2. 航空发动机气动热力国家级重点实验室, 北京 100191;
3. 先进航空发动机协同创新中心, 北京 100191
2. National Key Laboratory of Science and Technology on Aero-Engine Aero-thermodynamics, Beijing 100191, China;
3. Collaborative Innovation Center for Advanced Aero-Engine, Beijing 100191, China
民用航空发动机在不断提高整机效率、降低耗油率的同时, 还要求越来越低的污染排放, 国内外对航空发动机污染物排放量的限制越来越严格[1-2]。根据民用航空发动机的发展趋势, 增压比不断提高, 日益增长的燃烧室工作压力和温度将使氮氧化物(NOx)成为最难控制的污染物[3-4]。从发展前景及可实现性等角度考虑, 能够降低燃烧室NOx排放的燃烧技术主要有富燃-淬熄-贫燃(Rich burn-Quench-Lean burn, RQL), 贫油预混预蒸发燃烧(Lean Premixed Prevaporized, LPP)以及贫油直接喷射燃烧(Lean Directed Injection, LDI)[2]。从NOx的生成机理来讲, 燃烧区温度越高, NOx生成越多, 因此贫油燃烧是降低燃烧温度并减少NOx排放的最直接方式, 同时, 燃烧区当量比和温度分布的均匀性也对NOx的生成有很大的影响, 而LPP可以实现贫油均匀燃烧, 具有大幅降低民用航空发动机污染排放的能力[5-6], 是航空发动机低排放燃烧的最佳方式[4]。
美国GE的双环预混旋流(TAPS)燃烧室便采用LPP燃烧方式[7], 其LTO循环NOx的排放比现行CAEP/6标准低50%~65.8%[8], 其他污染物排放指标也较CAEP/6有大幅降低, 在迄今已取证的民用航空发动机中, 其污染排放最低。国内商用航空发动机的低排放燃烧室也采用了贫油预混预蒸发燃烧, 其中, 北京航空航天大学发展的TeLESS(Technology of Low Emission Stirred Swirler)低排放燃烧技术采用了中心分级LPP燃烧模式[9-16], 该技术现已发展至第二代, 其中TeLESS Ⅰ低排放燃烧室的排放性能比CAEP/6标准降低了50%左右[10], 而TeLESS Ⅱ的设计目标比CAEP/6标准降低60%[15-16]。
尽管LPP低排放燃烧模式在降低污染排放方面具有优势, 但其本身也存在诸多技术难题。LPP燃烧室中, 在进入燃烧区前, 燃料需要在预混段中喷射、雾化并与助燃空气均匀混合。燃料预混预蒸发过程面临着自燃与回火的风险[17-18], 在短时间内会对燃烧室头部结构造成严重损毁。对于增压比不断提高的大型民用涡扇发动机, 如GE公司的GE9X发动机, 其增压比达到了60, RR公司UltraFan发动机的增压比则超过了70[19], 燃烧室进口空气压力超过4MPa, 温度接近1000K, 在如此极端的高温高压燃烧室进口来流条件下, 航空煤油与空气预混气的自燃时间在0.5ms量级, 在如此短的时间内实现快速蒸发和均匀混合, 同时避免发生自燃, 成了LPP低排放燃烧室的关键技术之一。此关键技术背后, 实质上是高温高压条件下非均相连续流动的大分子碳氢燃料液雾自燃问题, 耦合了雾化、蒸发、混合、化学反应等物理和化学过程, 机理极其复杂[20]。
国内外对液态燃料自燃已经开展了很多研究工作, 一个重要方向为液态燃料与氧化剂均匀混气的化学自燃, 重点关注预混气在各种环境下的自燃点火延迟时间(ADT)、预混气热力参数及化学反应动力学参数对自燃点火延迟时间的影响规律, 这部分工作是液态燃料液雾自燃研究的基础。液雾自燃是综合考虑了燃油雾化、蒸发、油气混合、化学反应等物理化学过程的自燃现象, 需重点研究各物理化学因素对自燃过程和自燃点火延迟时间的影响规律。
本文首先分析航空发动机液雾自燃过程, 指出液雾自燃的重点研究方向, 重点对液雾自燃研究现状进行分析和总结, 最后提出液雾自燃研究面临的问题和后续研究趋势。
