NUMERICAL INVESTIGATION AND DESIGN OF HYDROGEN-BASED BURNER FOR CIVIL AIRCRAFT JET ENGINE. Masters thesis, King Fahd University of Petroleum and Minerals.

PDF (Thesis) Hafidz Master thesis format revision.pdf - Updated Version Restricted to Repository staff only until 28 April 2026. Download (5MB)

Arabic Abstract

التحول إلى استخدام الهيدروجين كوقود نظيف ومستدام لمحركات التوربينات الغازية يُمثل فرصة لتقليل انبعاثات غازات الاحتباس الحراري مع الحفاظ على الأداء العالي والموثوقية. تتناول هذه الأطروحة محاكاة احتراق الهيدروجين في محرك توربيني غازي هوائي دائري (Annular Aero Gas Turbine Engine) ، بهدف تقليل انبعاثات NOx مع تحقيق درجة حرارة مثلى للّهب وضمان استقراره، وذلك من خلال تحليل بارامتري . في البداية تم مقارنة عدد حاقنات الهيدروجين (1، 4، و8) واتجاهها بشكل محوري ، وعرضي مع نظام احتراق الكيروسين التقليدي . بعد ذلك تم تغيير زوايا السحب الدوراني (Swirl Angles) لكل إعداد من الحاقنات بين 35° و65°. وأخيرًا، أجري اختبار حساسية لنسب التكافؤ (ϕ) لتلبية متطلبات دورة ICAO’s LTO، وذلك ضمن نطاق يتراوح بين 0.1 و0.86 عن طريق تعديل معدل تدفق الوقود مع الحفاظ على معدل تدفق الهواء ثابتًا . تم اعتماد آلية تفاعل تفصيلية لتمثيل الخصائص الفريدة لاحتراق الهيدروجين، مثل سرعة اللهب العالية والكثافة الحجمية المنخفضة . أظهرت نتائج المحاكاة أن تغيير تركيبة الوقود ، إعدادات الحاقنات ، زوايا السحب الدوراني ونسب التكافؤ، يؤثر بشكل كبير على عملية الاحتراق في منطقة إعادة التدوير (Recirculation Zone - RZ) ومخرج غرفة الاحتراق . على سبيل المثال ، ينتج لهب الكيروسين درجة حرارة لهب قصوى تقارب 2200 K، مع انبعاثات NOx عند المخرج تبلغ 44 ppm . أما لهب الهيدروجين، فقد أظهر درجة حرارة أعلى داخل الـ RZ تصل إلى 2650 K . أدت جميع تكوينات حاقنات الهيدروجين إلى انبعاثات NOx أعلى من تلك الناتجة عن الكيروسين ، إلا أن التكوين الذي يضم 8 حاقنات محورية (Axial Injectors) سجل أدنى مستوى NOx بلغ 66 ppm مقارنة ببقية التكوينات . علاوة على ذلك ، أظهر هذا التكوين درجة حرارة لهب معتدلة داخل الـ RZ (حوالي 2400 K) ، وهي ميزة مرغوبة للحد من الإجهادات الحرارية . في المقابل ، سجلت الحاقنات العرضية (Transverse Injectors) ذات الأعداد 4 و8 درجات حرارة لهب أعلى من المحورية ، مما أدى إلى انبعاثات NOx أعلى . ومع ذلك ، قد يكون لها دور في تحسين استقرار اللهب بفضل طبيعة خلط الوقود العرضي . لوحظ أن الوضع يختلف عند زيادة زوايا السحب الدوراني ؛ حيث أظهرت النتائج العددية وجود عدم استقرار في اللهب عند استخدام الحاقنات العرضية بزوايا كبيرة (55° و65°) ، ما يشير إلى أنها تعمل بشكل أفضل عند الزوايا المنخفضة أو بدون سحب دوراني . أنتجت الزوايا العالية (55° و65°) لهبًا أوسع وأكثر سخونة داخل الـ RZ سواء باستخدام الحاقنات المحورية أو العرضية ، مما أدى إلى انبعاثات NOx تجاوزت 20 ppm . في المقابل تم تسجيل أدنى مستويات NOx عند الزوايا المنخفضة (35° و40°) . على سبيل المثال ، سجلت الحاقنات المحورية الثمانية NOx بمعدل 66 ppm عند زاوية 40° ، بينما سجلت الحاقنات العرضية الثمانية 74 ppm عند زاوية 35°. أما بالنسبة لنسبة التكافؤ ϕ ، فقد كشفت المحاكاة أن زيادتها تؤدي إلى ارتفاع متوسط سرعة المخرج ، ما يشير إلى زيادة الدفع الناتج ، وهو ما يتماشى مع متطلبات الطاقة لمحركات الطائرات . لكن تأثير تعديل نسب ϕ يختلف بين التكوينات المحورية والعرضية . فمثلًا ، أظهرت الحاقنات العرضية عمومًا درجة حرارة لهب أعلى من المحورية عند نفس العدد ، مما أسفر عن انبعاثات NOx أعلى عبر مجموعة واسعة من نسب ϕ .ومع ذلك لوحظت درجات حرارة قصوى في النطاق 0,2 – 0,3 لكلا التكوينين، ويُحتمل أن يكون ذلك نتيجة لزمن الإقامة المثالي وخلط الوقود الفعال . بالتالي تُعد إعادة تدوير التدفق وفعالية خلط الوقود عوامل جوهرية لتحقيق بنية لهب مثالية ودرجات حرارة مناسبة مع المحافظة على انبعاثات NOx عند مستويات منخفضة نسبيًا . تقدم هذه النتائج رؤى مهمة في تصميم حواقن وقود الهيدروجين لمحركات الطائرات في الجيل القادم . الكلمات المفتاحية: الهيدروجين، محرك توربيني غازي هوائي ، أكاسيد النيتروجين ، درجة حرارة اللهب ، تثبيت اللهب ، حاقنات الوقود ، زاوية ريش الدوامة ، نسبة التكافؤ

