滑动弧等离子体激励对旋流燃烧室节油熄火特性的影响_许书英.pdf

第 卷 第期空军工程大学学报 年月 收稿日期：基金项目：重大专项基础研究项目（）作者简介：许书英（），男，河南洛阳人，硕士生，研究方向为等离子体点火与助燃技术。：通信作者：陈一（），男，贵州贵阳人，讲师，研究方向为等离子体点火与助燃技术。：引用格式：许书英，陈一，屈美娇，等 滑动弧等离子体激励对旋流燃烧室节油熄火特性的影响空军工程大学学报，（）：，（）：滑动弧等离子体激励对旋流燃烧室节油熄火特性的影响许书英，陈一，屈美娇，胡长淮，王宇，侯豪豪（西安工程大学机电工程学院，西安，；空军工程大学航空动力系统与等离子体技术全国重点实验室，西安，；西安交通大学航天航空学院，西安，）摘要针对航空发动机燃烧室在快速节油条件下扩稳防熄的迫切需求，为验证等离子体助燃（）技术在拓宽动态熄火边界等方面的显著优势，建立了快速节油单头部旋流燃烧实验平台，并开展了滑动弧等离子体基于快速节油条件下的熄火特性研究。实验通过采集快速节油燃烧过程中化学自发光信号，分析燃烧室熄火演化过程，对比研究了不同节油速率和流量下滑动弧等离子体激励对熄火特性的影响。研究表明，在动态节油下熄火边界明显小于准稳态条件下的熄火边界，随动态节油和进气流量的增大，熄火边界变窄；施加 后，助燃效果显著，节油条件下的贫油熄火油气比明显降低，尤其在较大节油速率和流量下仍能维持稳定燃烧。进气流量为、节油速率为 时边界拓宽最大，由 拓宽到 ，拓宽程度达到。关键词旋流燃烧室；快速节油；滑动弧等离子体助燃；滑动弧等离子体放电；熄火特性 中图分类号 文献标志码文章编号 （），（，；，；，）（），；随着对飞行器机动性能要求的不断提高，特别是对于需要在高空高速状态下进行快速机动的飞行器，往往会存在急减速过渡态下熄火的问题。在高空进行规避动作时，飞行员快速收油门杆，使发动机由加力状态快速收回到正常状态甚至贫油状态。燃烧室由于供油量变化过大，转子的惯性使进气流量来不及与供油量相匹配，从而导致燃烧室的余气系数变 化，超出 火焰 的 燃烧 范围，极 易 造成贫 油熄火。为实现航空发动机拓稳防熄，对其燃烧的调控显得尤为重要。航空发动机传统燃烧控制技术主要通过调节供油规律、级间放气以及调节进气道截面积等机械方法，但难以解决入口油气比参数骤变条件下的防熄和稳焰等问题。因此，为了改善航空发动机燃烧室快速节油条件下的熄火特性，需要探索一种新型的燃烧技术来提高燃烧稳定性。等离子体辅助燃烧技术（，）通过在气体或气体混合物中放电，产生大量化学活性粒子，以提高燃烧化学反应速率；同时 其自身放电会产生热量，从而改善燃烧状况。等离子放电激励能够在空间促进气动运输作用，提升掺混效果，提高燃料雾化质量。因此可以在燃烧过程中施加等离子放电激励改善燃烧状态，提高火焰转播速率，增加燃烧的稳定范围，达到拓宽熄火边界效果。文献 对 技术在增强推进系统中的助燃稳定性进行了研究，结果发现由等离子体放电生成的激发态电子、离子等活性物质能够改变化学反应活化能，升高温度，加速反应过程。文献 中，对高压脉冲等离子体下贫油预混火焰进行了研究，亚微秒等离子体放电降低了燃烧过程的整体活化能，增加了火焰传播速度，为等离子体辅助燃烧提供了明确证据。文献 对甲烷空气预混气体进行了滑动弧等离子体辅助实验研究。研究发现等离子体放电产生的自由基对稳定火焰起到重要作用，其中羟基的相对数量随着放电功率的增加而上升。文献 研究了 技术对丙烷气体与空气混合物燃烧的影响与变化规律，并对其可燃物质成分进行了测定。研究结果表明，运用 技术使氧气和一氧化碳体积分数转变速度明显加快，在火焰温度稳定后，氧气和一氧化碳体积分数明显小于正常燃烧，同时可燃物量显著增加。而降低释能电压，提高可燃混合气流速，使等离子体助燃的效应降低。文献 对 技术在 雷诺数范围内旋流预混燃烧过程进行了研究，验证了位于旋流出口位置的滑动弧等离子体可以抑制火焰释热速率的不稳定性，并可以将火焰贫油熄火极限增加 。