1 航空发动机液雾自燃过程及特点 1.1 液雾自燃过程图 1展示了典型民用航空发动机中心分级贫油预混预蒸发(LPP)燃烧室主燃级预混预蒸发段内发生液雾自燃的过程示意图。正常工作状态下, 主燃级油气混合物将在火焰筒内被预燃级火焰引燃, 并只在火焰筒燃烧区内稳定燃烧。当发生自燃时, 燃油在预混预蒸发段内无外界能量输入的情况下自发燃烧。与燃料的化学自燃过程不同, 液雾自燃还包含燃料喷射、破碎雾化、蒸发、混合、化学反应等物理化学过程, 液雾自燃特性受上述过程的综合控制。因此, 液态燃料的自燃点火延迟时间是燃料的喷射雾化、蒸发混合及化学反应耦合作用的综合结果。
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| 图 1 中心分级低排放燃烧室内液雾自燃过程 Fig.1 Spray autoignition in internally-staged low emission combustor |
液雾自燃各过程在时间和空间上存在很大程度的交叠与相互影响, 液雾自燃点火延迟时间并不是上述各过程特征时间的简单叠加。燃油喷射过程中射流的Rayleigh-Taylor(R-T)不稳定性和Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性主导了燃油射流破碎[21], 决定了后期的液雾分布, 是一种典型的随机过程。目前的研究表明液雾自燃也存在随机性, 说明燃料喷射与液雾自燃随机性之间存在一定的关联[20]。但是, 燃料喷射雾化的非定常特性在向下游迁移的过程中, 由于受到蒸发、混合及化学反应过程的影响而发生变化, 其导致的液雾自燃随机性特征并不等同于喷雾的随机性特征。
探索液雾自燃各过程的时空边界, 确定物理化学参数对液雾自燃的影响规律, 揭示影响因素与液雾自燃点火延迟时间之间的定性定量关系, 是液雾自燃的研究重点, 同时液雾自燃的随机性统计规律及其与非定常液雾喷射之间的内在关联也是液雾自燃研究非常重要的方向。在液雾自燃的物理和化学过程中, 化学自燃与燃料的化学反应动力学特性相关, 国内外对其认识也比较深入和成熟, 其研究方法和研究结果对液雾自燃具有很大的参考意义和启发作用。
2 化学自燃研究 2.1 化学自燃实验装置航空煤油多组分大分子碳氢燃料的燃烧反应机理是进行燃烧室设计、燃烧性能和污染排放预测及燃烧数值模拟的基础[22-23]。燃烧化学动力学研究包含2个重要方面:(1)复杂化学反应机理的构建; (2)化学反应机理的简化。无论是碳氢燃料的详细反应机理还是简化反应机理都必须通过实验验证其准确性和精度。燃料的化学自燃点火延时时间是验证燃烧反应机理模型合理性和正确性的重要依据之一[23]。
通常采用激波管[24-36]、快速压缩机[37-43]和化学流动反应器[44-54]等实验装置研究燃料的化学自燃点火延迟时间特性。对液态燃料的化学自燃而言, 为了消除燃料雾化、蒸发、混合等物理因素的影响, 需要在反应器之前使用快速预混段[45], 燃料与氧化剂进入管道内, 实现快速蒸发和均匀混合。
激波管(Shock tube)工作原理如图 2所示。封闭管道中, 用隔膜将管道分成两段, 一段为高压驱动气体, 通常采用氦气[25, 28, 30, 35-36]或氦气/氮气混合物[31-32, 34], 另一段为低压可燃混气或气溶胶。在一定条件下, 隔膜破裂, 高压气体膨胀并产生激波, 压缩低压工作气体使其达到初始压力和温度条件[25]。激波管测量初始压力范围一般在0.1~3.0MPa, 甚至更高, 初始温度范围1000~2000K, 适用于短点火延迟时间的测量。
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| 图 2 激波管 Fig.2 Schematic of shock tube |
快速压缩机(RCM)预先在封闭容器内充入均匀可燃混气, 利用活塞对其进行快速绝热压缩, 达到初始压力和温度条件[37], 自燃反应将引起反应器内的压力升高, 点火延迟时间则是基于反应器内的压力曲线拐点来确定, 快速压缩机结构见图 3。快速压缩机测量初始压力范围一般为0.5~3.0MPa, 初始温度范围600~1000K, 适合较长点火延迟时间的测量, 可在低温下研究碳氢燃料的NTC效应[37, 39, 40, 42]以及二级点火延迟特性。
