靳 勇，林宇震，張 弛，龔全鑫

(北京航空航天大學能源與動力工程學院航空發(fā)動機氣動熱力國家級重點實驗室，北京100191)

高溫高壓下航空煤油橫向噴射自燃延遲時間特性研究

靳 勇，林宇震，張 弛，龔全鑫

(北京航空航天大學能源與動力工程學院航空發(fā)動機氣動熱力國家級重點實驗室，北京100191)

基于一套二元流動反應器，采用先進毫秒級光電測量系統(tǒng)，對高溫高壓下航空煤油橫向噴射自燃延遲時間(ADT)進行了研究。實驗工況為：空氣總壓pt=0.5～1.5 MPa、空氣總溫Tt=830～1 000 K、空氣速度va=40～50 m/s、燃油動量比q=15～80、韋伯數(shù)We=90～250?；趯嶒灲Y果，得到ADT的經驗關系式。最后分析了燃油破碎霧化時間、蒸發(fā)時間及化學反應時間與航空煤油ADT的耦合關系。該研究結果可為航空發(fā)動機燃燒室預混段幾何尺寸設計提供重要的工程依據(jù)。

航空煤油；液霧自燃；二元流動反應器；橫向噴射；自燃延遲時間；貧油預混預蒸發(fā)燃燒室；航空發(fā)動機

1 引言

在降低發(fā)動機污染排放方面最具潛力的燃燒方式為貧油預混預蒸發(fā)(LPP)燃燒，與傳統(tǒng)燃燒室相比LPP燃燒室在性能和結構方面也能達到更好的平衡。然而隨著燃燒室進口壓力、溫度等的不斷提高，LPP燃燒室貧油預混預蒸發(fā)段發(fā)生自燃的概率也隨之大增，易對燃燒室頭部結構造成嚴重損毀[1]，所以在工程設計與研制過程中必須嚴格預防。自燃的基礎研究主要借助激波管[2]、快速壓縮機[3]和流動反應器[4]進行。激波管和快速壓縮機主要針對燃料的化學延遲時間，無法研究液態(tài)燃料的噴射、破碎、霧化等物理過程對自燃延遲時間的影響。流動反應器可以較好地模擬液態(tài)燃料從噴射到自燃的整個過程，是研究液霧自燃的理想裝置。

借助流動反應器，國內外研究人員在過去幾十年對液霧自燃延遲時間展開了大量研究。1969年Stringer等[4]采用流動反應器，測試了高溫高壓連續(xù)流動條件下多種碳氫燃料的自燃延遲時間。實驗采用燃油瞬時橫向噴射方式，測量了柴油、汽油等21種碳氫燃料，并擬合了各種碳氫燃料的自燃延遲時間與進口空氣壓力、溫度的經驗關系式。但因實驗壓力(3～6 MPa)高于典型LPP燃燒室工作壓力(2～4 MPa)，無法剝離燃油噴射、破碎、霧化、蒸發(fā)等因素的影響，所建立的關系式比較簡單。Spadaccini等[5-7]總結了上世紀七十年代前對各種碳氫燃料自燃延遲時間研究的成果，并采用穩(wěn)定流動反應器和軸向連續(xù)噴油方式，對Jet A、JP-4、柴油等燃料的自燃延遲時間進行了測量。實驗分析了空氣壓力、空氣溫度、燃油溫度和濃度、初始液霧條件(液滴尺寸分布)、當量比對自燃延遲時間的影響。Tacina[8]采用連續(xù)流動預混預蒸發(fā)管測試了不同噴嘴柴油噴射的自燃，利用熱電偶確定自燃位置，結合空氣流速計算出自燃延遲時間。Hinkeldey等[9-10]研究發(fā)現(xiàn)，除宏觀的壓力、溫度、當量比外，局部的液霧非均相特征(如液滴尺寸、蒸發(fā)和兩相傳輸?shù)?都會影響到自燃延遲時間。Gordon等[11]實驗研究了流動對乙醇、丙酮、庚烷、柴油和生物柴油等液體燃料自燃延遲時間特性的影響。結果發(fā)現(xiàn)，燃料揮發(fā)性對自燃延遲時間有很大影響，自燃距離會隨著氣流速度和湍流強度的增加而增加，隨著溫度和液滴尺寸的增加而減小。