有研究表明滑动弧等离子体对火焰稳定性提高有明显作用，施加滑动弧等离子激励后，可以提供大量活性自由基，使得振荡、抬高的火焰转变为稳定的柱状火焰，附着在等离子体柱上，显著提高了贫油熄火极限。对于航空发动机急减速过渡态油气比快速变化状态下的调控和改善，目前一般是通过航空发动机过渡态控制或燃烧室分级燃烧的方法改善过渡态下航空发动机贫油熄火问题，但这两种间接的调控方式都存在调控力度不足和存在其他负面影响的情况。目前对燃烧本身进行调控的报道和研究中，不少学者提出运用滑动弧等离子体改善贫油航发燃烧室火焰燃烧特性，但其中多数还是针对在一定油气比下稳态燃烧而言的。本文旨在利用滑动弧等离子体改善燃烧过程，以此来拓宽快速节油条件下的熄火边界。实验装置及实验方法 航空发动机燃烧室快速节油实验平台单头部滑动弧等离子体快速节油实验平台通过模拟动态节油供油过程，在燃油喷嘴处添加等离子体激励，以完成滑动弧等离子体助燃作用。其主要空军工程大学学报 年原理是来流空气与燃油在旋流器作用下进行充分混合，模拟航空发动机燃烧室的工作过程，并通过在燃油喷嘴处施加滑动弧等离子体助燃激励，实现油气混合气与电弧接触，以达到滑动弧等离子体的辅助燃烧效果。单头部滑动弧等离子体快速节油实验平台主要分为单头部滑动弧等离子体实验段，测量系统，气源系统以及总控制系统。头部旋流器采用了 打印的方式进行设计制造，利用聚乳酸材料巧妙的将等离子体激励与其他金属部件分离，以实现滑动弧在指定位置放电。该等离子助燃头部由交流等离子体电源（）驱动进行放电。所采用电源的频率为 ，最大峰值电压为 ，最大输出功率为 ，实验输入电压为 。测量系统由像增强装置（）和高速 相机（，分辨率为 ，最高拍摄速率为 帧 ，实验拍摄 帧 ）组成。通过安装有滤波片（波长为 ）的紫外镜头，对火焰燃烧过程中的化学自发光 基信号进行采集，并将其传至计算机进行记录和分析。实验连接实物图如图所示。图快速节油实验平台实验由螺杆式空气压缩机（普瑞阿斯 ，排气压力为 ，排气量为 ）作为气源提供空气，并存储到具有一定压力的储气罐中，经储气罐的稳压后进入空气干燥机进行干燥。此外依据实验段入口前所安装的质量流量计（，准确度：的读数，满量程）测得空气流量，并通过调节电动调节阀来对进入实验段的气流进行精确调节。总控制系统中供油控制系统主要包括个部分，一部分是恒定气压的供油控制系统，另一部分是模拟动态供油系统。恒定气压供油系统利用气压供油的方法将燃料从燃油储备罐送至燃料室，并调节储存罐的气压值来改变所输送燃料的流速大小，其燃油气压范围在 ，燃油流量范围为。但是单一恒定气压供油方式存在一个明显的弊端，持续定量供油需要维持储油罐一定的压力，而且当需要改变供油量时操作相对繁琐，其供油方式无法满足平台动态节流熄火实验条件，因此需要增加模拟动态供油系统。模拟动态供油系统是在原有供油系统的储油罐与燃油流量计之间加装了一个电动燃油泵，电动泵的转速由输入电压的改变而变化，通过改变输入到电动泵上的电压就可以实现对供油量的动态控制。另外，为了实现对电动燃油泵的精准调控，采用了一台程序可调的直流稳压电源。在电流一定的情况下，通过预先设定不同时刻的输入电压值以及稳定电压所持续的时间，便可以实现供油量的动态调控以及动态和稳态的相互转换，控制其节油速率误差在 。实验条件为探究在不同进气和节油速率条件下 对熄火特性的影响，保证起始状态不熄火情况下，来流流量为（）、（）种工况。根据常规燃烧熄火状况，分别设置起始油气比和节油油气比，通过控制节油时间得到不同节油速率下的燃烧状况。节油速率计算公式见式（），表为不同进气条件下的节油速率工况。（）式中：代表节油速率；、分别为起始油气比和节油油气比；为节油时间。表不同进气条件下的节油速率工况来流流量（）节油时间起始油气比节油油气比节油速率 助燃方案的设计本文的滑动弧等离子体助燃头部由燃烧室头部外壳、中心燃油雾化喷嘴、锥型套筒、旋流器等组成。等离子体电源高压端连接锥型套筒作为高压电极，燃烧室头部外壳作为接地电极。放电示意图如图所示。