介質(zhì)阻擋等離子體對航空發(fā)動機燃燒室特性的影響

陳一, 費力, 何立明, 張磊, 朱春昶, 鄧俊

(空軍工程大學(xué) 航空工程學(xué)院, 陜西 西安 710038)

為了滿足未來先進(jìn)航空發(fā)動機的使用要求,在高溫升燃燒室的設(shè)計方面面臨2個較為突出的問題[1]，一個是在越來越寬的燃料/空氣比條件下確保發(fā)動機能夠高效、穩(wěn)定地工作，另一個是盡可能提高出口溫度場的均勻性，這些都需要去發(fā)展更為先進(jìn)的強化燃燒和主動調(diào)控燃燒的方法。

等離子體助燃(PAC)作為一種新型的強化燃燒技術(shù)，為燃燒領(lǐng)域的研究帶來了前所未有的機會，因此受到廣泛關(guān)注[2]。放電等離子體中包含大量的自由基、激發(fā)態(tài)的粒子、離子以及電子等活性粒子，可以為燃燒反應(yīng)動力以及燃燒過程提供催化作用，一方面可以降低了燃燒時化學(xué)反應(yīng)所需的活化能，提高了化學(xué)反應(yīng)速率，擴寬了點火邊界，另一方面增大了火焰的傳播速度，保持了火焰的穩(wěn)定性[3]。Klimov等[4]在高速氣流條件下，開展了利用等離子體對碳?xì)淙剂现嫉难芯?，實驗結(jié)果表明，采用等離子體助燃后，丙烷/空氣混合氣體燃燒的化學(xué)反應(yīng)速率增加了5%以上，在亞音速流動(M<0.8,pST～0.1 MPa,TST～2 170 K)的條件下，點火延遲時間減少了10%以上，等離子體助燃使得富油丙烷-空氣混合物的燃料重整值接近100%。Kim等[5]對射流擴散火焰開展了3種不同類型的等離子體助燃方案的穩(wěn)焰實驗，實驗結(jié)果表明，相對于無等離子體放電，非對稱介質(zhì)阻擋放電使火焰穩(wěn)定性提高了50%，納秒脈沖放電使火焰穩(wěn)定極限提高了約10倍。

空軍工程大學(xué)何立明等在國內(nèi)率先開展了等離子體點火與助燃技術(shù)的探索性研究[6]，通過建立H2/Air燃燒的化學(xué)動力學(xué)模型，計算并分析了氣體放電產(chǎn)生的活性粒子(O,H)和活性基(OH)在不同初始溫度下對燃燒過程的影響，結(jié)果表明，等離子體助燃可以提高反應(yīng)速率，縮短點火延遲時間，提高燃燒溫度和火焰?zhèn)鞑ニ俣?。中國科學(xué)院的胡宏斌等[7]開展了介質(zhì)阻擋放電產(chǎn)生的非平衡等離子體助燃低熱值氣體燃料的實驗研究。結(jié)果表明，在等離子體助燃的情況下，火焰?zhèn)鞑ニ俣仍龃?，熄火極限有所拓寬，在低當(dāng)量比下的燃燒效率也有較大提升，燃燒室的燃燒穩(wěn)定性更好。西安交通大學(xué)的穆海寶等[8]開展了對低溫等離子體增強燃料燃燒的特性研究。結(jié)果表明，對燃料混合氣體進(jìn)行等離子體放電處理后，其火焰?zhèn)鞑ニ俣仍诓煌?dāng)量比作用下都有所增強，在當(dāng)量比為0.85～1.15的范圍內(nèi)，燃燒速度增大17%～35%。因此，等離子體助燃技術(shù)在提高燃燒性能、提高燃燒效率、增強稀薄燃燒時的火焰穩(wěn)定性、提高燃燒完備性以及減少排放等方面具有很大的發(fā)展前景。

