-500

CFM56-3-B2

22000

B737-300/-500

CFM56-3-C1

23500

B737-400

CFM56-3-B1-Dearated

18500

B737-500

 

اصلی‌ترین مدل‌های طراحی محفظه احتراق، توسط سویر [2]، لفوبره [3] و متینگلی [4] به‌ترتیب در سال‌های 2018، 2010 و 1985 ارائه‌شده است. روش‌های ارائه‌شده در تحقیقات فوق، اصلی‌ترین منابع طراحی محفظه احتراق توربین‌های گاز هوایی را تشکیل می‌دهند.

در سال 2004، کونرادو و همکاران [5]، یک مدل کامل از طراحی مفهومی برای محفظه احتراق توربین‌های گاز ارائه دادند. درنهایت طرح پژوهش نیز با استفاده از نرم‌افزار دلفی[1] برای یک محفظه احتراق نمونه، اعتبارسنجی شده‌است.

دست‌یابی به یک طرح جامع برای تحلیل آلاینده‌های محفظه احتراق، نیاز به درنظر گرفتن پدیده‌های پیچیده‌ای از جمله احتراق، انتقال حرارت، نوع سوخت و شرایط کاری موتور، اعم از فشار و دمای ورودی و پیش‌گرم دارد. لذا بررسی این مدل با استفاده از روش‌های طراحی و بدون شبیه‌سازی اهمیت بالایی دارد. رضوانی در سال 2010 [6]، پژوهشی با موضوع فوق و تحت رساله دکتری انجام داده است. موتور بررسی شده در تحقیق فوق، CFM56 بوده و مطالعات برای این موتور اعتبارسنجی شده‌است.

در سال 2016، مارک و همکاران[7]، طراحی و آنالیز یک محفظه احتراق حلقوی موتور توربوفن با بای‌پس پایین برای یک هواپیمای جت تمرینی صورت دادند. بعد از طراحی محفظه احتراق فوق، یک مدل هندسی با ابعاد طراحی شده ترسیم و با استفاده از نرم‌افزار انس یس سی‌اف‌ایکس[2] مورد تحلیل قرار گرفته است. جهت مدل‌سازی احتراق در نرم‌افزار حاضر، از مدل نرخ اضمحلال گردابه[3] بهره برده شده‌است. درنهایت با اعتبارسنجی شبیه‌سازی انجام شده با محاسبات، مشخصات هندسی طرح، جهت بهینه شدن شرایط آیرودینامیکی و انتقال حرارت، اصلاح شده‌است.

از آن‌جایی که طراحی مفهومی محفظه احتراق، توانایی بهینه‌سازی تعداد بیشتر از یک پارامتر هم‌زمان را نداشته و همچنین نیاز به بررسی تأثیر هم‌زمان برخی پارامترها روی عملکرد از اهمیت بالایی برخوردار است، استفاده از بهینه‌سازی‌های چندهدفه در سال‌های اخیر بسیار مورد اهمیت قرار گرفته است.

در سال 2017، صبوحی و امی [8]، رویکرد استفاده شده در تحقیق رضوانی را ادامه داده و طراحی مفهومی محفظه احتراق موتور توربین گاز هوایی فوق را با استفاده از رویکرد بهینه‌سازی چندهدفه انجام دادند. در این پژوهش، روش‌های متداول طراحی مفهومی محفظه احتراق، همراه با مدل سی‌آران[4] نرم‌افزار کمکین[5] و همچنین استفاده از الگوریتم بهینه‌سازی چندهدفه گمولتی‌آبج[6] در متلب ترکیب شده‌است. متغیرهای بهینه‌سازی انتخاب شده در تحقیق حاضر، تعیین‌کننده مکان سوراخ‌های رقیق‌سازی ردیف اول و دوم و همچنین سطح مقطع آن‌ها است. درنهایت بهینه‌سازی‌های صورت‌گرفته، عملکرد محفظه احتراق جدید، منجر به کاهش 18 درصدی آلاینده ناکس و 1 درصدی آلاینده مونوکسید کربن شده‌است. بهینه‌سازی‌ها برای دو موتور CFM56 و E3 انجام شده‌است.

درک تأثیرات مستقیم پارامترهای مهم عملکردی محفظه احتراق موتورهای هوایی روی یکدیگر به‌دلیل پیچیدگی و غیرخطی بودن پدیده‌های درگیر و همچنین تعارض الزامات در فرآیند طراحی، با استفاده از روش‌های متداول طراحی امکان‌پذیر نیست [8].

