高温高压下航空煤油横向喷射自燃延迟时间特性研究

靳 勇，林宇震，张 弛，龚全鑫

(北京航空航天大学能源与动力工程学院航空发动机气动热力国家级重点实验室，北京100191)

高温高压下航空煤油横向喷射自燃延迟时间特性研究

靳 勇，林宇震，张 弛，龚全鑫

(北京航空航天大学能源与动力工程学院航空发动机气动热力国家级重点实验室，北京100191)

基于一套二元流动反应器，采用先进毫秒级光电测量系统，对高温高压下航空煤油横向喷射自燃延迟时间(ADT)进行了研究。实验工况为：空气总压pt=0.5～1.5 MPa、空气总温Tt=830～1 000 K、空气速度va=40～50 m/s、燃油动量比q=15～80、韦伯数We=90～250。基于实验结果，得到ADT的经验关系式。最后分析了燃油破碎雾化时间、蒸发时间及化学反应时间与航空煤油ADT的耦合关系。该研究结果可为航空发动机燃烧室预混段几何尺寸设计提供重要的工程依据。

航空煤油；液雾自燃；二元流动反应器；横向喷射；自燃延迟时间；贫油预混预蒸发燃烧室；航空发动机

1 引言

在降低发动机污染排放方面最具潜力的燃烧方式为贫油预混预蒸发(LPP)燃烧，与传统燃烧室相比LPP燃烧室在性能和结构方面也能达到更好的平衡。然而随着燃烧室进口压力、温度等的不断提高，LPP燃烧室贫油预混预蒸发段发生自燃的概率也随之大增，易对燃烧室头部结构造成严重损毁[1]，所以在工程设计与研制过程中必须严格预防。自燃的基础研究主要借助激波管[2]、快速压缩机[3]和流动反应器[4]进行。激波管和快速压缩机主要针对燃料的化学延迟时间，无法研究液态燃料的喷射、破碎、雾化等物理过程对自燃延迟时间的影响。流动反应器可以较好地模拟液态燃料从喷射到自燃的整个过程，是研究液雾自燃的理想装置。

借助流动反应器，国内外研究人员在过去几十年对液雾自燃延迟时间展开了大量研究。1969年Stringer等[4]采用流动反应器，测试了高温高压连续流动条件下多种碳氢燃料的自燃延迟时间。实验采用燃油瞬时横向喷射方式，测量了柴油、汽油等21种碳氢燃料，并拟合了各种碳氢燃料的自燃延迟时间与进口空气压力、温度的经验关系式。但因实验压力(3～6 MPa)高于典型LPP燃烧室工作压力(2～4 MPa)，无法剥离燃油喷射、破碎、雾化、蒸发等因素的影响，所建立的关系式比较简单。Spadaccini等[5-7]总结了上世纪七十年代前对各种碳氢燃料自燃延迟时间研究的成果，并采用稳定流动反应器和轴向连续喷油方式，对Jet A、JP-4、柴油等燃料的自燃延迟时间进行了测量。实验分析了空气压力、空气温度、燃油温度和浓度、初始液雾条件(液滴尺寸分布)、当量比对自燃延迟时间的影响。Tacina[8]采用连续流动预混预蒸发管测试了不同喷嘴柴油喷射的自燃，利用热电偶确定自燃位置，结合空气流速计算出自燃延迟时间。Hinkeldey等[9-10]研究发现，除宏观的压力、温度、当量比外，局部的液雾非均相特征(如液滴尺寸、蒸发和两相传输等)都会影响到自燃延迟时间。Gordon等[11]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自燃延迟时间特性的影响。结果发现，燃料挥发性对自燃延迟时间有很大影响，自燃距离会随着气流速度和湍流强度的增加而增加，随着温度和液滴尺寸的增加而减小。

上述关于自燃延迟时间的研究多数是针对单组份预混燃料，而关于航空煤油的研究相对较少。此外，横向喷射下液雾自燃延迟时间耦合了破碎、雾化、蒸发和化学反应等复杂的物理化学过程，对其进行研究可为燃烧室设计提供更加可靠的理论依据。本文针对高温高压横向喷射条件下航空煤油液雾自燃延迟时间进行了研究，建立了液雾自燃延迟时间与燃油破碎雾化时间、蒸发时间以及化学反应时间关系的理论模型，可为LPP燃烧室规避因预混段自燃造成的烧蚀以及预混段的结构设计提供重要的工程参数。