第期许书英，等：滑动弧等离子体激励对旋流燃烧室节油熄火特性的影响图滑动弧等离子体助燃头部放电图燃烧室头部锥型套筒与燃烧室头部外壳内的上壁面在同一水平面内，且燃烧室头部与燃烧室头部外壳两者之间的放电距离处处相等。当等离子体电源接通后，锥型套筒与燃烧室头部壳体间形成巨大电势差，之间的空气被击穿，在旋流器作用下，形成旋转滑动弧等离子体放电，以改善燃烧室的燃烧特性。该滑动弧等离子体助燃头部消耗功率为 ，其采用的独立电源体积为 ，设备具有功耗和体积小的优势。该助燃头部与原燃烧室头部的尺寸和结构基本一致，可以直接替代原装燃烧室头部并与燃料喷嘴相匹配，更有利于燃油与滑动弧的接触，从而实现在更广泛的条件下保持稳定燃烧。与传统点火器相比，滑动弧等离子体助燃头部助燃效果更好，结构更为简单，放电形式利于与燃烧室结构匹配，可快速响应实时调节。此外，单头部旋流燃烧室横截面为 ，高为 的方形柱体，四面为高温石英玻璃结构，便于测试设备进行记录和测量，同时防止周围空气卷入，有助于维持旋流火焰的稳定性。四周有个螺杆起连接固定玻璃的作用，并用隔热涂料对各结构件间的缝隙进行密封。单头部燃烧室如图所示。图单头部燃烧室结果与讨论 不同节油速率对火焰熄火特性的影响为探究不同节油速率常规燃烧和 情况下火焰熄火特性的演化规律，将进气流量分别设定为 和，并在两种情况不同节气时间下，通过高时空分辨的 信号方法对火焰的熄火过程信息进行采集。其采集的火焰信号图像再进行伪彩处理，分析火焰的发展演化及动态熄灭过程。取供油速率开始改变为起始点，即 时刻开始节油，其中进气量、速率 的工况和进气量、速率 取熄火前进行研究，并每隔 向后截取一张，如图所示。动态节油过程中，拍摄的均为瞬态的火焰自发光信号图像，由于火焰波动以及喷嘴燃料的减小致使主燃区燃料分布不均，导致燃烧不稳定，因此拍摄的瞬态火焰形态在空间上左右分布非对称。在不同的节油速率下进行节油操作，火焰的相对强度逐渐变弱，燃烧面积都随着反应的进行而减小。熄火过程先出现局部熄火，随着熄火频率不断增大，局部熄火的比例增加，进而出现火焰面断裂，且火焰随之更为分散直至熄灭。图是进气量为 时熄火演化图。随节油速率的加快，总体相对强度值和火焰燃烧面积 减小，火 焰 更加 分 散，尤 其 在 节 油 速 率 为 时火焰状态差，极易熄火。如图（）所示，将火焰区域分为头部燃烧区和主燃区。节油速率为 （熄火前）时，相对其他节油速率，熄火过程更为稳定，头部燃烧区和主燃区能维持较稳定燃烧，火焰相对集中。在 ，火焰主要分 布 在 主 燃 区，燃 烧 处 于 稳 定 阶 段。左右时，由于油气比的降低，火焰从主燃区向头部燃 烧区 过 渡，处于熄 火 过 渡 阶 段，过 渡 时 间短。在 左右，头部主燃区火焰出现局部大面积熄火现象，进入临近熄火状态。时，火焰微弱，但由于空气和燃油的补充 头部燃烧区恢复较小的旋流锥型火焰，仍维持燃烧并 未 熄 火。直 至 时，随 着 油 气 比 的 降低，无法维持燃烧随后熄火。如图（）所示，节油速率为 ，火焰整体基相对强度值进一步减弱。开始燃烧阶段，火焰还未稳定燃烧，油气比就迅速减小，主燃区火焰处于不稳空军工程大学学报 年定燃烧阶段，火焰 出 现局 部 熄 火，多 处 火 焰 面 断裂，火焰呈块状分布。由于节油速率的加快，火焰从主燃区到头部燃烧区 没 有明 显 过 渡 阶 段，时，相对强度急剧减小，头部燃烧区没有完整的旋流火焰面，火焰暗淡只剩零星分布，处于临近熄火阶段，不能维持正常旋流火焰。至 左右火焰熄灭，节油速率增加，燃烧环境极度恶化，火焰熄火时间缩短，熄火特性显著变差。（）（）图火焰熄火演化图（，常规）如图是进气量为 时熄火演化图。在大流量下，由于部分燃料未及时燃烧而被吹离燃烧室，因此该情况下着火到熄火过程必须在较恰当油气比大的情况下进行，以保证研究正常进行。与进气量 相比，进气量的增加，在相对较富油的情况下，相对强度明显增加，火焰更为集中。如图（）所示，节油速率为 （熄火前），时，火焰稳定燃烧，集中在主燃