 

[1] Delphi

[2] Ansys CFX

[3] Eddy dissipation model

[4] CRN

[5] Chemkin

[6] gamultiobj

 
[1] D. Daniel " Off-Design Performance Prediction of the CFM56-3 Aircraft Engine," Ph.D. dissertation, Dept. Aerospace. Eng., Tecnico Lisboa Univ., Lisbon, 2015.
 
[2] I. Sawyer, W.John , Sawyer’s Gas Turbine Engineering Handbook . Norwalk, Connecticut: USA, 1985.
 
[3] A. H. Lefebvre, D. R. Ballal, Gas Turbine Combustion, 3nd ed., CRC Press: Boca Raton, 2010.
 
[4] J. D. Mattingly, Aircraft Engine Design, 3nd ed., American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2018.
 
[5] A. C. Conrado, P. T. Lacava, A. Carlos, P. Filho, M. De, and S. Sanches, Eds., BASIC DESIGN PRINCIPLES FOR GAS TURBINE COMBUSTOR, Thermal Sciences and Engineering,  Dec. 03, 2004, Rio de Janeiro, Brazil.
 
[6] R. Rezvani " A CONCEPTUAL METHODOLOGY FOR THE PREDICTION OF ENGINE EMISSIONS," Ph.D. dissertation, Dept. Aerospace. Eng., Georgia Univ., USA, 2010.
 
[7] C. P. Mark and A. Selwyn, " Design and analysis of annular combustion chamber of a low bypass turbofan engine in a jet trainer aircraft," Propulsion and Power Research., vol. 5, pp. 97-107, June 2016.
 
[8] Z. Saboohi " Conceptual Design of Conventional Gas Turbine Combustor Using Multi-Objective Optimization Approach," Ph.D. dissertation, Dept. Aerospace. Eng., Tarbiat Modares Univ., Tehran, 2017. (in Persian)
 
[9] A. M. Briones, T. J. Erdmann, and B. A. Rankin, " On-Design Component-Level Multiple-Objective Optimization of a Small-Scale Cavity-Stabilized Combustor," Engineering for Gas Turbines and Power., vol. 144, no 3, Mar 2022.
 
[10] P.Moreno and S. Lopez, " Design and Numerical Analysis of an Annular Combustion Chamber," Fluids., vol. 9, no.7 , p.161, Jul 2024.
 
[11] B. Kankashvar, S. Tabejamaat, M. EidiAttarZade, S. M. Sadatakhavi, and M. Nozari, " Experimental study of the effect of the spray cone angle on the temperature distribution in a can micro-combustor," Aerosp Sci Technol., vol. 115, p.106799, Aug 2021.
 
[12] C. Shao, Y. Liu, Z. Zhang, F. Lei, and J. Fu, " Fast Prediction Method of Combustion Chamber Parameters Based on Artificial Neural Network," Electronics., vol. 12, no.23, p.4773, Nov 2023.
 
[13] L. Badum and B. Cukurel, " Multidisciplinary Design Methodology for Micro-Gas-Turbines—Part II: System Analysis and Optimization," Engineering for Gas Turbines and Power., vol. 126, no.10, Oct 2024.
 
[14] S.bragg, " Application of reaction rate theory to combustion chamber analysis," DTIC document, 1953.
 
[15] J.odgers and C.carrier, " Modelling of Gas Turbine Combusters; Considerations of Combustion Efficiency and Stability," Engineering for Gas Turbines and Power, 1973.
 
[16] D. L. Allaire, I. A. Waitz, and K. E. Willcox, " A comparison of two methods for predicting emissions from aircraft gas turbine combustors," ASME Turbo Expo, March 2009.
 
[17] J. H. Holland, Adaptation in Natural and Artificial Systems. The MIT Press, 1992.
 
[18] N. Srinivas and K. Deb, " Muiltiobjective Optimization Using Nondominated Sorting in Genetic Algorithms," Evol Comput, MIT Press 1994.
 
[19] K. Deb, A. Pratap, S. Agarwal, and T. Meyarivan, " A fast and elitist multiobjective genetic algorithm: NSGA-II," IEEE Transactions on Evolutionary Computation., vol. 6, no. 2, pp. 182–197, Apr 2002.
[20] H. Yolanda, " Applying Optical Diagnostics to Study Aircraft Gas Turbine Combustor Performance," NASA, 2019.
 
[21] C.W. kauffman, " Effect of Ambient Conditions on the Emissions From a Gas Turbine Combustor," NASA, 1980.
 
[22] J. D. Mattingly and D. T. Pratt, Aircraft Engine Design, 2nd ed, American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2002.
 
[23] S. Vladimir, " TURBOFAN ENGINE MODEL FOR ESTIMATION OF THE FUEL CONSUMPTION FOR COMPENSATION OF AUXILIARY ENERGY SUPPLY," Nov 2011