非平衡等離子體又稱為冷等離子體，其特點為電子溫度比氣體中的其他組分更高，高能電子撞擊解離和激發(fā)產(chǎn)生活性自由基和具有更高的化學(xué)活性激發(fā)態(tài)物質(zhì)[9]。脈沖納秒放電[10]、微波放電[11]和滑動電弧放電[12]都是產(chǎn)生非平衡等離子體的典型方式，已在強化燃燒、環(huán)境保護(hù)、生物醫(yī)學(xué)工程等方面開展研究。介質(zhì)阻擋放電(DBD)作為一種產(chǎn)生非平衡等離子體重要方式，具有可用壓力范圍較大[13]、可靠高、體積較小等優(yōu)點，本文以此來設(shè)計可以應(yīng)用于航空發(fā)動機燃燒室的等離子體助燃激勵器(PACA)。

目前國內(nèi)外的研究主要集中在PACA[14-15]的特性研究和PAC[16-17]的機理研究，缺乏對PAC技術(shù)在航空發(fā)動機燃燒室上的應(yīng)用研究。因此，本文建立了航空發(fā)動機燃燒室等離子體助燃實驗平臺，驗證了等離子體助燃激勵器對于航空發(fā)動機燃燒室性能提高的可行性。PACA安裝在擴壓器前面并與燃燒室相鄰的位置，使用介質(zhì)阻擋放電(DBD)產(chǎn)生等離子體。通過正常燃燒和等離子體助燃的對比實驗和分析，研究了PAC對4種余氣系數(shù)(α,0.8～4)和5種電壓(Up-p,20～40 kV)條件下的平均出口溫度、燃燒效率、出口不均勻系數(shù)的影響。

1 實驗裝置

1.1 航空發(fā)動機燃燒室扇形實驗臺

在航空發(fā)動機燃燒室扇形實驗臺(FTP)上進(jìn)行了實驗。整個實驗裝置的示意圖見圖1，F(xiàn)TP系統(tǒng)主要由空氣供給系統(tǒng)、燃料系統(tǒng)、航空發(fā)動機燃燒室扇形試樣和采集和測量系統(tǒng)組成。入口氣流由2臺空氣壓縮機提供(最大體積流量約42.8 m3/min)。

圖1 航空發(fā)動機燃燒室實驗臺整體結(jié)構(gòu)示意圖

有研究表明，采用扇形實驗段替代全環(huán)實驗段開展燃燒室性能實驗，可以付出很小的實驗代價獲得較為一致的實驗結(jié)果[18]。因此本文也采用了類似的方法，該實驗臺由某型航空發(fā)動機環(huán)形燃燒室的雙頭部扇形段建成，入口內(nèi)外徑分別為270 mm和300 mm，夾角為25.8°?；鹧嫱矁?nèi)環(huán)和外環(huán)壁面上加工有主燃孔和摻混孔。本文采用了該燃燒室原裝的點火裝置和壓力霧化噴嘴。設(shè)計了超大尺寸的側(cè)壁觀察舷窗，可以觀察整個火焰管內(nèi)的燃燒過程和火焰?zhèn)鞑デ闆r。航空發(fā)動機燃燒室等離子體助燃實驗臺如圖2所示。

圖2 航空發(fā)動機燃燒室等離子體助燃實驗臺

1.2 出口溫度場采集系統(tǒng)

本文自主開發(fā)了出口溫度測量系統(tǒng)(OTME)用于自動控制熱電偶在燃燒室出口截面運動并采集溫度，如圖3所示。采用9個鎧裝型熱電偶采集溫度信號(K型、0～1 300℃的測量范圍、±2.5℃的可靠度、1.2 s的熱響應(yīng)時間、3 mm的鎧裝直徑)。通過多功能數(shù)據(jù)采集儀(Ni-PXIE-1052和TB-4353)處理溫度信號。出口溫度測量位置如圖4中圓點所示。T1～T9和R1～R6分別代表9個周向位置和6個徑向位置，以保證在每次測量中有54個出口溫度的采樣點。

圖3 出口溫度采集系統(tǒng)

