2. 空军工程大学等离子体动力学重点实验室，陕西西安 710038
2. Science and Technology on Plasma Dynamics Laboratory, Air Force Engineering University, Xi'an 710038, China
高空二次点火指航空涡轮发动机在高空中熄火, 进入风车状态后, 发动机的重新起动[1].能够造成航空发动机在高空中熄火的原因非常多, 燃烧室入口气流强烈扰动, 不稳定燃烧, 瞬时供油不足, 吸雨、吸雹以及吸入尾气等情况都会导致发动机熄火[2].发动机高空熄火是非常严重的安全威胁, 甚至直接导致飞机坠毁, 因此模拟高空实验设备对于航空动力研究发展具有重大意义.
根据不同声速飞机的飞行需求, 高空二次点火的高度通常指海平面以上3~12 km[3].现代商用飞机空中巡航的平均高度大致在10.6~11.6 km这个范围, 根据安全规范要求(Federal Aviation Regulation Section 25.903[4]和European Aviation Safety Agency Certification Specification CS-E 910[5]), 发动机具备可靠二次点火的高度不能低于9.15 km[6-7].
航空发动机燃烧室点熄火特性实验的最高阶段是飞行实验, 但成本非常昂贵, 通常用作最后鉴定[8-9].其次是高空台发动机点熄火实验, 通过各种技术手段, 在发动机燃烧室的入口处模拟高空中低温、低压的空气条件, 进行点熄火实验.鉴于高空二次点火模拟实验系统对于航空动力研究发展具有重大意义, 自20世纪30年代起德国便率先在航空动力研究当中应用发动机高空模拟设备, 美国、苏联、英国、法国、日本、韩国、印度都建设了高空实验设备[10-11].美国是较早拥有航空发动机高空测试能力的国家, 1954年美国第一座高空环境模拟的实验舱T-1就已经开始在阿诺德工程发展中心投入使用了.步入21世纪, 美国作为航空大国, 其高空台及高空舱的拥有量就占世界总数的一半以上[6]. 20世纪80年代, 苏联紧跟其后, 其中央航空发动机研究院设了一个特大型高空实验舱, 其实验规模和实验能力仅次于美国.英国、法国也建立了多个高空实验基地, 日本和印度也分别花费数10亿美元在90年代末开始建设高空实验设备[12].
20世纪60年代中期, 我国在三线建设中开始着手建设涡喷发动机的高空模拟试车台. 1964年, 我国建设了首个小型涡轮喷气发动机的高空模拟实验舱[13-14]. 1965年, 成立中国燃气涡轮研究院, 开始建设我国的航空发动机实验基地.历经30年, SB101于1996年正式通过国家竣工验收, 在与俄罗斯中央航空发动机研究院高空模拟设备的U-4H高空实验舱进行了比照实验后, 确定SB101完全可以满足我国现在及将来的航空发动机在高空模拟实验当中的需求.这使我国航空发动机高空试车设备规模一跃成为亚洲第一、世界第五[15].
对于实验室研究而言, 大型高空实验平台成本高、周期长、能力富余, 并不适合进行基础理论研究.研发新型发动机的点熄火技术, 亟须建立逐层递进的一体化研究路线和方法.因此, 有必要建立简化的小流量模拟高空实验设备, 支持实验室从揭示机理到创新方法连贯深入的研究.基于这一认识, 本文介绍了高空低压低温条件下航空发动机燃烧室模拟实验设备的方案和调试情况, 实现了对地面状态到海拔10 km高度的条件模拟, 并进行了高空极端条件下燃烧特性研究.
1 模拟高空实验设备本文所采用的模拟高空实验设备如图 1所示, 其主要设计目标是能够模拟航空发动机燃烧室在地面和高空10 km之间的高度上所面临的环境条件, 以测试燃烧室在可能出现的最坏条件下的点熄火特性.该系统配有双头部旋流燃烧室, 点火器位于两头部之间, 能够模拟接近真实环境下的点火条件.
|
| 图 1 模拟高空实验设备 Fig.1 Simulated altitude test facility |
模拟高空实验设备的原理图如图 2所示, 其核心部件包括低温功能部件和低压功能部件两个部分, 其中, 高空低温空气来流模拟由冷气发生机完成, 低压环境模拟采用螺杆真空泵实现.该系统的主要硬件设施按功能结构可划分为3个部分:进气组件、排气组件和燃烧实验段.
