马赫数4下氢气自燃辅助乙烯点火实验研究

为了研究氢气自燃辅助乙烯点火的具体点火参数和点火性能,在直连式脉冲燃烧风洞设备上进行了模拟飞行马赫数4条件下的超燃发动机乙烯点火试验,试验来流的总温935K,总压0.8MPa,隔离段入口马赫数2.1。试验利用不同质量流量的引导氢气自燃辅助点火,成功实现了乙烯燃料的点火和稳定燃烧。通过流场显示和壁面压力测量发现:(1)能够成功点火的引导氢气流量范围为 0.43~12.61g/s,相当于当量比0.005~0.142;(2)0.43g/s流量氢气注入燃烧室后10ms以内被点燃,乙烯燃料注入后经过了约20ms才被点燃,点火的主要位置为凹槽内;(3)6.68g/s的氢气注入燃烧室后20ms才被点燃,乙烯燃料注入后约8ms即被点燃,点火的主要位置为凹槽下游和凹槽出口位置;(4)点火试验中火焰能够在凹槽内和剪切层内向上游逆传;(5)凹槽下游和下壁面的燃烧,是促进凹槽内燃烧、提升燃烧室压力和引起燃烧室压力震荡的主要原因。      

氢气引导乙烯火焰非定常燃烧过程

基于脉冲燃烧直连式试验台，开展了超燃冲压发动机氢气引导乙烯火焰的非定常燃烧过程研究。燃烧室入口条件为马赫数2、总温950 K和总压1.0 MPa。试验过程分为4个阶段：冷流、引导氢气单独燃烧、引导氢气点燃乙烯、乙烯单独燃烧。基于高频壁面压力测量和火焰荧光高速摄影，获得了代表性测点的压力时间曲线及燃烧室内火焰发展历程，提取了压力平均值、振荡幅度和频率、着火时间及反应位置等重要信息，分析了不同燃烧阶段的非定常特性。试验结果表明：在氢气单独燃烧阶段，非定常特性源于凹槽后斜坡区域氢气反应强度的变化。在氢气点燃乙烯阶段，非定常特性由氢气和乙烯火焰的“交接”引起。在乙烯单独燃烧阶段，非定常特性由燃烧和超声速流动之间的耦合引起。     

应用气泡雾化喷嘴的煤油超声速燃烧试验

在直联式超声速燃烧试验台上应用气泡雾化喷嘴,煤油当量比0.97和0.33分别使用氢气、空气和氮气为起泡气体进行了煤油超声速燃烧试验.在多种工况下实现了煤油的稳定燃烧.研究发现:凹槽火焰稳定器通过制造高温低速漩涡区增加煤油在燃烧室内的停留时间,并使煤油得到充分加热从而实现煤油的点火和稳定燃烧.通过气泡雾化喷嘴加入少量氢气,由于氢气进入燃烧室后迅速自燃释放热量,能够提高煤油的燃烧性能,使得煤油能够在无凹槽火焰稳定器的条件下稳定燃烧.      

马赫数10超燃冲压发动机激波风洞实验研究

基于室温氢气驱动激波风洞实现总压28MPa、总焓4.7MJ/kg、名义马赫数10超声速空气自由来流模拟,开展二维超燃冲压发动机自由射流点火实验,实现稳定燃烧,燃烧持续时间5ms。通过此次试验,探索尝试了马赫数10超燃冲压发动机地面点火燃烧试验技术,初步获得了高马赫超燃冲压发动机点火/燃烧过程参数和基本现象规律。试验中,采用高速相机完整记录了氢气喷注、着火、燃烧现象和燃烧持续过程,采用高频压力传感器和热电偶进行沿程壁面压力和热流测量。研究结果表明,马赫数10自由来流条件下,气态氢燃料垂直喷入超声速来流能够实现自点火,并发生剧烈燃烧,燃烧区域压力上升幅度40%,壁面热流上升幅度达100%。     