上述關于自燃延遲時間的研究多數(shù)是針對單組份預混燃料，而關于航空煤油的研究相對較少。此外，橫向噴射下液霧自燃延遲時間耦合了破碎、霧化、蒸發(fā)和化學反應等復雜的物理化學過程，對其進行研究可為燃燒室設計提供更加可靠的理論依據(jù)。本文針對高溫高壓橫向噴射條件下航空煤油液霧自燃延遲時間進行了研究，建立了液霧自燃延遲時間與燃油破碎霧化時間、蒸發(fā)時間以及化學反應時間關系的理論模型，可為LPP燃燒室規(guī)避因預混段自燃造成的燒蝕以及預混段的結構設計提供重要的工程參數(shù)。

2 實驗及ADT測試系統(tǒng)

采用圖1所示的實驗研究系統(tǒng)，包括高壓供氣系統(tǒng)、流動反應器、煤油噴射系統(tǒng)、測試系統(tǒng)和排氣系統(tǒng)。圖中藍色箭頭代表空氣流動方向。

圖1 實驗系統(tǒng)簡圖Fig.1 Schematic diagram of experimental system

2.1 高壓供氣系統(tǒng)

高壓供氣系統(tǒng)主要由高壓氣源、調節(jié)閥、蓄熱式空氣加熱器組成。高壓氣源為最高壓力9 MPa、容積24 m3的儲氣式氣罐，可提供實驗所需氣源，并保證進口空氣壓力穩(wěn)定輸入測試段。空氣加熱系統(tǒng)為蓄熱器空氣加熱系統(tǒng)，采用蓄熱方式對冷空氣進行加熱，最高加熱溫度1 700 K，最大空氣流量4 kg/s，設計壓力2～4 MPa。實驗時，連續(xù)的純凈高壓空氣與預先加熱的蓄熱器進行換熱；空氣加熱到實驗工況后，高溫高壓空氣經勻流板進入流動反應器中，以確保進口流場均勻。值得一提的是，本實驗采用純凈空氣源，而現(xiàn)有文獻中還未見在高溫高壓工況下使用純凈空氣進行實驗研究的報道。

2.2 流動反應器

除燃油破碎、霧化、蒸發(fā)等因素外，預混段中的熱自燃現(xiàn)象還會受到主燃級預混段的空間尺寸以及流場不均勻性、近壁面附面層等因素的影響。為此，針對貧油預混預蒸發(fā)燃燒室主燃級預混通道內的航空煤油熱自燃問題，采用二元連續(xù)流動反應器形式的液霧自燃試驗臺(圖2)。流動反應器分為前測試段、試驗段、后測試段和尾氣排放段4部分。

圖2 流動反應器實驗簡圖Fig.2 Schematic diagram of flow reactor

測試段用于測量來流空氣總壓、總溫、靜溫以及油路壓差等參數(shù)，由10 Hz低頻采集輸出。采用不確定度均小于0.5%的總壓傳感器和壓差傳感器測量空氣總壓和空氣流量，采用不確定度為±0.5%的K型熱電偶測量來流空氣總溫。試驗段為高溫反應腔和高壓腔嵌套結構。高溫反應腔內通入實驗所需高溫高壓氣體，高壓腔內通入常溫高壓氣體平衡反應腔內壓力，使承壓承溫部件分開，以加強試驗段的強度。腔體上壁、側壁以及后壁面均設有便于光學測量的石英玻璃觀察窗。石英玻璃采用能夠投射紫外線的S2級石英玻璃，波長范圍為220～2 500 nm，透射率達95%以上，可滿足實驗的光學測量要求。試驗段前端外腔側壁觀察窗用于觀察燃油噴射情況，尾部觀察窗用于光電倍增管探測自燃火焰發(fā)光。發(fā)生自燃時，光電倍增管接收光信號增強，輸出一個階躍的電壓信號，進而用于判斷自燃發(fā)生的時間。排氣段安裝孔板，保證來流達到設計壓力和流速。流動反應器的內流道尺寸為25 mm×60 mm，總長466 mm。