|
| 图 2 模拟高空实验设备原理图 Fig.2 Schematic diagram of the TSATF |
进气组件主要用于模拟高空实验设备的供气以及实验段的进气量调节, 对实验段所需要的低温气流进行处理, 达到其所需要的气流状态.进气组件如图 3所示, 包括螺杆空压机、储气罐、过滤器、组合式干燥机、冷气发生机和进气稳压仓.高空二次点火模拟实验系统采用空压机供气方案, 螺杆空压机(SAH45, 7.5 m3/min, 0.8 MPa)产生高压空气, 经过储气罐(C-0.2/8, 2 m3)稳压后为系统供气.空气通过冷却、过滤经干燥机干燥(LMG-6HA, 大气露点-60 ℃)后分为两路, 一路经过冷气发生机(FDK-26/60, -65 ℃)形成低温空气, 另一路室温空气作为掺混气.两路空气在混合器中进行均匀掺混, 通过改变流量比值来满足温度要求, 掺混后的空气通过放气调节来精确调节实验的空气流量, 并进入燃烧实验段.
|
| 图 3 模拟高空实验设备进气组件 Fig.3 Inlet assemblies of the TSATF |
模拟高空实验设备的排气组件如图 4所示, 主要部件包括排气舱、冷却器、高效除油器、螺杆真空泵和消音塔, 为燃烧实验段提供低压工作环境和排除燃烧后的高温尾气.实验段的压力由入口流量、排气阀门和压力调节阀门控制, 排气出口与螺杆真空泵(LG200, 12 m3/min)连接, 真空泵全负荷运行, 通过调整入口流量、排气阀门和压力调节阀门开度来满足压力要求.考虑到真空泵在工作时需要的条件较为严苛, 加装冷却器、高效除油器(FG-40)用于解决燃烧尾气高温、含油、颗粒物多的情况.
|
| 图 4 模拟高空实验设备排气组件 Fig.4 Outlet assemblies of the TSATF |
燃烧实验段作为整个系统的核心, 为点火和熄火实验提供实验平台, 其工作环境复杂, 需要同时满足耐低压、耐高压、耐低温、耐高温等条件.燃烧实验段采用双头部旋流燃烧室, 外部组成主要包括外部壳体、高温合金盖板、石英玻璃观窗和点火器安装座, 内部组成包括火焰筒和两套燃油喷嘴、主涡流器和Venturi管等.通过对该燃烧室的实验数据进行分析和总结, 能够为航空发动机高空点熄火边界拓宽优化设计提供支持.
1.2 测控系统模拟高空实验设备的测控部件主要用于压力、温度、流量等参数的采集、显示、保存.为提高系统的可靠性, 采用上位计算机作为数据储存及显示界面、PLC作为数据采集及参数信号转换设备的方案.测试系统包括上位计算机、数采系统(基于操纵控制系统中PLC的模拟量输入模块)及传感器系统等(其模块图见图 5).
|
| 图 5 模拟高空实验设备测控系统模块图 Fig.5 Module diagram of measurement and control system for TSATF |
上位计算机通过以太网与PLC通信, 获得实验数据并保存, 配置双显示器, 分别显示实验参数和火焰图像.操作显示软件界面可以实时显示当前实验进程状态、曲线显示主要参数变化趋势、保存和回放实验数据、打印输出实验数据.压力测量包括总压、静压和差压测量.工作气流总压、进气总压、燃油压力采用带隔离的压力变送器测量, 进口总压与出口静压差采用压差变送器测量.温度测试采用隔离的温度变送器, 热电偶经温度变送器后接到二次仪表和PLC, 完成对进口总温、出口温度、燃油温度及排气总温的测量, 其中出口温度和排气总温变化快, 选用动态响应快的传感器.
2 模拟高空环境调试 2.1 低温性能验证关闭进气组件的常温掺混气路, 使空气来流全部经过冷气发生机, 以测试模拟高空实验设备的低温性能.调节进气阀门开度, 获得不同流量条件下的低温空气来流, 分别测量涡街流量计进口处温度(T2)和燃烧室进口处温度(T3)如图 6所示.冷气发生机处于低工作状态时, 燃烧室进口的低温空气来流约为-38 ℃, 随着通过冷气发生机的空气流量增加, 冷气发生机工作状态逐步提升, 流量100 g/s时的低温空气达到-61 ℃.总体上, 冷气发生机的制冷效果与空气流量近似于线性关系.需要说明的是, 涡街流量计安装在进气稳压舱之前, 由于稳压舱体积较大, 热交换作用明显, 造成温度上升约15 ℃, 因此, 进气稳压舱的保温工作非常重要.