激光吸收光谱技术测量非均匀燃烧流场研究进展

可调谐半导体激光吸收光谱技术(TDLAS)具有非侵入性、灵敏度高和时间响应快等优点,将激光吸收光谱技术与最小二乘法、计算机断层扫描重建技术(CT)相结合,可以实现对非均匀燃烧流场的分布测量。首先简要介绍了激光吸收光谱技术的发展历程及测量基本原理,然后分别对激光吸收光谱技术测量非均匀流场一维分布、二维分布的国内外研究现状及关键技术进行了综述,比较分析了二维非均匀流场诊断实验中旋转和固定两种安装模式的优缺点及相对应的光线布局,总结了用于流场二维重建的相关重建算法,最后讨论了激光吸收光谱技术测量非均匀流场研究工作的发展趋势和有待解决的相关问题。     

带主动冷却的超声速燃烧室传热分析

介绍了流体、固体传热耦合的一维分析方法,对带主动冷却系统的马赫数2.5超声速燃烧室进行了传热分析。该分析以实验测量的燃烧室壁面静压以及超临界煤油换热特性数据为基础,考虑了燃气的高温离解效应,燃烧特性以及碳氢燃料的高温热物理特性,对不同燃烧状态、冷却条件下的主动冷却过程进行了分析。结果表明有燃烧时壁面热流可高达1MW/m2以上,是无燃烧时的2～3倍。当煤油流量较小时(当量比为0.45),冷却后的壁面温度仍偏高,而且冷却壁内温度分布不均匀。随着煤油流量的增加,冷却效果明显提高,冷却壁内温度分布趋于均匀;并且煤油的出口温度也显著减小。     

基于TDLAS技术的燃烧室出口温度场测量

为验证可调谐二极管激光吸收光谱(TDLAS)技术,在航空发动机燃烧室燃烧流场测量领域的适用性,以自主设计的高温升模型燃烧室为研究对象,结合多光路正交布网的测量方法,对燃烧室出口的燃气温度进行测量,并利用层析算法实现测量截面的二维分布重建,同时采用固定的温度探针进行测量与对比验证。结果表明,采用TDLAS结合层析重建的方法,基本能获得具有时间分辨的燃烧室出口温度分布的主要特征,可以区分高温区和低温区,但单线测量和场分布重建精度还有待于进一步提高。进一步优化该系统,可用于航空发动机燃烧室出口温度和组分浓度分布测量。     

Experimental Investigation of Hydrocarbon-fuel Ignition in Scramjet Combustor

模拟飞行Ma=3．5的超燃冲压发动机的燃烧室进口条件，采用氢为先锋火焰，在氢氧燃烧加热脉冲风洞上，对超燃燃烧室煤油燃料的点火和火焰稳定进行了实验研究，实现了煤油的点火和火焰稳定。实验测量了燃烧室壁面压力分布，并拍摄了燃烧火焰紫外光图像。实验表明，在燃烧室进口温度较低(小于900K)的条件下，在超燃燃烧室中实现煤油自燃十分困难，采用氢为先锋火焰实现煤油的点火是较为有效的途径之一。     

可调谐二极管激光吸收光谱诊断燃烧参数

近红外二极管激光吸收光谱诊断技术以其高灵敏,响应快,结构相对简单,造价低廉等优点已成为测量准均匀燃烧场和流动场温度和组分分压的有效手段.本文介绍我们所建立的可调谐二极管激光吸收光谱诊断系统以及利用此系统进行燃烧产物H_2O浓度和温度的实验结果.作者还介绍了所发展的高敏感的探测技术-波长调制光谱(WMS,Wavelength Modulation Spectroscopy)的2f诊断技术.可调谐二极管激光吸收光谱技术可望应用于动态燃烧过程的诊断与控制.     

