NOx Reduction Strategies in Jet Engine Combustors: A Study of Micro-Mixing Designs. Masters thesis, King Fahd University of Petroleum and Minerals.

PDF thesis-m.pdf Restricted to Repository staff only until 9 June 2027. Download (3MB)

Arabic Abstract

يُعَدّ الهيدروجين وقودًا واعدًا لتطبيقات توربينات الغاز المستقبلية نظرًا لكونه خاليًا من الكربون، إلا أن احتراقه يترافق مع قابلية مرتفعة لتكوين أكاسيد النيتروجين الحرارية بسبب سرعته العالية في اللهب وارتفاع درجات الحرارة الموضعية. هدفت هذه الرسالة إلى دراسة خفض انبعاثات أكاسيد النيتروجين في غرفة احتراق حلقية تعتمد مبدأ الخلط الدقيق، من خلال تحليل تأثير هندسة الحقن الأولي واستراتيجية هواء التخفيف على جودة الخلط، وبنية اللهب، ودرجة الحرارة العظمى، وفقدان الضغط، والانبعاثات المصححة من أكاسيد النيتروجين. ولتحقيق ذلك، استُخدم نموذج عددي ثلاثي الأبعاد لغرفة احتراق بفوهة مفردة ونموذج قطاع حلقي بزاوية 24 درجة، مع تمثيل الاضطراب، والاحتراق غير الممزوج، والإشعاع الحراري، وآلية زيلدوفيتش الموسعة لتكوين أكاسيد النيتروجين الحرارية. كما جرى التحقق من النموذج العددي بمقارنته مع نتائج منشورة لاحتراق الهيدروجين ولغرف احتراق تعتمد الخلط الدقيق. شملت الدراسة البارامترية طول الفوهة، وقطر فوهة الهواء، وقطر حاقن الوقود، ونسبة هواء التخفيف، وعدد ثقوب التخفيف، ومسافة حقن التخفيف، وزاوية الحقن. وأظهرت النتائج أن سلوك أكاسيد النيتروجين كان مرتبطًا أساسًا ببنية اللهب المحلية، ودرجة حرارة اللهب العظمى، وزمن مكوث الغازات في المناطق عالية الحرارة، أكثر من ارتباطه بدرجة حرارة المخرج وحدها. وفي نموذج الفوهة المفردة، تحقق أقل انبعاث مصحح عند طول فوهة 10.2 مم، وقطر فوهة هواء 2.5 مم، وقطر حاقن وقود 1.5 مم، مع اعتبار قطر 2.75 مم أفضل حل توفيقي بين الانبعاثات وفقدان الضغط. أما في نموذج القطاع الحلقي، فكانت الحالة المثلى عند نسبة تخفيف 12%، وسبعة ثقوب تخفيف، ومسافة حقن أساسية، وزاوية حقن 45 درجة. وتُبرز هذه النتائج أن التحكم في نسب الزخم بين الهواء والوقود، مع تصميم مناسب لمنظومة التخفيف، يمثّل أساسًا تصميميًا فعّالًا لتطوير غرف احتراق هيدروجينية منخفضة الانبعاثات وملائمة لتطبيقات توربينات الغاز.

English Abstract

Hydrogen is a promising carbon-free fuel for future gas turbines, but its high flame speed and elevated adiabatic flame temperature can intensify thermal NOx formation if local hot spots are not effectively controlled. This thesis investigated NOx reduction in hydrogen combustion using a micro-mixing annular combustor, with the objective of identifying injector and dilution configurations that minimize corrected NOx while maintaining acceptable thermal and aerodynamic performance. A three-dimensional CFD methodology was developed in ANSYS Fluent for both a reduced single-nozzle model and a 24° annular sector model. The simulations employed the realizable k–ε turbulence model, the non-premixed flamelet approach with a presumed PDF formulation, the Burke hydrogen mechanism, radiation modeling, and the extended Zeldovich thermal-NOx mechanism. The numerical framework was validated against literature data for a hydrogen micro-combustor and a micro-mixing gas turbine combustor. The parametric study examined nozzle length, air-nozzle diameter, fuel-injector diameter, dilution ratio, number of dilution holes, dilution injection distance, and dilution injection angle. The results showed that NOx behavior was governed primarily by local flame structure, maximum flame temperature, and residence time in high-temperature zones rather than by outlet temperature alone. In the single-nozzle configuration, the lowest corrected NOx was achieved with a 10.2 mm nozzle length, a 2.5 mm air-nozzle diameter, and a 1.5 mm fuel-injector diameter, although 2.75 mm provided the best NOx–pressure-drop compromise. In the dilution configuration, the optimal case was obtained with a 12% dilution ratio, 7 dilution holes, baseline L_d, and 45° injection angle. Overall, the study demonstrated that hydrogen micromix combustion can achieve substantially reduced NOx through momentum-controlled micromixing and properly designed downstream dilution, providing a physically grounded design strategy for low-emission hydrogen gas turbine combustors

Item Type:	Thesis (Masters)
Subjects:	Engineering Aerospace
Department:	College of Engineering and Physics > Aerospace Engineering
Thesis Advisor:	Naef Qasem,
Thesis Committee Members:	Salman Al-fifi, Hassan Abid,
Depositing User:	ALMOGDAD TAMBAL
Date Deposited:	10 Jun 2026 10:14
Last Modified:	10 Jun 2026 10:14
URI:	https://eprints.kfupm.edu.sa/id/eprint/144551