2.3 煤油噴射系統(tǒng)

由于自燃延遲時間在毫秒量級，為防止燃油自燃后火焰向上游傳播發(fā)生危險，必須嚴格控制噴油時間，實現(xiàn)燃油的瞬時噴射以及精準控制。為此，煤油噴射系統(tǒng)包括杠桿閥、電磁閥、油罐、直射式噴嘴、噴嘴驅動控制板等組件，燃油通過高壓氮氣壓出油罐。該噴射系統(tǒng)采用電磁閥控制燃油的開關，將電磁閥的針閥與長徑比為7的直射式噴孔連接，通過噴嘴驅動控制板控制電磁閥的針閥，實現(xiàn)電磁閥控制燃油噴嘴快速穩(wěn)定噴油，且油路參數(shù)穩(wěn)定不變。

燃油噴嘴由0.5 mm噴嘴套、噴嘴水冷套、電磁閥等部件組成，見圖3。當電磁閥控制針閥打開和關閉時，燃油回路的參數(shù)可以保持穩(wěn)定?？刂乞寗幽K使用飛思卡爾生產的Kit33816AEEVM驅動板來驅動快速響應噴嘴的電磁閥。燃油噴射的間隔和持續(xù)時間可控制在毫秒級。最短噴射時間可精確到1 ms內，通過時間序列控制實現(xiàn)燃油噴射和斷開的循環(huán)。水冷套用于降低電磁閥工作溫度，以提高噴嘴熱強度。

圖3 直射式噴嘴簡圖Fig.3 Straight jet nozzle scheme

2.4 ADT測試系統(tǒng)

自燃延遲時間測試系統(tǒng)由測試設備和采集系統(tǒng)組成，主要用于獲取自燃延遲時間，測試原理如圖4所示。在噴嘴出口位置的側壁觀察窗布置光電傳感器LV-NH62(由激光發(fā)射器、接收器、反射鏡和傳感放大器組成)，記錄燃油噴出的起始時間點t0。激光在接近噴嘴出口的平面由發(fā)射器發(fā)出，接收器接收光信號并將其轉化為電壓信號。當燃油噴出時會遮擋激光，使激光探測器接收到的激光強度發(fā)生變化，造成電壓信號階躍，以此確定燃油噴射起始時間點。在流動反應器后觀察窗安裝型號為H5784-03并配有CH濾鏡的光電倍增管，檢測CH基發(fā)光的強弱變化并將其轉化為電壓信號。將信號增強的拐點定義為自燃的起始時間點t1。ADT定義為噴油起始時間至發(fā)生自燃起始時間之間的時間間隔，即t1-t0，如圖5所示。高頻采集系統(tǒng)采集上述電壓信號，其保存頻率為10 kHz。

圖4 ADT測試原理Fig.4 ADT test principle

圖5 自燃延遲時間定義[12]Fig.5 Autoignition delay time definition

3 實驗結果及分析

3.1 自燃延遲時間

基于上述實驗系統(tǒng)和方法，測量進口空氣總壓pt=0.5～1.5 MPa、空氣總溫Tt=830～1 000 K、空氣速度va=40～50 m/s、燃油動量比q=15～80、韋伯數(shù)We=90～250工況范圍內的航空煤油自燃延遲時間。每個工況連續(xù)測量4次，取其平均值作為該工況的液霧自燃延遲時間。圖6較直觀地區(qū)分了壓力、溫度和動量比對航空煤油自燃延遲時間的影響。