RBCC发动机亚燃模态一次火箭引导燃烧的实验

针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩张燃烧室中实现“热力壅塞”,从而完成RBCC发动机亚燃模态的高效燃烧.在目前发动机燃烧室构型下,通过一系列的发动机壁面压力分布曲线和推力增益的比较,研究了凹腔,支板及壁面喷注位置对发动机性能的影响.实验的结果表明:在一次火箭的下游使用支板喷注器可以使得燃料较容易的分布在主流中,并且在一次火焰羽流的引导下可以实现稳定高效的燃烧.支板喷注器的位置对于发动机的性能有很大的影响,在凹腔前壁面横向喷注燃料,有利于RBCC发动机燃烧性能的提升.为了获得较优的发动机亚燃模态性能,需要进一步对燃料的喷注策略开展优化研究.      

超声速气流中煤油射流的等离子体点火实验

在直连式超燃实验台上开展来流马赫数为2.5,总温为1650K的液态煤油燃料点火实验.在未使用引导氢气的情况下,利用输入能量为1.5kW的电弧等离子体炬实现煤油可靠点火和稳定燃烧.研究了煤油的不同喷注位置、喷射压力对点火性能的影响.实验表明:燃料喷口距离点火凹腔为550mm,喷射压力为1.5~2.3MPa时,可成功点火,更近的喷射位置和更高的喷射压力无法点火,分析认为点火凹腔的局部混合特征是影响点火的关键因素.根据点火和火焰前传的高速摄影图,发现下游凹腔在点火初期的作用不大,但是对于稳定燃烧和火焰前传有重要作用.      

超音速燃烧室碳氢燃料点火实验研究

模拟飞行Ma =3 5的超燃冲压发动机的燃烧室进口条件 ,采用氢为先锋火焰 ,在氢氧燃烧加热脉冲风洞上 ,对超燃燃烧室煤油燃料的点火和火焰稳定进行了实验研究 ,实现了煤油的点火和火焰稳定。实验测量了燃烧室壁面压力分布 ,并拍摄了燃烧火焰紫外光图像。实验表明 ,在燃烧室进口温度较低 (小于 90 0K)的条件下 ,在超燃燃烧室中实现煤油自燃十分困难 ,采用氢为先锋火焰实现煤油的点火是较为有效的途径之一。     

Ma=4液体碳氢燃料超燃冲压发动机点火试验

在模拟飞行马赫数Ma=4,飞行高度H=20 km的条件下,针对不同燃料喷射方式、不同点火位置以及不同燃料当量比,进行了液体碳氢燃料超燃冲压发动机内点火过程的直连式试验研究。试验结果表明,在低飞行马赫数条件下,采用火花塞+引导氢的点火方式可以顺利实现单一点火位置条件下的火焰传播过程,并最终在整个燃烧室内实现各喷射位置燃料的燃烧;采用火花塞+引导氢的点火方式有利于实现煤油的点火、火焰维持与稳定燃烧;对于多位置喷油方案,引导氢与煤油的相对位置和当量比配比会使各喷射位置煤油的燃烧产生相互影响;试验最终在当量比0.66的条件下实现了煤油自持、稳定的燃烧。     

凹腔底壁喷注煤油燃料的超燃点火试验

在来流总温为1486K、总压为1.6MPa、马赫数为2.52的条件下,采用两级串联凹腔构型燃烧室,开展了凹腔底壁喷注煤油燃料的超燃点火试验,研究了喷嘴孔径、喷注位置对点火性能的影响.结果表明:上游凹腔底壁大孔径喷嘴喷注燃料,下游凹腔点火的方案点火性能高,在煤油总体当量比为0.102~0.206范围内均可实现成功点火与稳定燃烧;燃烧反压向上游的传播过程具有明显的滞后性且与分离区的形成过程紧密耦合;燃料喷注方案决定了煤油雾化燃料场的分布,燃料的分布特征又决定了点火特征.      