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| 图 3 快速压缩机 Fig.3 Schematic of rapid compression machine |
化学流动反应器(Chemical flow reactor)如图 4所示, 将燃料与氧化剂注入管道内, 实现快速预混, 尽量减少物理延迟的影响, 并达到一定初始条件, 在管道流动过程中测量点火延迟时间[44]。混合在管内流动过程中实现, 需要特别的设计以快速掺混。由于不考虑或尽量减少燃料雾化、蒸发、混合等物理过程的影响, 故实验结果是化学自燃点火延迟时间。
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| 图 4 流动反应器 Fig.4 Schematic of flow reactor |
环境温度、压力、混气当量比和混气成分是燃料化学自燃特性的主要影响因素。国内外学者对此展开了大量的研究, 并取得丰富成果, 获得了不同影响因素下多种碳氢燃料的点火延迟时间计算模型, 揭示并验证了很多化学反应机理。
早期研究表明, 燃料的化学点火延迟时间随混气温度的提高而单调减小[26-27]。随着测试方法精度的提升和研究的深入, 越来越多的研究表明燃料的化学点火延迟时间与混气温度呈现出复杂的依赖关系[24, 28, 33, 35, 37, 39, 40, 42]。结果表明:高温(＞1000K)条件下点火延迟时间随温度升高而减小, 而在一定的低温范围内(600~900K), 出现点火延迟时间随温度升高而增大的负温度系数(NTC)效应[33, 35, 37, 39, 40, 42]。对于不同的燃料, 出现NTC现象的温度范围是不同的[24, 33, 35, 37, 42]。而混气压力越高, 燃料的化学点火延迟时间越短[25, 31, 46, 50, 55]。航空燃料的化学点火延迟时间与压力存在指数关系τign∝pn, 一般n介于-0.75~-1.5之间[25, 55, 56]。燃料的化学点火延迟时间随当量比呈现出较复杂的关系, 当压力较低时, 点火延迟时间随当量比提高而增大, 而当压力较高时, 两者的依赖关系则相反[30]。部分研究者还研究了混气成分对燃料化学自燃的影响[49, 57-58], 结果表明, 加入H2O、NO、CO2等成分会对化学反应有促进或抑制作用, 从而改变燃料的点火延迟时间。
针对燃料的自燃点火延迟时间, 现已建立了很多相似的自燃关系式, 其中大部分自燃研究的点火延迟时间都整理为初始温度和反应物浓度的Arrihenius关系式, 体现了温度、压力、当量比或反应物浓度对化学点火延迟时间的影响规律。表 1给出了部分典型的化学点火延迟时间关系式。
目前, 复杂大分子碳氢燃料的详细反应机理构建可采用机理生成程序自动生成[23], 反应机理自动生成过程中的关键一步是确定高温与低温反应的路径。碳氢燃料燃烧机理中, 烷基自由基与氧生成烷基过氧自由基(R+O2=ROO)是区别高温和低温机理的最关键的反应, 由于是强放热反应, 其平衡常数强烈地依赖于温度, 低温下有利于ROO的生成, 而高温下有利于反应R+O2=R'+HO2, 因而R+O2反应生成ROO及后续反应在高温下不考虑, 而在低温下起关键作用, 上述原因导致了碳氢燃料在高温(T>1000K)和低温(T < 1000K)下的反应机理不同[62]。而碳氢燃料低温燃烧的一个重要特征是自燃点火延迟时间的负温度系数(NTC)效应。
大分子碳氢燃料的燃烧反应机理包含上百个中间体和自由基组分及数以千计的基元反应, 如此庞大的化学反应机理通常无法直接应用于航空发动机燃烧室中的复杂湍流燃烧数值模拟。因此, 必须对燃料的详细反应机理进行简化[62]。目前国际上通用的办法是依据碳氢燃料的自燃点火延迟时间、火焰传播速度、燃烧产物进程等数据对反应机理进行简化。例如, 国内利用点火延迟时间实验数据发展并验证了正壬烷[24]、正癸烷[63]、正十二烷[23]、正十四烷[64]等碳氢燃料的详细反应机理和简化机理。