圖6 自燃延遲時間隨壓力、溫度和動量比變化的三維圖Fig.6 Three dimensional diagram of autoignition delay time changing with pressure,temperature and momentum ratio

將自燃延遲時間擬合成壓力、溫度和動量比的經驗關系式：

式中：E為航空煤油的活化能，R為空氣的理想氣體常數(shù)，T為進口靜溫。將實驗數(shù)據(jù)代入式(1)可得自燃延遲時間的預估公式：

3.2 自燃延遲時間理論模型分析

為分析破碎霧化、蒸發(fā)和化學反應對自燃延遲時間的影響，估算了破碎霧化時間、蒸發(fā)時間和化學反應時間。

(1)破碎霧化時間

破碎霧化時間估算采用射流穿透深度除以燃油噴射速度，即

式中：射流穿透深度Y穿透采用經驗公式(4)[13]計算。

同時，對于穿透深度軸向距離X，取破碎霧化時間與空氣速度的乘積，即：

通過射流穿透深度和燃油噴射速度計算，得到射流破碎霧化時間范圍為1.16～2.00 ms。

(2) 蒸發(fā)時間

式中：λ=D/8，D=35.3 mm為測試段水力直徑。

通過D2定律計算的蒸發(fā)時間范圍為0.04～0.13 ms，遠小于破碎霧化時間。

(3)化學反應時間

化學反應時間采用Chemkin軟件計算。假設點火第一時間發(fā)生在燃油與空氣以恰當化學當量比混合的區(qū)域，計算不同溫度和壓力、當量比為1狀態(tài)下的點火延遲時間作為化學反應時間。文中試驗狀態(tài)點的化學反應時間范圍為2.3～10.4 ms。

確定破碎霧化、蒸發(fā)和化學反應時間后，需要根據(jù)這3項時間預估出自燃延遲時間。理論上，這三項時間相加即是自燃延遲時間，但實際上這3個過程存在相互重疊，并不會嚴格按照先后順序發(fā)生。本文根據(jù)式(7)預估自燃延遲時間。

式中：a、b、c為經驗系數(shù)，分別代表破碎霧化、蒸發(fā)和化學反應3個過程對自燃延遲時間的影響權重，需通過實驗確定。

把計算得到的各個工況點的破碎霧化時間、蒸發(fā)時間和化學反應時間帶入式(7)，擬合得到a=5.38，b=0.08，c=0.421。從擬合結果看，破碎霧化過程的影響占主導地位，其次是化學反應，蒸發(fā)的影響最小。圖7為擬合的自燃延遲時間與實驗結果的比較。由圖可看出，擬合結果與實驗結果相差在±25%以內。

圖7 擬合的自燃延遲時間與實驗結果的對比Fig.7 Comparison between the autoignition delay time and the test results

4 結論

在不同工況條件下，通過實驗研究測得航空煤油橫向噴射條件下的自燃延遲時間，并擬合得到自燃延遲時間經驗公式：ADT=2.619p-1.202q-0.1275e1600.1T。

對橫向噴射航空煤油破碎霧化、化學反應和蒸發(fā)對自燃延遲時間的影響進行了分析，結果表明破碎霧化過程對自燃延遲時間影響最大。根據(jù)實驗數(shù)據(jù)和3項理論時間，擬合出自燃延遲時間理論模型：ADT=5.38τ霧化+0.08τ蒸發(fā)+0.421τ化學反應。

本文研究內容對燃燒室頭部預混段的幾何設計有重要的工程意義，能有效規(guī)避LPP燃燒室預混段自燃造成的灼蝕。

[1]鐘華貴，朱 濤.旋流預混預蒸發(fā)裝置蒸發(fā)和排放特性[J].航空動力學報，2008，23(7)：1174—1181.