煤油燃料超燃冲压发动机燃烧特性实验研究

为研究空气节流时序对超燃冲压发动机点火和火焰稳定的影响,本文通过实验方法研究了13个状态的煤油燃料超燃冲压发动机的燃烧特性,煤油燃烧通过先锋氢气和节流空气增强稳定性。通过两个固定位置的压力传感器来监测火焰稳定状态,采用纹影和OH-PLIF相结合的测量手段,获得了流场结构和火焰发展信息。发动机入口来流条件为Ma = 2.0,总温950 K,总压0.82 MPa。在空气节流的作用下,煤油被先锋火焰引燃;在先锋氢撤除后,煤油仍然可以稳定燃烧。在扩张段中,空气节流和燃烧共同作用产生的激波串移动速度约为52 m/s,但在凹槽内其速度仅为3.7 m/s。通过监测点压力变化情况可以区分所研究状态的火焰稳定与否,通过对13个研究状态的考察,获得了火焰稳定临界曲线。当所研究状态点在临界曲线右上方区域时,火焰状态稳定;当所研究状态点在临界曲线左下方区域时,火焰将被吹熄;当所研究状态点在临界曲线上时,火焰不稳定,在空气节流撤除之前将被吹熄。     

超声速气流中煤油喷雾的热射流强迫点火

在来流马赫数为2、总温为840K的双模态超燃冲压发动机扩张型燃烧室的冷起动工况条件下,对凹腔上游的煤油横向射流喷雾的热射流强迫点火过程进行了试验研究.采用高速相机拍摄了点火过程中的煤油喷雾阴影和自发光火焰的动态发展图像,对比分析了热射流喷射位置和喷射方向对点火试验结果及其凹腔驻留火焰形成的影响.试验结果表明:热射流点火主要以凹腔下游热射流与煤油喷雾的掺混燃烧为主要特征;远场的火焰逆流传播形成凹腔驻留火焰是热射流实现成功点火的主要机制.      

马赫数为4的超燃发动机碳氢燃料点火试验

在直连式脉冲燃烧风洞设备上,开展了模拟马赫数为4,总温为935K的超燃发动机碳氢燃料点火试验.试验利用了点火器加引导氢气、引导氢气自燃辅助点火、节流加引导氢气3种辅助点火方式成功实现了乙烯燃料的点火并维持了稳定燃烧.试验研究发现:利用氢气自燃辅助乙烯点火,氢气质量流量范围为0.43~12.61g/s,氢气质量流量过大不能成功点火;利用节流加引导氢气的辅助点火方式,节流量为10%~30%,氢气注油压力为5MPa能够可靠点火.最后研究了乙烯从凹槽上游和从凹槽底部注油的发动机贫油点火极限和富油工作极限,研究发现两者的贫油熄火极限相近,为当量比为0.077,而富油工作极限差别较大,当量比分别为0.327和0.471.      

湍流模型及施密特数对点火位置的影响研究

准确预测燃料和空气湍流混合水平对精确模拟发动机性能至关重要.通过对Burrows&Kurkov氢气顺喷经典算例的数值模拟,研究了湍流模型和湍流关键参数(施密特数)对氢气和空气的混合程度以及点火位置的影响.数值结果表明:湍流模型对点火的位置具有一定的影响,其中Menter SST k-w湍流模型计算结果与实验值总体吻合最好;湍流施密特数严重影响着氢气和空气的混合程度以及燃烧流场的点火位置,其中Sct=0.5能满足大部分超燃冲压发动机燃烧算例的数值模拟.     

电阻加热器在超音速燃烧研究中的应用

超音速燃烧室试验设备需要加热空气达到所模拟的飞行状态的总焓,采用电阻加热器可以提供纯净的来流空气。西北工业大学建立了采用连续式电阻加热器的超音速燃烧室直连式试验平台。设备的初步调试结果显示：该电阻加热器最高可将流量0.73kg/s的来流空气加热至1000K,可以利用该平台进行低飞行马赫数的超音速燃烧室试验研究。本文利用该试验平台进行了超音速来流条件下的氢气燃烧试验研究,并在此基础上开展了氢气引燃煤油的点火试验研究。