3 液雾自燃如前所述, 液雾自燃是多个物理化学过程的耦合作用结果, 需要研究的影响因素和途径众多, 需要控制的初始条件和边界条件复杂, 这意味着用于研究液雾自燃的实验装置完全不同于化学自燃的实验装置。
3.1 液雾自燃实验装置常见用于研究液雾自燃问题的实验装置包括液雾定容弹和液雾流动反应器等。液雾定容弹主要用于研究内燃机中的燃料自燃问题, 其特点为自燃的物理化学过程发生在一个近似定容、静止的环境中, 环境流动性不强, 主要依靠燃料自身喷射的雾化、蒸发、混合过程。这种研究方法便于控制、实现和推广, 具有相应的测试标准和设备[65-66]。
而液雾流动反应器不但能够较好地模拟液体燃料喷射、流动、燃烧等情况, 还能较真实地反映气流连续流动对燃油雾化、蒸发和混合过程的影响, 所测得的实验数据更适合作为燃气轮机燃烧室的设计依据。但这对实验台能力要求较高, 需要连续的高温高压气流[60], 试验过程复杂, 测试难度较大。
此外, 还需要考虑液雾流动反应器中燃油喷射是否连续的问题。液雾流动反应器的空气流动是连续的, 同时燃油也是连续喷射, 可以根据喷油位置和发生火焰位置之间的距离换算点火延迟时间, 这种液雾自燃现象与发动机中的现象最为接近。还可采用燃油瞬时喷射的方式, 通过测量喷油和出现火焰之间的时间差, 作为点火延迟时间[66]。
液雾流动反应器和液雾定容弹的共同点是自燃过程都存在燃料的雾化、蒸发、混合及化学反应等物理化学过程, 测量的燃料点火延迟时间都是上述过程的综合作用结果[67], 不同于单纯的化学自燃点火延迟, 其测试难度和数据不确定性也相对更大。
3.2 自燃过程测试方法根据测量对象是发生自燃的时间参数还是空间参数, 自燃点火延迟时间测试方法可分为2种:一种为时间法, 直接测量喷射和自燃信号之间的时间; 另一种是距离法, 测量喷射和自燃信号之间的位置, 根据流速计算延迟时间[68]。而根据自燃发生后相关信号参数检测方法的不同, 测试方法可以分为两大类:一是传统的压力跃升法, 适合于激波管、快速压缩器、定容弹等增压燃烧方式; 二是测量燃料喷射的信号及燃料化学反应后的OH和CH等基团的荧光信号或化学发光信号[44], 通过两者之间的时间差确定点火延迟时间τ=tignition-tinjection[51, 55]。
图 5给出了3种自燃点火延迟时间的判断方法示意图, 其中(a)为压力跃升法, (b)为燃料喷射和化学反应发光测试法, (c)为距离法。
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| 图 5 液雾自燃测试方法 Fig.5 Test method of spray autoigniton |
液雾定容弹主要用于研究内燃机内部各物理化学因素对液雾自燃的影响规律和机理。Wang[69]等采用液雾定容弹研究了液态燃料喷射到静止空气中的液雾自燃特性, 发现静止空间中液滴蒸发吸热作用对液雾自燃的影响不能忽视。初始湍流度、总当量比和初始液滴尺寸对自燃有着显著的影响, 这些初始条件通过影响液态燃油初始阶段的蒸发混合进而影响自燃, 湍流可以促进油气混合而缩短点火延迟时间, 高当量比可引起大量自燃火核的出现, 液雾的非均质多分散性对自燃具有很大的影响[70]。在液体射流下游, 液雾与周围气流的速度差也会产生局部的湍流旋涡, 从而强化油气混合, 影响液雾自燃[67]。
4.2 碳氢燃料DCN值内燃机中常采用的衍生十六烷值(DCN)就是定容条件下的液雾自燃测试结果。衍生十六烷值(DCN)是根据十六烷值(CN)发展而来的一种描述碳氢燃料自燃点火特性的标准综合参数[67], 有专门的测试标准和设备[65-66](液雾定容弹结构图如图 6所示)。DCN值越大, 代表燃料的点火延迟时间越短, 越容易发生自燃, 这个点火延迟包括了物理和化学的共同作用。
测试DCN值的方法与设备主要有2种:一是点火品质测试仪(IQT)[65], 相应的DCN计算公式为DCN=4.46+186.6/ADT, 可精确测量的点火延迟时间范围为3.1~6.5ms, 对应的DCN值范围64~33, IQT测试结果如图 7所示; 二是燃料点火测试仪(FIT)[66], 其计算公式为DCN=150.4/ADT+5.3, 可精确测量的点火延迟时间范围为2.87~4.89ms, 对应的DCN值范围59.6~35.0。