圖4 出口溫度測量位置示意

1.3 等離子體助燃激勵器

介質(zhì)阻擋放電過程中會產(chǎn)生大量活性粒子，包括O,O3,O2(v),O(1D),O2(a1Δg)等[19]，它們具有不同的停留時間尺度。其中O2(a1Δg)和O3的壽命最長。O2(a1Δg)是亞穩(wěn)態(tài)的，在101.3 kPa和300 K的壽命約為20 ms，而O3超過100 ms。本文利用DBD等離子體的這種特性設(shè)計了可以應(yīng)用于航空發(fā)動機燃燒室的助燃激勵器，幾何形狀如圖5所示。

圖5 PACA幾何結(jié)構(gòu)示意圖

放電由正弦等離子體電源(CTP-2000S)驅(qū)動，頻率為5～25 kHz，調(diào)制頻率為100 Hz至1 000 Hz，最大峰峰值電壓為60 kV，最大輸出功率500 W。本文實驗了5個不同的放電電壓Up-p(20～40 kV)。

等離子體助燃激勵器安裝在燃燒室擴壓器之前。平板電極與燃燒室入口的導(dǎo)流葉片相結(jié)合，每2個相鄰電極形成一對等離子體助燃激勵器[20]。2個電極之間的放電間距約10 mm，產(chǎn)生的等離子體，在上游氣流的吹動下進(jìn)入燃燒室，并參與燃燒反應(yīng)。等離子體助燃激勵器實驗結(jié)果如圖6所示，在10 mm間距條件下，隨著環(huán)境壓力的提高，激勵器的擊穿電隨之快速提高。根據(jù)放電區(qū)域和燃燒區(qū)之間的距離和流速，等離子體流經(jīng)時間約為10 ms，可以保證較長壽命的活性粒子順利到達(dá)燃燒區(qū)。由Cannon350相機拍攝的DBD放電過程如圖7所示。

圖6 DBD等離子體助燃激勵器實驗結(jié)果

圖7 PACA的放電效果(Up-p=40 kV)

1.4 實驗條件

本文采用?；瘜嶒灥姆椒?，即在較低的壓力和較低的流量條件下進(jìn)行燃燒實驗，這種方法可以使用較小的氣源條件去模擬真實的燃燒情況，在航空發(fā)動機燃燒室實驗與測量領(lǐng)域是被廣泛認(rèn)可的[21-22]，本文采用Kaba模擬準(zhǔn)則，K由下式表示：

(1)

(2)

式中：mf是燃料的質(zhì)量流量；L0為航空煤油燃燒的理論需氣量；L0=14.7 kg/kg。實驗中對4種余氣系數(shù)(α=0.8～4)進(jìn)行測試。圖8為等離子體助燃實驗照片。

表1 真實和?；瘲l件下的燃燒工況(全環(huán)燃燒室)

2 等離子體助燃方案

上文中已經(jīng)提及,介質(zhì)阻擋放電可以產(chǎn)生包括O3在內(nèi)的大量的活性粒子,這一現(xiàn)象也已經(jīng)在其他同行的研究中得到了證實[23-24]。有研究表明[25-26],O3等活性粒子在加速化學(xué)反應(yīng)和提高火焰?zhèn)鞑ニ俣确矫嫫鹬匾淖饔?。在介質(zhì)阻擋放電過程中,氧原子與O2迅速結(jié)合產(chǎn)生了O3,O3比其他激發(fā)態(tài)粒子有著更好的穩(wěn)定性,其在壓力為101.3 kPa溫度為300 K的環(huán)境下有著幾十到幾百毫秒的壽命[19]。

為保證O3到達(dá)燃燒區(qū)域,助燃激勵器安裝在燃燒室前面約80 mm位置,等離子體的發(fā)生位置距火焰筒入口約200 mm,使活性粒子的流經(jīng)時間小于約為20 ms,等離子體助燃激勵器的安裝效果如圖9所示。圖10為PAC下活性粒子的運動軌跡假想圖。大部分活性粒子從燃燒室頭部的旋流器進(jìn)入主燃區(qū),參與燃燒反應(yīng);其余的從主燃孔進(jìn)入火焰筒,在回流的作用下進(jìn)入主燃區(qū)、補燃區(qū)以及摻混區(qū)。

