模型燃烧室中值班火焰稳定器的燃烧不稳定性研究

针对值班火焰的燃烧不稳定性问题，通过试验得到了不同当量比工况下的火焰结构、压力脉动信号和热释放脉动信号。对脉动信号进行傅立叶分析，获得了脉动信号的频率和振幅。结果表明，随着当量比增加，火焰形态发生变化，燃烧室内发生了164Hz三阶模态向109Hz二阶模态的转换。对火焰平均结构、火焰瞬态结构和火焰正交分解（POD）结果进行分析后发现，漩涡脱落频率和燃烧室某一阶声学模态耦合是维持燃烧不稳定性的机理，耦合的强弱和漩涡脱落的尺度大小决定了热声振荡的振幅大小，火焰形态的变化导致热释放中心位置的变化是引起模态转换的机理。     

自适应湍流耦合建表燃烧模型的振荡燃烧数值模拟

航空发动机及燃气轮机等动力装备燃烧室广泛采用的贫燃燃烧方式经常遇到破坏性的非定常热声耦合振荡燃烧问题。非定常振荡燃烧数值预测是一个长期的研究热点和难题。发展了针对振荡燃烧的耦合直接求解数值模拟方法，包括优化的动态模型参数的高精度自适应湍流模型（SATES），耦合可压缩的详细化学反应建表FGM燃烧模型。选取的3种湍流燃烧模型包括有限速率模型（W1）及火焰面密度封闭方法中的Zimont(W2)和Fureby(W3)2种褶皱因子模型。针对经典的LIMOUSINE燃烧室多个部分预混振荡燃烧工况开展了数值研究，发现自适应湍流模拟框架下的3种燃烧模型均准确预测到了振荡燃烧的振荡频率，与试验相比，误差<6.4%；对于振荡燃烧压力脉动振幅的预测结果，有限速率模型（W1）和Zimont(W2)模型结果显著大于试验值，误差>380%;Fureby(W3)模型结果与试验值吻合较好，误差<17.9%。表明振荡燃烧的数值预测对不同的湍流及湍流燃烧模型具有较高的敏感性。不同的工况结果表明，振荡燃烧存在完全振荡模态和过渡模态，完全振荡模态中数值预测的特征主频在燃烧室上下游多个位置趋于一致；过渡振荡...     

部分预混燃烧室热声不稳定及火焰结构实验分析

为探明旋流部分预混燃烧室热声不稳定特性及其与火焰结构关系，进行了自激热声实验。采用重构相图解析压力脉动、采用瑞利指数表征其与热释放率脉动关系、采用本征正交分解获得火焰相干结构。结果表明:随当量比增加，压力脉动呈现低振幅脉动、间歇振荡、极限环振荡和低振幅脉动，脉动频率受腔体1阶纯声学模态（特征频率约80.8 Hz）控制。未发生振荡，瑞利指数维持在零值；热声不稳定时，瑞利指数在零值以上。本征正交分解表明，极限环振荡，前2阶模态（模态能量占比55%以上）火焰分布沿纵向发生变明和变暗交替变化，由连续涡脱落导致，且模态时间系数频率83.2 Hz与压力脉动频率83.3 Hz一致；低当量比，模态无明显空间分布规律；间歇振荡，主导模态为火焰轴对称热释放率变化；高当量比，火焰仅外边缘沿纵向发生大尺度脉动。      

离心力场对内燃波转子火焰传播特性的影响

为了揭示离心力对内燃波转子火焰传播特性的影响，建立了内燃波转子燃烧过程的简化模型，数值模拟了不同离心力场强度下波转子通道内的燃烧过程。研究结果表明，离心力只在一定范围内对火焰传播起到加速作用，且这种影响与预混气当量油气比Φ有关，当Φ=1.0时，作用范围为［0～250g］，在Φ=0.6，0.8时，作用范围为［0～700g］；离心力场对内燃波转子火焰传播特性的影响机制是导致火焰锋面变形，进而引起火焰传播速度变化。     

发动机燃烧室中火焰对来流扰动的动态响应研究综述

以航空航天发动机和工业燃气轮机燃烧室中的热声振荡为背景，介绍了热声不稳定性的基本概念和物理特性。首先，讨论了燃烧室中火焰对来流扰动的动态响应，分析了受扰动影响时火焰热释放率的脉动过程，回顾了火焰传递函数和火焰描述函数的实验、仿真和理论研究方法及结果。之后，讨论并分析了横纵向扰动、纵向双频率扰动以及考虑火焰曲率效应下的火焰响应特性。最后，介绍了近年来学界发现的一种与火焰响应密切相关的热声不稳定现象——固有热声不稳定，探究了火焰响应对固有热声不稳定模态的影响作用，分析了火焰响应在燃烧室热声振荡系统中的作用。     