煤油的DCN值一般在30~60范围内[71]。表 2给出了一些航空燃料及其替代燃料的DCN值。
| Fuel | DCN(IQT) | DCN(FIT) |
| Jet A(POST 4658) | 47.1[71] | 49.35[72] |
| JP-8(POST 6169) | 47.3[73] | |
| S-8(POSF 4734) | 58.7[74] | 66.50[72] |
| Shell GTL(POSF 5172) | 59.1[72] | 64.69[72] |
| Shell SPK(POSF 5729) | 58.4[73] | |
| Sasol IPK(POSF 5642) | 31.3[58] | 33.46[72] |
| Sasol IPK(POSF 7629) | 31.1[75] | |
| R-8(POST 5469) | 66.27[72] | |
| CHRJ(POSF 6152) | 53.9[75] | 60.70[72] |
| CHRJ(POSF 7720) | 58.9[73] | |
| THRJ(POSF 6308) | 58.1[73] | 65.85[72] |
| 50:50 JP-8(POST 6169)/CHRJ(POSF 6152) | 49.22[75] | |
| 50:50 JP-8(POST 6169)/THRJ(POSF 6308) | 49.82[75] | |
| 注：[]中的数值为文后参考文献序号。 | ||
事实上, 受物理和化学的共同作用, 燃料的挥发性、吸热反应及活化能都会影响到燃料的DCN值。一般具有高挥发性、吸热少、化学反应强等特性的燃料拥有高的DCN值, 或者说短的点火延迟时间。比如对航空替代燃料Sasol IPK而言, 除了燃料组分的化学反应度低的原因外, 尽管其挥发性非常好, 但受其显著的蒸发吸热和吸热反应影响, 点火前定容腔温度将明显下降, 导致其DCN值偏小, 点火延迟时间变长[67]。
5 流动反应器的液雾自燃 5.1 液雾自燃点火延迟时间20世纪70年代NASA Lewis研究中心的Marek等[76]采用液雾流动反应器(见图 8)对Jet A进行了自燃实验研究, 获得了压力0.54~2.50MPa、温度550~700K、当量比0.3~0.7条件下的自燃边界, 液雾自燃点火延迟时间(ADT)在110~150ms范围内, 并且在研究中考虑了自燃前的缓慢裂解和氧化反应的影响。20世纪80年代后, 高速摄像技术得到广泛应用, Marek等[77]将其应用于自燃实验研究, 拍摄记录了流速20~115m/s、压力2.5MPa、温度600~700K和当量比0.4~0.9范围内的自燃火焰图像, 并研究了壁面边界层对预混Jet A自燃特性的影响。
由于液雾自燃过程复杂, 多种影响因素相互交织, 研究难度大, 早期研究虽然得到一些比较明确的结论(比如自然延迟时间受压力和温度影响), 但受测试手段和理论模型的限制, 有些结论互相排斥, 如Stringer等[78]认为油气比、速度和湍流度对液雾点火延迟影响不大, 但另一些研究者则认为油气比对自燃点火影响很大, 而且喷嘴结构也会产生影响[76]。事实上, 液雾自燃延迟时间包括了液雾形成时间、蒸发混合时间和化学反应时间, 而且它们不是简单的串联关系, 而是同时发生的, 而气动参数、流动状态、燃料性质等因素对以上各阶段的影响具有非单调和非线性的特征, 因此不同研究者和研究设备的研究结论之间会存在较大的差异[79]。