|
| 图 6 不同流量条件下的气流温度 Fig.6 Temperatures of the airflow at different air flow ratios |
关闭模拟高空实验设备的低温部件, 来流空气不经过冷气发生机直径进入燃烧室.开启螺杆真空泵, 通过匹配进气阀门、排气阀门和压力调节阀门开度, 获得燃烧室进口流量和压力的关系曲线如图 7所示.图中显示了两个压力参数, 燃烧室进口压力(P3)和真空泵进气压力(P6), 受到高效除油器流阻损失的影响, 从真空泵进口压力到燃烧室进口压力损失约为5~10 kPa, 并且压力损失随着流量增加而变大.螺杆真空泵为额定工作状态, 抽气能力约12 m3/min, 在燃烧室进气流量10 g/s时, 进口低压约11.0 kPa.进气流量增加, 燃烧室内压力上升, 二者近似于线性关系, 进气流量110 g/s时的压力约为92.1 kPa.
|
| 图 7 不同流量条件下的气流压力 Fig.7 Pressures of the airflow at different air flow ratios |
模拟高空实验设备的设计建立在对于该设备的预期指标上, 即能够模拟的最小压力、最低温度和最大空气质量流量, 这些参数以航空发动机燃烧室的进口条件为参照.不同模拟高度的进口流量可以通过流量换算公式获得
| $ {w_{\rm{C}}} \propto w\frac{{\sqrt T }}{P} $ | (1) |
式中, w是燃烧室的进口空气质量流量, 单位g/s, T为进口温度, 单位K, P为进口压力, 单位kPa.根据地面状态流量参数, 高空条件下相对应的流量参数可由方程(2)和(3)推算.
| $ {w_{{\rm{HA}}}}\frac{{\sqrt {{T_{{\rm{HA}}}}} }}{{{P_{{\rm{HA}}}}}} = {w_{\rm{g}}}\frac{{\sqrt {{T_{\rm{g}}}} }}{{{P_{\rm{g}}}}} $ | (2) |
| $ {w_{{\rm{HA}}}} = {w_{\rm{g}}}\frac{{{P_{{\rm{HA}}}}}}{{{P_{\rm{g}}}}}\sqrt {\frac{{{T_{\rm{g}}}}}{{{T_{{\rm{HA}}}}}}} $ | (3) |
其中, wg，Tg，Pg和wHA，THA，PHA分别为地面状态和相对应的高空条件下的流量、温度和压力.
本文假设地面起动状态的双头部燃烧室入口空气流量为100 g/s, 环境温度为300 K, 环境压力为100 kPa.计算获得相对应的不同海拔高空处的燃烧室进口参数如表 1所示.
|
下载CSV 表 1 高空条件下进口参数 Tab.1 Inlet parameters at high altitude |
通过调节模拟高空实验设备的低温部件和低压部件, 对不同海拔高度的高空条件进行模拟, 获得燃烧室进口参数如表 2所示.将表 2中的燃烧室进口参数和表 1中的参数进行对比, 可以认为模拟高空实验设备实现了对地面状态到10 km高空条件的模拟.
|
|
下载CSV 表 2 实验台模拟进口参数 Tab.2 Simulation parameters at high altitude |
采用模拟高空实验设备, 模拟地面状态以及海拔高度2，4，6，8和10 km的高空条件进行燃烧室熄火特性研究, 获得不同高度条件下熄火边界对比，如图 8所示.从图中可见, 随着模拟高度增加, 进口的温度和压力条件逐渐降低, 贫油熄火极限油气比不断增大.地面状态的贫油熄火油气比为0.016, 到了高空10 km条件下, 熄火油气比为0.071, 增大3倍以上.贫油熄火油气比增加的速度随着高度的增加而加快, 在0~2 km时, 熄火油气比几乎不变, 4 km以上, 熄火油气比呈指数上升.