圖9 等離子體助燃激勵器的安裝示意圖

圖10 PAC下活性粒子的運動軌跡假想圖

3 實驗結(jié)果與分析

3.1 燃燒室出口平均溫度及其增量

燃燒室出口溫度由OTME采集并由(3)式[27]進(jìn)行校正:

(3)

式中：Ttc和Tw分別代表燃燒室出口溫度和熱電偶附近壁溫；發(fā)射率ε為0.22;σ為5.67×108J/(K4·m2·s)；水粒直徑d為3 mm；k為燃?xì)獾臒釋?dǎo)率。

圖11為出口溫度場的分布。在正常條件下,余氣系數(shù)α為0.8～4,電壓Up-p為0 kV,而在等離子體助燃條件下,Up-p為40 kV。對比實驗結(jié)果表明,在PAC條件下,燃燒室出口位置截面的高溫區(qū)域面積與正常工況相比有較大的擴展,同時溫度場的均勻性有明顯提高。

圖11 正常燃燒和PAC條件下出口溫度場分布

燃燒室出口截面的平均溫度如圖12所示。首先,在全部余氣系數(shù)條件下,平均出口溫度均有不同程度的升高,這表明不是偶然的結(jié)果。由圖11可以看出,燃燒室出口的高溫區(qū)域得到極大的擴展,這是由于等離子體參與燃燒反應(yīng),燃料中的化學(xué)能充分釋放使得高溫區(qū)面積增大,進(jìn)而平均溫度得到提高。其次,實驗發(fā)現(xiàn)在富油條件下(α=0.8)平均溫度增量是最大的。這是由于富油條件下,一部分燃料不能完全燃燒,活性粒子(O3等)在PAC條件下產(chǎn)生并加速了燃燒反應(yīng)的進(jìn)行,使得這部分燃料得以參與燃燒過程釋放出更多的熱量,而不是蒸發(fā)和吸熱。圖12a)中,富油條件下(α=0.8)平均溫度的增量為59.19 K,α為1時為25.32 K,而貧油條件下(α為2或4)平均溫度的增量只有幾度,沒有明顯的增加。

另一方面,如圖12b)所示,在相同的燃燒條件下,PAC電壓越高,燃燒室出口溫度的上升就越明顯。其原因可能是隨著放電電壓的增加,等離子體中活性粒子的數(shù)量逐漸增多,同時功率的增大使得向燃燒反應(yīng)中注入了更多的能量。

圖12 出口平均溫度和出口增量

3.2 燃燒效率

本文中,燃燒效率定義如下:

(4)

式中：Tin和Tout為入口和出口的氣體溫度；Tf為燃料溫度；Cpags,Cpa和Cpf分別為出口燃體、入口空氣和燃料的比熱；ma和mf是入口空氣和燃料的質(zhì)量流量；Hμ是燃料的低位熱值。

由(4)式獲得不同工況下的燃燒效率及其增量,如圖13所示。需要說明的是,由于本文是模化實驗,空氣流量遠(yuǎn)小于實際情況,為了保證實驗與真實情況具有相同的α,供給燃料壓力和燃料流量都比較小。因此,燃料的霧化質(zhì)量較差,燃燒不夠完全。結(jié)果表明,實驗中燃燒效率低于典型的航空發(fā)動機的水平。在富燃料的情況下,燃燒效率僅為28%左右。