近年来, 随着光学测试手段在燃烧学研究中的广泛应用, 部分研究者对液雾自燃的细节进行了研究。Hinkeldey等[80-81]采用激光诱导荧光(LIF)、米氏散射(Mie)、化学发光等光学诊断技术, 在连续燃油喷射的液雾流动反应器中对Jet A-1和正庚烷等碳氢燃料的液雾自燃开展研究, 实验发现局部液雾非均相特征(液滴尺寸、蒸发、两相传输等)对液雾自燃有较大影响, 同时, 由于油气混合不完全, 液雾自燃总是发生在流动中反应最强的地方, 从而消除了纯化学点火延迟中的NTC效应。Sims等[82]采用脉冲瞬时燃油喷射的液雾流动反应器研究液雾自燃问题, 结果发现, 对于液雾燃烧, 总当量比对自燃基本上没有影响。值得注意的是, 上述研究中, 燃料都采用了与空气流动同轴喷射的方式。Gordon等[83]实验研究了流动对乙醇、丙酮、庚烷、柴油和生物柴油等液体燃料液雾自燃特性的影响, 并采用湍流发生器研究湍流对液雾自燃的影响, 实验结果发现, 燃料挥发性对自燃有很大影响, 随着燃料挥发性的降低, 火焰呈现大量的单液滴离散燃烧现象。图 9为实验所使用的流动反应器。
目前, 国外对于液雾自燃点火延迟时间的研究绝大部分均借鉴了化学自燃的方法, 即将自燃点火延迟时间总结为温度、压力、反应物浓度及活化能的关系式, 如表 3所示。但在这些关系式中无法直观反映雾化、蒸发及混合过程对自燃点火延迟时间的影响, 且缺乏对液雾自燃各物理化学过程特征时间与液雾自燃时间耦合关系的深入研究。
Beerer等[51]通过高频测量流动反应器中的燃油喷射和发生自燃的时间差来确定点火延迟时间, 多次重复性实验所测得的数据存在15%的波动。Hinkeldey等[80]在连续流动反应器中对预先雾化的Jet A-1和正庚烷等碳氢燃料的同轴射流液雾自燃开展研究, 发现自燃发生的位置存在随机性, 自燃点火延迟时间具有较大的不确定性, 但由于实验次数较少, 只是观察到了该类现象, 没有统计规律。Gordon等[83]在实验中发现液雾是以分散的液滴形式喷入到湍流中, 液雾自燃的第一个自燃火核出现的位置在空间上存在随机性, 但没有给出随机分布的规律。Mastorakos[84]指出, 采用先进测试手段获得自燃点火延迟时间的统计规律是自燃研究的一个重要方向, 但目前没有相关研究人员通过大量的重复性实验来研究该随机性问题, 也没有从理论分析的角度探讨该随机性的产生机制和影响因素。Georgia大学的研究者发现, 流动反应器(如图 10所示)进口温度会影响液雾自燃火核的演化和位置, 温度越低, 自燃火核发生的随机性越强[85]。
5.3 国内液雾自燃研究进展
国内也对航空煤油及其主要碳氢组分开展了液雾自燃点火延迟时间及其随机性的研究, 目的是提出航空发动机燃烧室防自燃设计准则。
沈阳发动机设计研究所通过模拟实验开展燃油液雾在加力燃烧室进口高温高速气流中自燃规律的研究[86], 通过测量喷油位置到火焰位置的着火延迟距离和流速来计算点火延迟时间, 给出了油雾自燃点火延迟时间与燃气流动速度、燃气温度、喷油压力等的关系, 实验所用的流动反应器见图 11。
北京航空航天大学则采用了瞬时燃油喷射的流动反应器对航空煤油及其主要组分横向喷射到高温高压流动环境中的液雾自燃开展了研究[87], 实验系统如图 12所示, 包括高温高压纯净供气系统、流动反应器、燃油喷射系统、测试系统以及排气系统, 高温高压纯净空气系统可提供最高压力4MPa、最高温度1200K的纯净空气来流。
北京航空航天大学流动反应器结构图如图 13所示, 内流道总长度约500mm, 燃料在流道内的驻留时间约为10ms。流动反应器实验段的上壁、侧壁和后壁面均开有观察窗, 便于光学测量。实验中采用了一套高频燃油喷射系统, 实现燃油毫秒级的高响应喷射控制, 单脉冲喷油时长20ms, 脉冲间隔200ms, 喷射孔径为0.5mm。采用光电传感器(响应时间 < 0.1ms)记录燃油喷射的时刻, 采用光电倍增管(响应时间 < 0.05ms)记录自燃火核出现的时刻, 液雾自燃点火延迟时间(ADT)定义为两者的时间差, 如图 14所示。同时, 借用高速摄像(频率10kHz)记录自燃火核的生成及发展过程。
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| 图 13 北航流动反应器结构图 Fig.13 Structure of BUAA flow reactor |
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| 图 14 液雾自燃特性测试原理及点火延迟时间定义 Fig.14 Test principle and the definition of ADT |