|
| 图 8 不同高度模拟条件下熄火边界 Fig.8 Extinction limit FAR at different simulated altitudes |
Lefebvre分析了大量的燃气涡轮发动机的燃烧室贫油吹熄实验数据[16-21], 得到贫油吹熄油气比公式如下[22]
| $ {q_{{\rm{LBO}}}} = \left[ {\frac{A}{{{V_{{\rm{pz}}}}}}} \right]\left[ {\frac{{{{\dot m}_{\rm{A}}}}}{{P_3^{1.3}\exp \left( {{T_3}/300} \right)}}} \right]\left[ {\frac{{D_{\rm{r}}^2}}{{{\lambda _{\rm{r}}}{H_{\rm{r}}}}}} \right] $ | (4) |
式中, A是个代表燃烧室几何特征的常数, Vpz代表主燃区体积,
为获得高空极端条件下燃烧室点熄火特性, 以及等离子体对点熄火的作用规律, 对燃烧室点熄火过程进行CH*自发光信号诊断.燃烧化学反应过程中产生许多高能级CH自由基, 这些自由基不稳定且寿命极短(低于100 ns), 向低能级跃迁时发出特定波长的光子.这些特定波长的发光信号就是CH*化学自发光信号, 通常被用于判断火焰锋面位置, 界定燃烧释放热量的区域范围和强度趋势[23].燃烧室稳定燃烧状态下的CH*自发光信号由图像增强器(25 mm IRO P43 S20)和CCD相机(ImagerProSX 5M)捕捉, 相机曝光时间3 ms, 频率10 Hz, 镜头前装有CH*带通滤波片(427~439 nm).通过对100张图片进行平均处理, 获得该状态下的平均CH*自发光信号.
为进一步研究低温、低压环境对熄火边界的影响, 本文分析了对燃烧室在不同工况下的平均CH*自发光信号.地面起动状态条件下的燃烧室平均CH*信号如图 9所示, 从图中可以看出, CH*范围和强度较高的火焰区和释热区集中在主燃区, 靠近喷嘴头部区域和燃烧室出口区域强度相对较弱.主燃区的主要功能是稳定火焰, 并提供足够的时间、温度以及湍流度, 以实现油气混合物的完全燃烧.主燃区能够建立漩涡反向气流, 将一部分热的燃烧气体卷吸回流, 为不断进入的空气和燃气提供连续点火.随着燃烧室内油气比下降, CH*信号强度降低, 火焰区和释热区域朝喷嘴方向移动, 临近熄火边界时(FAR=0.016), CH*信号集中在喷嘴头部附近.
|
| 图 9 地面起动条件下CH*发光特性随当量比变化 Fig.9 CH* chemiluminescence images with different FAR at ground level |
以往的研究发现, 当燃烧区域发生燃烧化学反应释放的热量不足以将新鲜的油气混合物加热到反应所需要的温度时发生熄火[24-25].熄火时, 先出现局部熄火, 随着熄火频率增大, 局部熄火的比例增加, 进而出现火焰面整体断裂, 全局熄火[26].低温、低压且贫油条件下, 燃烧化学反应速率降低, 释热率下降.低温来流加剧了辐射和湍流耗散的损失热量, 同时, 燃油喷雾质量恶化, 雾化蒸发消耗大量的热量.此消彼长, 低温、低压环境下局部熄火的频率大幅增加, 并最终导致全局熄火.
为了对比不同高空条件下的燃烧状态, 实验中维持供油流量2.5 g/s不变, 确保供油条件基本一致.在此前提下, 获得地面状态以及模拟海拔高度2, 4, 6, 8和10 km的高空条件下燃烧室CH*平均发光信号如图 10所示.模拟海拔高度增加, 进口空气流量降低, 燃料流量不变, 全域油气比不断增大.但受到低温、低压环境影响, 燃油喷雾质量恶化, 蒸发速率降低, 主燃区的有效油气比下降, 同时, 低温来流造成热量损失, 提高了火焰焠熄的概率.因此, 随着模拟高度的增加, 火焰锋面位置不断退缩, 燃烧释放热量的区域范围缩小到燃油喷嘴头部附近, CH*发光强度不断减小.
|
| 图 10 不同高度模拟条件下CH*发光特性对比(mf=2.5 g/s) Fig.10 CH* chemiluminescence images at different simulated altitudes(mf=2.5 g/s) |
与图 10的工况相对应, 采用数码相机(Canon EOS 60D)获得燃烧室稳定燃烧状态的照片如图 11所示(曝光时间0.5 ms).从图中可以更加直观地观察到, 在地面状态下, 火焰呈现明亮的黄白色, 占据燃烧室大部分区域, 强度较高, 燃烧更为充分.随着模拟高度的增加, 燃烧室进口温度和压力下降, 在模拟高度4 km时, 火焰开始转为淡蓝色, 覆盖区域也逐渐缩小.模拟高度10 km时燃烧室内基本是淡蓝色火焰, 明亮的黄色火焰仅仅维持在一小块区域, 火焰状态趋于不稳定.