[2]Kumar K，Sung C J.An experimental study of the autoig?nition characteristics of conventional jet fuel/oxidizer mix?tures:Jet-A and JP-8[J].Combustion and Flame，2010，157：676—685.

[3]Gokulakrishnan P，Gaines G，Klassen M S，et al.Autoig?nition of aviation fuels experimental and modeling study[R].AIAA 2007-5701，2007.

[4]Stringer F W，Clarke A E，Clarke J S.The spontaneous ig?nition of hydrocarbon fuels in a flowing system[C]//.Pro?ceedings of the Institution of Mechanical Engineers.1969.

[5]Spadaccini L J.Autoignition characteristics of hydrocar?bon fuels at elevated temperatures and pressures[R].ASME 76-GT-3，1976.

[6]Spadaccini L J,Tevelde J A.Autoignition characteristics of aircraft-type fuels[R].NASA-CR-159886，1980.

[7]Spadaccini L J.Development of an experiment for deter?mining the autoignition characteristics of aircraft-type fu?els[R].NASA-CR-135329，1979.

[8]Tacina R R.Autoignition in a premixing-prevaporizing fuel duct using 3 different fuel injection systems at inlet air temperatures to 1250 K.Lewis Research Center[R].NASA-TM-82938，1983.

[9]Hinkeldey O，Koch R，Bauer H J，et al.Laser based study of spray auto-ignition in a generic mixing duct[R].ASME GT2008-50143，2008.

[10]Hinkeldey O，Schie?l R，Cano-Wolff M，et al.Laser based study of auto-ignition of sprays in a continuous flow reactor[C]//.Proceedings of the European Combus?tion Meeting.2007.

[11]Gordon R L，Mastorakos E.Autoignition of monodisperse biodiesel and diesel sprays in turbulent flows[J].Experi?mental Thermal and Fluid Science，2012，43：40—45.

[12]Zhao Y S，Zhang C，Lin Y Z.Random behavior of kerosene spray autoignition in crossflow[R].ASME GT2016-57043，2016.

[13]Li L，Lin Y Z，Xue X.Injection of liquid kerosene into a high-pressure subsonic air crossflow from normal temper?ature to elevated temperature[R].ASME GT2012-69241，2012.

[14]Lee K，Aalburg C，Diez F J，et al.Primary breakup of tur?bulent round liquid jets in uniform crossflow[J].AIAA Journal，2007，45(8)：1907—1916.

Spray autoignition delay time of fuel injected into crossflow at high temperature and high pressure

JIN Yong，LIN Yu-zhen，ZHANG Chi，GONG Quan-xin
(National Key Laboratory of Science and Technology on Aero-Engine Aero-thermodynamics，School of Energy and Power Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China)

Based on the two-dimensional flow reactor,the autoignition delay time(ADT)characteristics of aviation kerosene injected into cross flow at high temperature and high pressure were studied.A millisec?ond-level photoelectric detection experiment techniques was adopted.The operating conditions of this re?search were as follows：0.5～1.5 MPa inlet pressure,830～1 000 K inlet temperature,40～50 m/s inlet air ve?locity,fuel/air momentum ratio of 15～80,and Weber number of 90～250.Based on the results,an empirical relationship of the ADT with inlet pressure,fuel/air momentum ratio and temperature was obtained.In the end,the coupling relationship between atomization time,evaporation time,chemical delay time and autoig?nition delay time was analyzed to provide important engineering basis for design of premixed geometry in aero-engine combustor.

aviation kerosene；liquid spray autoignition；two dimensional flow reactor；transverse jet；autoignition delay time；LPP combustor；aero-engine

V233.2

A

1672-2620(2017)05-0026-05

2017-01-20；

2017-04-07

靳 勇(1990-)，男，河南開封人，碩士研究生，研究方向為航空發(fā)動機燃燒室液霧燃燒。