采用上述实验系统和实验方法, 北京航空航天大学在来流压力1.7MPa、温度785K、燃油喷嘴出口韦伯数250、燃油/空气动量比55的工况下, 对正癸烷(n-decane)开展了300次连续的液雾自燃测试, 研究自燃点火延迟时间分布特性和自燃火核演化规律。图 15给出了300次正癸烷液雾自燃点火延迟时间的频数分布图(其中, n为某个时间出现的次数, N为总实验次数, 两者的比值为某个时间出现的频数), 其自燃点火延迟时间存在一定的概率分布特性, 分布范围为2.8~4.4ms, 出现频数最多的点火延迟时间在3.3ms附近。
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| 图 15 ADT频数分布曲线图 Fig.15 Probability of distribution of ADT |
采用概率密度函数f(x)=d[n/N]/dt的概念, 对点火延迟时间的概率密度分布进行分析。正癸烷液雾自燃点火延迟时间的概率密度函数符合二阶高斯函数分布形式, 如式(1)所示, 置信区间为92.3%。
(1)
在正癸烷液雾自燃实验中, 采用高速摄像记录液雾自燃过程中火核的形成及发展过程, 重点关注自燃的初始阶段, 选取自燃孤立火核进行研究。图 16展示了2个连续的孤立火核在受限空间内的发展过程, 黑色箭头为来流方向, 虚线圆圈处的火核为所研究的自燃火核, 黑色圆圈代表先发生的1号火核, 红色圆圈代表后发生的2号火核。可以看出:1号火核, 随着时间的推进, 顺着来流向下游移动, 同时由于火焰面的扭曲拉伸, 使得火核的外表面呈现不规则的曲线, 0.4ms后火核的面积逐渐变小, 0.7ms时该火核已经消失; 2号火核, 随着时间的推进, 火核面积有所增加, 当火核面积增加到一定程度时, 该火核就会分裂出多个火核, 这是由于火焰传播与流动相互耦合作用使得火焰面破裂, 进而使得火核分裂。
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| 图 16 火核移动过程 Fig.16 Transition process of autoignition kernels |
目前对液雾自燃随机性的研究仍处于初步研究阶段, 仅从实验中确定了随机性的存在并获得初步的统计特性规律。自燃随机性与燃料非定常喷射、雾化及混合之间的内在关联还有待研究, 并且在实验中需要完善对来流湍流状态参数的测量, 比如速度分布、温度分布、湍流脉动等。
5.4 液雾自燃研究发展趋势根据公开文献, 表 4总结了国内外流动反应器液雾自燃实验研究的情况。由表 4可见, 目前针对液雾自燃的研究相对较少, 虽然燃料涵盖了航空煤油、柴油、生物柴油及单组分等多种碳氢燃料, 但研究的压力、温度范围与目前的民用航空发动机工作参数存在较大差异, 除了早期少数研究针对高压流动情况外(但测试精度较低), 大部分研究中的环境压力偏低。从民用航空发动机的增压比发展趋势来看, 燃烧室的入口压力和温度会更高, 而压力和温度是液雾自燃的主要影响因素, 所以后续液雾自燃研究应针对更高的压力和温度开展。
| Test rig name | Year | Fuel | Pressure/MPa | Temperature/K | Equivalence ratio | Velocity/(m·s-1) | Measurement method |
| NASA Lewis flow reactor[76] | 1977 | Jet A | 0.54~2.50 | 550~700 | 0.3~0.7 | / | / |
| NASA Lewis flow reactor[77] | 1983 | Jet A | 2.5 | 600~700 | 0.4~0.9 | 20~115 | High speed imaging |
| Lucas gas turbine flow reactor[78] | 1969 | Diesel, kerosene, gasoline | 3.0~6.0 | 770~980 | / | 21 | / |