|
| 图 11 不同高度模拟条件下燃烧室火焰状态(mf=2.5 g/s) Fig.11 Digital images of flame at different simulated altitudes(mf=2.5 g/s) |
本文介绍了高空低压低温条件下航空发动机燃烧室模拟实验设备的方案和调试情况, 实现了对地面状态到高空10 km处环境条件的模拟.研究了地面状态到高空环境的燃烧室工作状态, 主要结论如下:
(1) 建立了简化的小流量模拟高空实验设备, 采用冷气发生机实现高空低温环境模拟, 利用螺杆真空泵实现低压环境模拟.本实验系统可开展双头部旋流燃烧室高空条件点熄火研究.
(2) 冷气发生机的制冷效果与空气流量近似于线性关系, 流量100 g/s时的低温空气达到-61 ℃.螺杆真空泵在进气流量10 g/s时, 实现进口低压11.0 kPa.通过调节模拟高空实验设备的低温部件和低压部件, 模拟高空实验设备实现了对地面状态到10 km高空(28.14 kPa, 224.04 K, 29.26 g/s)条件的模拟.
(3) 随着高度的增加, 燃烧室进口的温度和压力条件逐渐降低, 燃油喷雾质量恶化, 蒸发速率降低, 主燃区的有效油气比下降, 同时, 低温来流造成热量损失, 提高了火焰焠熄的概率.贫油熄火极限油气比不断增大.地面状态的贫油熄火油气比为0.016, 到了高空10 km条件下, 熄火油气比为0.071, 增大3倍以上.
(4) 地面状态, 火焰呈现明亮的黄白色, 占据燃烧室大部分区域, 燃烧更为充分.低温、低压环境下, 火焰锋面位置不断退缩, 燃烧释放热量的区域范围缩小到燃油喷嘴头部附近, CH*发光强度不断减小.在模拟高度4 km时, 火焰开始转为淡蓝色, 覆盖区域也逐渐缩小.模拟高度10 km时燃烧室内基本是淡蓝色火焰, 火焰状态趋于不稳定.
| [1] |
林宇震, 许全宏, 刘高恩. 燃气轮机燃烧室[M]. 北京: 国防工业出版社, 2008. Lin Y Z, Xu Q H, Liu G E. Gas turbine combustor[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2008. (in Chinese) |
| [2] |
Ballal D R, Lefebvre A H. Ignition and flame quenching of flowing heterogeneous fuel-air mixtures[J]. Combustion and Flame, 1979, 35: 155-168. DOI:10.1016/0010-2180(79)90019-1 |
| [3] |
Read R W. Experimental investigations into high-altitude relight of a gas turbine[D]. Cambridge: University of Cambridge, 2008.
|
| [4] |
Federal Aviation Adminisatration (2000). Federal Aviation Regulation, Section 25.903. Restart Capability[S]. Federal Aviation Regulation, Pt. 25, Sec. 903(3), 2009.
|
| [5] |
European Aviation Safety Agency (2003). Certification Specification CS-E 910. Relighting in Flight[S]. Certification Specifications for Engines, Sec. CS-E 910, European Aviation Safety Agency, Cologne, Germany, 2003.
|
| [6] |
Mosbach T, Sadanandan R, Meier W, et al. Experimen-tal analysis of altitude relight under realistic conditions using laser and high-speed video techniques[C]. ASME Turbo Expo, 2010: Power for Land, Sea and Air. Glasgow: ASME.
|
| [7] |
Paxton B, Tambe S B, Jeng S M. Systems design and experimental evaluation of a high-altitude relight test facility[C]. ASME Turbo Expo 2016: Turbomachinery Techni-cal Conference and Exposition. Seoul: ASME.
