凝胶自燃推进剂着火及火焰试验

为研究撞击式喷嘴凝胶自燃推进剂着火及火焰特性，在单喷嘴矩形燃烧室内进行了凝胶一甲基肼/四氧化二氮（MMH/NTO）喷雾燃烧过程试验研究。试验采用撞击角为75°、90°、105°的两股互击式喷嘴和撞击角为90°的两股燃料撞击一股氧化剂（F-O-F）、两股氧化剂撞击一股燃料（O-F-O）三股互击式喷嘴，首先结合高速摄影与纹影技术拍摄了燃烧过程纹影图像，随后采用高速摄影直接拍摄了燃烧过程火焰自然辐射发光图像。通过图像处理，提取了火焰着火距离、火焰轴向传播速度、火焰夹角以及反应距离，并分析了喷嘴类型、燃料射流速度的影响。试验结果表明，凝胶MMH/NTO燃烧主要发生在液膜破碎成液丝之后，射流速度越快，燃气扩散速度越快；凝胶MMH/NTO推进剂采用撞击角为105°的两股互击式喷嘴时着火距离最短；凝胶MMH/NTO着火时火焰轴向传播速度随燃料射流速度增加而增加，撞击角为90°时火焰沿喷注面下游传播速度较快；凝胶MMH/NTO稳态燃烧时火焰夹角随燃料射流速度增加而增加，反应距离随燃料射流速度增加而减小，其中撞击角为90°的两股互击式喷嘴火焰夹角最大，撞击角为105°的两股互击式喷嘴反应距离最短。     

基于滤波瑞利散射技术的带压燃烧场温度测量实验研究

为实现高压、受限空间条件下燃烧火焰二维温度场的测量，研究了基于碘分子超精细吸收凹陷的滤波瑞利散射技术。设计了一套滤波瑞利散射温度测量装置，主要由种子激光注入Nd:YAG激光器、碘分子滤波池、ICCD相机等组成。利用该测量装置，在高压火焰炉上开展了0.1~0.5MPa条件下的甲烷/空气预混火焰温度测量实验，结果表明:滤波瑞利散射测温技术能有效抑制米散射和背景杂散光的干扰，能在受限空间和带压条件下获得瞬态燃烧火焰温度场的分布，并且温度测量的相对不确定度优于15%；与热电偶温度测量实验的结果进行了对比，两者的偏差小于10%。因此，有望将滤波瑞利散射测温技术应用于发动机燃烧场温度诊断实验。     

飞机材料防火试验用Sonic油燃烧器的发展和应用

随着民用航空客舱和动力装置等材料或结构的防火耐火性能要求提高,防火试验方法越来越严格和细化。其中防火试验用油燃烧器已从原来简易的油气一体式油燃烧器等发展至Sonic油燃烧器。本文主要叙述了Sonic油燃烧器的历史背景、主要用途、结构组成、与原油燃烧器试验对比等内容。从火焰特性而言,Sonic油燃烧器的燃油、空气及结构控制严格,火焰特性更加稳定也易于维持。在结构上,也方便技术更新和改进,更有效地符合民航规章标准及防火试验要求。     

微重力下层流扩散火焰碳烟生成过程

根据详细的燃料氧化机理和多环芳烃生成机理，对乙烯同轴射流火焰在重力变化下碳烟生成情况进行计算.认为碳烟的初始成核是由两个较大的多环芳烃（PAH）二聚而成，碳烟的表面生长机理为HACA，凝结过程主要考虑PAH与碳烟的碰撞吸附，碳烟生长和氧化过程耦合在分节气溶胶模型中.计算结果表明，微重力条件下乙烯同轴射流火焰峰值温度下降230K，碳烟浓度显著增加，且浓度峰值在微重力条件下更加偏离中心线.分析重力变化对碳烟前驱体乙炔和多环芳烃的分布、初始成核速率、表面生长速率及凝结速率的影响.结果表明碳烟在中心轴线上主要是通过凝结过程生成的，且微重力条件下PAH在碳烟表面的凝结更加重要.由于微重力条件下停留时间更长，导致碳烟直径更大.      

基于500 Hz OH-PLIF技术的超声速燃烧室火焰结构

针对超声速燃烧室火焰驻留时间短和高湍流度的特点,利用500 Hz高频OH-PLIF(planar laser induced fluorescence)技术,研究了氢燃料超声速燃烧室火焰结构,结合壁面压力,获得了点火、稳焰以及熄火过程的规律。结果表明：隔离段入口来流马赫数为2的情况下,氢气当量比0.1和0.3,在火花塞点火下,2 ms均能点燃并获得PLIF火焰图像,其中当量比为0.1凹槽内存在爆燃现象,火焰达到稳定燃烧状态较慢(约65 ms)。稳焰过程中,当量比为0.3燃烧相对不充分,燃烧区域更靠近下壁面,燃烧位置和火核位置变化较大。当量比为0.1和0.3,熄火时间均在6 ms内,其中当量比为0.1熄火时火焰是从凹腔中部传播到凹腔前缘位置熄灭并伴随有一个短暂火焰增强的过程,并且在传播至凹腔前缘时已接近熄灭,当量比为0.3在熄灭前则是慢慢变弱,最终在凹腔前缘至喷氢位置间熄灭。     