基于滑动弧的燃烧室头部强化燃烧特性

为了研究基于滑动弧的燃烧室头部强化燃烧效果，探究了燃烧室头部的点火过程以及不同等离子体电源输入功率下的点/熄火边界，利用像增强系统获得了CH*基团的分布云图。实验结果表明：输入功率的增大使得燃烧室的点/熄火边界均得到拓展，与160 W工况相比，输入功率为320 W时，点火边界平均拓宽约17.6%，与未放电相比，输入功率为320 W时，熄火边界平均拓宽约45.3%，滑动弧放电对熄火边界拓宽效果明显；当滑动弧能够点燃来流新鲜混合气时，输入功率的增加使得CH*基团分布向上游移动，当输入功率为320 W时，燃烧火焰驻留在燃烧室头部，当滑动弧激励器仅具有助燃作用时，输入功率的增加使得局部CH*基团辐射强度增强，热释放速率增加。     

航空发动机氨燃料分析及流量需求计算

为了减少航空发动机由于燃烧含碳燃料产生的碳排放，针对含氨燃料作为航空发动机替代燃料的可行性问题，基于 CFM Leap 1-A发动机的性能参数，运用能量守恒转换关系及氨的化学催化分解反应，对含氨航空燃料的成分配比及航空发动机 氨燃料供应系统和流量需求进行计算。结果表明：氨氢混合物比纯氨具有更好的燃烧性能，可使燃料层流火焰速度达到一些传统碳氢 燃料的水平；氨气可以被分解出氢气并完成氨氢混合，成为一种航空发动机新型替代燃料；确定了新燃料中最优的氨氢比为3∶2； 提出了此种新燃料在航空发动机中的应用方式，并依照航空发动机的性能需求确定了使用新燃料情况下的燃料流量；氨分解所需 热量可由少部分氢气的燃烧来提供。在正确配比燃料中氨氢组分、正确分配燃料流量、并设计氨催化分解系统的前提下，能使得 发动机保持与使用传统碳氢燃料类似的燃烧性能和功率水平，并减少碳排放。     

基于多紫外相机的旋流火焰三维锋面层析重建

旋流火焰锋面可表征火焰宏观结构和燃烧稳定性，其瞬态三维结构测量对旋流燃烧机理研究和旋流燃烧器优化设计具有重要意义。提出一种基于多紫外相机成像的测量方法，构建了基于多紫外相机阵列的化学发光层析成像（Computed Tomography of Chemiluminescence, CTC）系统，实现了低成本、高准确度的旋流火焰瞬态锋面化学发光信息获取；发展了基于预识别技术的联合代数重建算法（Simultaneous Algebraic Reconstruction Technique, SART），通过光线追踪识别零强度体素，从而减少计算量和重建伪影。开展了数值模拟研究，以验证重建算法的准确性和抗噪性。最后搭建了甲烷-空气预混旋流燃烧实验台，开展了基于多紫外相机的化学发光成像系统标定和低旋流火焰锋面特性实验研究。结果表明，旋流火焰锋面反投影重建精度达到0.97以上，同时计算量减小了59.6%；稳定燃烧工况下，低旋流火焰在喷嘴出口处扩张，锋面呈现涡旋状的碗形结构；随着当量比的增大，火焰推举高度略有上升，火焰体积逐渐增大，燃烧稳定性增强。     

不同气量分配下声激励对中心分级旋流火焰动力学的影响

采用高速摄像拍摄火焰化学自发光和本征正交分解（POD）法研究了多激励频率下中心分级旋流分层火焰的宏观结构和动力学特性。结果表明：随着气量分配比的增加，火焰宏观结构逐渐沿径向方向扩张，火焰分层现象变得更加明显。激励频率的变化对火焰宏观结构的影响较小。POD分析结果表明：外激频率为200 Hz时火焰脉动最明显。随着主燃级气量占比的增加，释热脉动在激励的作用下沿轴向方向减弱，在径向上出现极值交替且振荡变强。     

面向超燃数值模拟的正癸烷高温骨架机理

为了得到一个适用于超声速燃烧模拟的小规模正癸烷骨架机理，以现有的正癸烷燃烧机理（S709）为基础，通过机理简化和参数对比优化的方法，构建了包含27个物种和105个反应的高温骨架机理（S27）。在温度（T：1000–2000 K）、压力（p：0.1–0.3 MPa）、当量比（Φ：0.5–1.5）的超燃典型工况范围内，通过Chemkin-Pro软件计算了S27对于层流火焰速度、点火延迟时间、熄火拉伸率的预测值，在0.1 MPa富燃条件（Φ=1.7）下，计算了主要物种浓度分布，并与文献正癸烷骨架机理（S40，S96）、S709的模拟值和实验数据进行对比，以验证机理的合理性。结果表明S27的计算结果与文献实验数据和S709结果吻合良好。通过研究S27在高温条件下含C物种的反应途径以及影响层流火焰速度的关键反应，进一步证明了S27的合理性。相较于S709及其他正癸烷骨架机理，S27极大地提升了计算效率，展现了此机理应用于超燃流场数值模拟的良好前景。