|
| [8] |
杜鹤龄. 航空发动机高空模拟[M]. 北京: 国防工业出版社, 2002. Du H L. Aero-engine altitude simulating[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2002. (in Chinese) |
| [9] |
金如山, 索建秦. 先进燃气轮机燃烧室[M]. 北京: 航空工业出版社, 2016. Jin R S, Suo J Q. Advanced gas turbine combustor[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2016. (in Chinese) |
| [10] |
刘明春.航空发动机高空模拟试车台排气冷却系统研究[D].长沙: 湖南大学, 2011. Liu M C. The research of exhaust cooling system on aero-engine simulating altitude test bed[D]. Changsha: Hunan University, 2011(in Chinese). |
| [11] |
刘晓波, 孙宗祥, 钟萍, 等. 国外航空发动机空气动力学研究概况[J]. 燃气涡轮试验与研究, 2013, 26(4): 58-62. Liu X B, Sun Z X, Zhong P, et al. An overview of aero-engine aerodynamics overseas research[J]. Gas Turbine Experiment and Research, 2013, 26(4): 58-62. (in Chinese) |
| [12] |
范泽兵, 胡杨, 吴锋, 等. 航空发动机高空模拟试车台架参数化设计研究[J]. 燃气涡轮试验与研究, 2018, 31(3): 53-57. Fan Z B, Hu Y, Wu F, et al. Parametric design of aero-engine altitude simulation test bed[J]. Gas Turbine Experiment and Research, 2018, 31(3): 53-57. (in Chinese) |
| [13] |
侯敏杰, 刘冬根. 航空发动机高空台的发展与展望[J]. 航空科学技术, 2012(3): 1-4. Hou M J, Liu D G. Development and prospect of the aero-engine altitude test facility[J]. Aeronautical Science and Technology, 2012(3): 1-4. (in Chinese) |
| [14] |
刘建.小流量试车台空气降温系统方案设计[D].成都: 电子科技大学, 2007. Liu J. The design of air-cooling system of the altitude simulated test facility[D]. Chengdu: University of Electronic Science and Technology of China, 2007(in Chinese). |
| [15] |
马前容, 苏金友, 侯鑫正. 大涵道比涡扇发动机高空台试验技术研究需求分析[J]. 燃气涡轮试验与研究, 2015(1): 39-44. Ma Q R, Su J Y, Hou X Z. Technical research require-ments for high bypass-ratio turbofan engine test at the simulated altitude test facility[J]. Gas Turbine Experi-ment and Research, 2015(1): 39-44. (in Chinese) |
| [16] |
Gleason C C, Oller T L, Shayeson M W, et al. Evaluation of fuel character effects on J79 engine combustion system[R]. General Electric Co Cincinnati Oh Aircraft Engine Business Group, R79AEG321, 1979.
|
| [17] |
Gleason O C, Oller T L, Shayeson M W, et al. Evaluation of fuel character effects on the F101 engine combustion system[R]. General Electric Co Cincinnati Oh Aircraft Engine Business Group, R79AEG405, 1979.
|
| [18] |
Vogel R E, Troth D L, Verdouw A J. Fuel character effects on current, high pressure ratio, can-type turbine combustion systems[R]. General Motors Corp Indiana-polis In Allison Gas Turbine Div, DDA-EDR-9762, 1980.
|
| [19] |
Gleason C C, Oller T L, Shayeson M W, et al. Evaluation of fuel character effects on J79 smokeless combustor[R]. General Electric Co Cincinnati Oh Aircraft Engine Business Group, R80AEG618, 1980.
|
| [20] |
Oiler T L, Gleason C C, Kenworthy M J, et al. Fuel mainburner/turbine effects[R]. Final Technical Report AFWAL-TR-81-2100, 1982.
|
| [21] |
Russel P L. Fuel mainburner/turbine effects[R]. AFWAL-TR-81-2081, 1982.
|
| [22] |
Lefebvre A H. Fuel effects on gas turbine combustion-ignition, stability, and combustion efficiency[J]. Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, 1985, 107(1): 24-37. DOI:10.1115/1.3239693 |
| [23] |
Micka D J, Driscoll J F. Combustion characteristics of a dual-mode scramjet combustor with cavity flameholder[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2009, 32(2): 2397-2404. DOI:10.1016/j.proci.2008.06.192 |
| [24] |
Ballal D R, Lefebvre A H. Weak extinction limits of turbulent flowing mixtures[J]. Journal of Engineering for Power, 1979, 101(3): 343-348. DOI:10.1115/1.3446582 |
| [25] |
Ballal D R, Lefebvre A H. Some fundamental aspects of flame stabilization[C]. International Symposium on Air Breathing Engines, 5th, Bangalore, 1981.
|
| [26] |
Shanbhogue S J, Husain S, Lieuwen T. Lean blowoff of bluff body stabilized flames:Scaling and dynamics[J]. Progress in Energy and Combustion Science, 2009, 35(1): 98-120. DOI:10.1016/j.pecs.2008.07.003 |