| Karlsruhe flow reactor[80] | 2008 | Jet A, diesel, n-heptane | 1.0 | 1123 | 0.55~0.65 | 35~120 | PLIF |
| Karlsruhe flow reactor[81] | 2007 | Jet A, kerosene, heptane | 0.8 | 750~1100 | 0.55~0.65 | 35~120 | PLIF |
| Qinetiq gas turbine flow reactor[82] | 2008 | Diesel, biodiesel | 1.10~1.35 | 800~850 | 0.85~1.25 | 26~32 | Fiber-optic sensors |
| Cambridge flow reactor[83] | 2012 | Ethanol, n-heptane, biodiesel | 0.1 | 1030~1070 | / | 8.5~12.6 | High speed imaging |
| Shenyang engine design institute flow reactor[84] | 2007 | kerosene | / | 1200~1250 | / | / | Photography |
| Georgia flow reactor[86] | 2015 | Jet A | 0.1 | 1000~1400 | / | 25~30 | High speed imaging |
| BUAA flow reactor[87] | 2016 | RP-3, n-decane | 1.7~2.3 | 785~920 | 0.2~0.4 | 50 | Laser,PMT, High speed imaging |
同时, 有待深入开展液雾自燃点火延迟时间的随机性理论研究。建立涵盖燃料喷射、雾化、蒸发、混合、化学反应等过程时间序列的液雾自燃延迟时间理论模型, 考虑空气压力和温度、燃油压力和温度、化学当量比等影响因素, 结合不确定性量化分析方法, 探索液雾自燃随机性产生的内在机制及其影响因素。建立液雾自燃点火延迟时间的随机性统计模型并进行的实验验证, 发展具有普适性的液雾自燃随机性定量描述方法, 且具备不同工况下的外推能力, 从而支持宽工况极端条件下的航空发动机燃烧室设计与研发。
还需要研究来流条件中的非定常因素及系统测量误差对液雾自燃随机性的影响, 提升测试系统精度和光学诊断能力, 对喷雾、流动和自燃同步测量, 探索三者的内在联系。
6 结论本文介绍了航空发动机中预混预蒸发过程的液雾自燃问题, 并对液雾自燃相关过程及研究方法进行了总结, 分析了实验研究现状, 探讨了目前存在的问题及后续的发展趋势。
不同于均匀可燃混气的化学自燃问题, 航空发动机中的液雾自燃存在液态燃料喷射、雾化、蒸发、混合及化学反应等多个物理化学过程。液雾自燃可采用液雾流动反应器和液雾定容弹开展实验研究, 其中流动反应器可模拟燃气轮机的自燃发生过程, 而液雾定容弹则更适用于内燃机研究。液雾自燃研究的发展趋势是在航空发动机燃烧室的极端高温高压条件下结合先进的光学诊断技术, 确定液雾自燃的点火延迟时间和自燃发生过程。
现阶段, 液雾自燃特性的研究主要是寻找压力、温度、当量比等宏观参数与自燃点火延迟时间的关系, 建立液雾自燃点火延迟时间经验关系式, 而对液雾自燃过程和点火延迟随机性的研究相对较少。为了研究液雾自燃随机性问题, 需要采用高频脉冲瞬时燃油喷射方式获取大量的液雾自燃数据, 重点关注自燃点火延迟时间的概率分布与自燃火核的演变过程。
后续需要结合液雾自燃的基础理论研究, 对其中包含的多个物理和化学过程进行分析、建模, 在实验方面实现液雾喷射、混合与自燃过程的多场协同测试, 借助高保真数值模拟, 深入分析液雾自燃发生的随机性和影响点火延迟时间的因素及途径。
致谢: 感谢国家自然科学基金重大研究计划"面向发动机的湍流燃烧基础研究"项目(91641109)资助。| [1] |
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