掺氢功率比对富氢甲烷燃烧振荡特性的影响

为探究工程应用中富氢甲烷对燃烧振荡的影响,在北航BASIS燃烧器上针对富氢甲烷的中心分层火焰展开实验研究。分析主燃级当量比、预燃级当量比、主燃级掺氢功率比(氢气功率与主燃级燃料功率的比值)对燃烧振荡的影响。保持预燃级空气流量为2g/s,主燃级空气流量为10g/s,围绕主燃级当量比、预燃级当量比、主燃级掺氢功率比进行24个工况下的128组试验。试验对火焰压力脉动的振幅与频率进行测量,并结合火焰宏观形状进行分析研究,发现对于大多数当量比的工况,富氢甲烷火焰都处于同一模态,出现火焰分层现象但不产生燃烧振荡。主燃级当量比?_main=0.6与0.55时,富氢甲烷火焰脉动振幅随掺氢比加大,先增后减,分别有42%和32%的工况发生燃烧振荡。?_main=0.5时,燃烧振荡只在高预燃级当量比(?_pilot)、高掺氢比时发生,仅有7%的工况出现燃烧振荡。因此,为实现更大的减碳比例,在不改变燃烧器构型的情况下,大掺氢功率比燃烧需要工作在主燃级和预燃级非常贫油的条件下。在部分工况中,掺加氢气可以在一定程度上减弱热声振荡的强度。     

天然气预混湍流燃烧特性的实验

为了获得天然气的预混湍流燃烧特性,在湍流燃烧弹中对天然气在当量比范围为0.7～1.4、初始压力范围为0.1～0.3 MPa、初始温度范围为300～400 K、湍流强度范围为1.0～2.7 m/s条件下的预混湍流燃烧火焰发展特性进行了试验测试,并分析了当量比、湍流强度、初始温度、初始压力对天然气湍流火焰传播速度、火焰褶皱比以及湍流燃烧速度的影响。结果表明：湍流火焰传播速度随着当量比的升高先增加再降低,在当量比为1.1时达到最大,并且随湍流强度与初始温度的升高而升高,但随初始压力的升高变化不明显。火焰褶皱程度随湍流强度与初始压力的升高或当量比与初始温度的降低而逐渐增强。湍流燃烧速度随当量比的升高先升高后下降,在当量比为1.1时达到最大,并且随湍流强度、初始温度与初始压力的升高而逐渐升高。     

运输类飞机发动机短舱火焰防护设计与验证

通过对CCAR-25部运输类飞机发动机短舱火焰防护适航条款的要求进行分析,按照防火、耐火要求将条款内容进行对比,参考美国联邦航空局的咨询通告和修正案,对火焰防护的确定原则、设计要求与验证方法进行了研究,明确发动机短舱内的材料和零部件的防火、耐火要求。     

基于火焰面模型的超声速湍流燃烧数值模拟研究

在非结构混合网格有限体积框架下,将RANS方程和层流火焰面模型相结合,开展超声速湍流燃烧流动数值模拟研究,时间和空间离散分别采用LU-SGS格式和HLLC格式。用SST k-ω模型模拟湍流,FlameMaster 3.9生成火焰面数据库,并采用β-PDF和δ-PDF分布来考察湍流和化学反应的相互作用。采用该数值方法,对DLR氢燃料超燃燃烧室和北航乙烯燃料气动斜坡超燃燃烧室开展了数值模拟研究,并将数值计算结果与实验数据进行对比,二者符合较好。研究结果表明:在主流中心支板顺流喷射超燃燃烧室内,燃烧主要发生在支板后的燃料/空气混合层内,并且火焰核心落在恰当混合物分数Zst附近区域。      

超燃冲压发动机凹腔内补氧的强化点火试验

在超燃冲压发动机扩张型燃烧室中,对凹腔内局部补氧的点火强化方法进行了试验研究。采用高速摄影手段研究了不同的补氧方式对凹腔内火焰分布特征和燃烧强度的影响,并针对并联双凹腔燃烧室构型,研究了在单侧凹腔补氧条件下向异侧凹腔的火焰传播过程。试验结果表明,采用凹腔内补氧的方式能调节凹腔内的燃料浓度分布、改善凹腔内的燃烧过程,控制燃烧放热强度;稳态燃烧情况下,观察到凹腔驻留火焰的两种存在特征,分别表现为:由回流区热量反馈机制作用下的凹腔局部驻留火焰和燃烧室全局压力反馈影响下的凹腔剪切层火焰。只有在单侧凹腔燃烧建立了全局压力反馈的条件下才能实现凹腔火焰的异侧传播。