English Abstract

Switching to hydrogen as a clean and sustainable fuel for gas turbine engines offers a chance to minimize greenhouse gas emissions while maintaining excellent performance and dependability. This thesis investigates hydrogen combustion simulation in an annular aero gas turbine engine, aiming to reduce NOx emissions while possibly achieving optimal flame temperature and stabilization using parametric analysis. First, the number of hydrogen injectors (1, 4, and 8) and their orientation (axial and transverse) are compared against the existing kerosene combustion. Next, the swirl angles for each injector setup are varied from 35° to 65o. Lastly, this study provides a sensibility test of equivalence ratios (ϕ) to comply with the landing take-off (LTO) cycle, ranging from 0.1 to 0.86, changing the fuel flow rate with a constant air flow. A detailed reaction mechanism is incorporated to capture the unique combustion characteristics of hydrogen fuel, such as high flame speed and low volumetric density. Simulation results show that altering the fuel composition, injector setups, swirl angles, and equivalence ratios significantly affects the combustion process in the recirculation zone (RZ) and combustor outlet. For instance, kerosene flame yields a maximum flame temperature of ~2200 K with an outlet NOx level of 44 ppm. The hydrogen flame, however, demonstrates a higher flame temperature in RZ, reaching up to 2650 K. All different hydrogen injector configurations show higher NOx emissions than kerosene. Still, the eight axial injectors produce the lowest NOx of 66 ppm among other injector modifications. Moreover, it shows moderate flame temperature in RZ (2400 K), which is slightly favorable to reduce thermal stresses. The four and eight transverse injectors exhibit higher flame temperature than the axial injectors, producing higher outlet NOx. However, they may improve flame stabilization due to their inherent cross-flow fuel mixture. The same thing cannot be said when increasing the swirl angle. From the numerical results, flame instabilities are observed in transverse injectors at high swirl angles (55° and 65°), indicating transverse injectors may work well at low angles or none. Moreover, high swirl angles (55o and 65o) generate hotter and wider flames in RZ for axial and transverse injectors, producing higher NOx of more than 200 ppm. In contrast, low NOx emissions are observed at low swirl angles (35o and 40o). For example, eight axial injectors show the lowest NOx (66 ppm) at 40o swirl angle, while eight transverse injectors show 74 ppm at 35o. In terms of ϕ, simulations reveal that a higher equivalence ratio exhibits an increased average velocity output, indicating increased output thrust, reflecting the aircraft engine's power demands. However, modification of the equivalence ratios shows different performances for axial and transverse injectors. For instance, transverse orientation generally shows higher flame temperature than axial injectors in the same number of injectors, producing more NOx across various equivalence ratios. However, peak temperature occurs in the range 0.2 ≤ ϕ ≤ 0.3 for axial and transverse injectors, which may have been caused by optimum fuel residence and mixing. Therefore, flow recirculation and fuel mixing are crucial factors in achieving optimal flame structure and temperature while maintaining relatively low NOx pollutants. These findings provide valuable insights for the design of hydrogen burners in next-generation aircraft engines. Keywords: Hydrogen, Aero Gas Turbine Engine, NOx, Flame Temperature, Flame Stabilization, Fuel Injectors, Swirl Vanes Angle, Equivalence Ratio

Item Type:	Thesis (Masters)
Subjects:	Aerospace
Department:	College of Engineering and Physics > Aerospace Engineering
Committee Advisor:	Qasem, Naef
Committee Members:	Imteyaz, Binash and AbdelRahman, Wael
Depositing User:	HAFIDZ JAKARIA (g202113470)
Date Deposited:	29 Apr 2025 05:18
Last Modified:	29 Apr 2025 05:18
URI:	http://eprints.kfupm.edu.sa/id/eprint/143348