實施等離子體助燃后,燃燒室的燃燒效率高于正常條件。尤其是富油條件下(α=0.8),效率增量達(dá)到當(dāng)2.31%。α為1和2時,增量分別為1.21%和0.94%。通過(3)式可以得出,在相同的進(jìn)口條件下,Tout越高,理論的燃燒效率就越高。圖11中的高溫區(qū)域的擴大和圖12中平均溫度的大幅增加進(jìn)一步印證了這一結(jié)論,即燃燒室在PAC條件下可以獲得比正常條件更高的燃燒效率。然而,在貧油條件下(α=4),這一增量僅有0.39%。這一現(xiàn)象的原因可能是,在貧油條件下,有限的燃料在足量的氧化劑的作用下幾乎完全燃燒,燃料的化學(xué)能已經(jīng)被充分的釋放出來,使得貧油條件下助燃的效果不太明顯。通過圖12b)可以得到類似的結(jié)論,而且PAC電壓越高,燃燒效率的增加越明顯。

圖13 燃燒效率及其增量

3.3 燃燒室出口均勻系數(shù)

航空發(fā)動機燃燒室作為一種高溫上升燃燒室,為了保證渦輪能在高溫、惡劣環(huán)境下正常工作,必須降低出口溫度場的不均勻性。本論文在相同進(jìn)口空氣流量下,對正常條件和PAC條件下扇形實驗件的出口溫度場分布。其中Fotd為出口溫度分布系數(shù)(OTDF),Frtd為出口溫度徑向分布系數(shù)(RTDF)可以定義如下:

(5)

(6)

式中：T4max,T4ave,T3ave分別為出口熱點的最高溫度、平均溫度和入口平均溫度；T4rmax是出口熱點徑向最高溫度。

圖14a)為正常燃燒和PAC條件下的OTDF和RTDF。在正常條件下,當(dāng)α為0.8,Up-p為0 kV時,其OTDF和RTDF分別達(dá)到0.294 3和0.163 6,而當(dāng)Up-p為40 kV時,OTDF和RTDF分別降低到0.278 8和0.157 6。實驗發(fā)現(xiàn),實施等離子體助燃后,燃料在上游主燃區(qū)盡可能地完全燃燒,在下游摻混區(qū)靠近燃燒室出口的位置,二次補入空氣將高溫燃?xì)鈸交炀鶆?。所以在PAC工況下的出口溫度場不均勻系數(shù)較小,出口溫度場比正常情況下更為均勻,適合于該燃燒室。圖14b)為出口溫度分布系數(shù)的減小量百分比,結(jié)果表明,在不同的余氣系數(shù)條件下,Up-p越高則PAC改善燃燒室出口不均勻性的效果越明顯,而且在富油(α=0.8)條件下效果最好,出口溫度分布系數(shù)的減小量超過5%。

圖14 出口溫度分布系數(shù)和徑向分布系數(shù)及其減小量

4 結(jié) 論

本文建立了航空發(fā)動機燃燒室等離子體助燃實驗平臺，驗證了等離子體助燃激勵器對于航空發(fā)動機燃燒室性能提高的可行性，初步探索了介質(zhì)阻擋放電等離子體助燃的方式。等離子體助燃激勵器安裝在擴壓器前面并與燃燒室相鄰的位置，使用介質(zhì)阻擋放電產(chǎn)生等離子體。通過航空發(fā)動機燃燒室等離子體助燃在模擬航空發(fā)動機燃燒室最大狀態(tài)條件下的性能實驗，對比研究在正常條件下和助燃條件下，PAC對4種余氣系數(shù)和5種電壓條件下的出口平均溫度、燃燒效率、出口不均勻系數(shù)的影響。

實驗結(jié)果表明，PAC比正常工況下燃燒效率得到明顯提高，在α為0.8～4，Up-p為40 kV的條件下，PAC的燃燒效率分別提高了2.31%、1.21%、0.94%和0.39%，而且在富油條件下最為顯著。PAC后出口溫度場均勻性也得到改善，但在富油條件下效果最好，出口溫度分布系數(shù)的減小量超過5%。這些結(jié)果對未來的航空發(fā)動機燃燒室采用等離子體助燃用于提高燃燒室的性能有一定的參考價值。