2 实验及ADT测试系统

采用图1所示的实验研究系统，包括高压供气系统、流动反应器、煤油喷射系统、测试系统和排气系统。图中蓝色箭头代表空气流动方向。

图1 实验系统简图Fig.1 Schematic diagram of experimental system

2.1 高压供气系统

高压供气系统主要由高压气源、调节阀、蓄热式空气加热器组成。高压气源为最高压力9 MPa、容积24 m3的储气式气罐，可提供实验所需气源，并保证进口空气压力稳定输入测试段。空气加热系统为蓄热器空气加热系统，采用蓄热方式对冷空气进行加热，最高加热温度1 700 K，最大空气流量4 kg/s，设计压力2～4 MPa。实验时，连续的纯净高压空气与预先加热的蓄热器进行换热；空气加热到实验工况后，高温高压空气经匀流板进入流动反应器中，以确保进口流场均匀。值得一提的是，本实验采用纯净空气源，而现有文献中还未见在高温高压工况下使用纯净空气进行实验研究的报道。

2.2 流动反应器

除燃油破碎、雾化、蒸发等因素外，预混段中的热自燃现象还会受到主燃级预混段的空间尺寸以及流场不均匀性、近壁面附面层等因素的影响。为此，针对贫油预混预蒸发燃烧室主燃级预混通道内的航空煤油热自燃问题，采用二元连续流动反应器形式的液雾自燃试验台(图2)。流动反应器分为前测试段、试验段、后测试段和尾气排放段4部分。

图2 流动反应器实验简图Fig.2 Schematic diagram of flow reactor

测试段用于测量来流空气总压、总温、静温以及油路压差等参数，由10 Hz低频采集输出。采用不确定度均小于0.5%的总压传感器和压差传感器测量空气总压和空气流量，采用不确定度为±0.5%的K型热电偶测量来流空气总温。试验段为高温反应腔和高压腔嵌套结构。高温反应腔内通入实验所需高温高压气体，高压腔内通入常温高压气体平衡反应腔内压力，使承压承温部件分开，以加强试验段的强度。腔体上壁、侧壁以及后壁面均设有便于光学测量的石英玻璃观察窗。石英玻璃采用能够投射紫外线的S2级石英玻璃，波长范围为220～2 500 nm，透射率达95%以上，可满足实验的光学测量要求。试验段前端外腔侧壁观察窗用于观察燃油喷射情况，尾部观察窗用于光电倍增管探测自燃火焰发光。发生自燃时，光电倍增管接收光信号增强，输出一个阶跃的电压信号，进而用于判断自燃发生的时间。排气段安装孔板，保证来流达到设计压力和流速。流动反应器的内流道尺寸为25 mm×60 mm，总长466 mm。

2.3 煤油喷射系统

由于自燃延迟时间在毫秒量级，为防止燃油自燃后火焰向上游传播发生危险，必须严格控制喷油时间，实现燃油的瞬时喷射以及精准控制。为此，煤油喷射系统包括杠杆阀、电磁阀、油罐、直射式喷嘴、喷嘴驱动控制板等组件，燃油通过高压氮气压出油罐。该喷射系统采用电磁阀控制燃油的开关，将电磁阀的针阀与长径比为7的直射式喷孔连接，通过喷嘴驱动控制板控制电磁阀的针阀，实现电磁阀控制燃油喷嘴快速稳定喷油，且油路参数稳定不变。

燃油喷嘴由0.5 mm喷嘴套、喷嘴水冷套、电磁阀等部件组成，见图3。当电磁阀控制针阀打开和关闭时，燃油回路的参数可以保持稳定。控制驱动模块使用飞思卡尔生产的Kit33816AEEVM驱动板来驱动快速响应喷嘴的电磁阀。燃油喷射的间隔和持续时间可控制在毫秒级。最短喷射时间可精确到1 ms内，通过时间序列控制实现燃油喷射和断开的循环。水冷套用于降低电磁阀工作温度，以提高喷嘴热强度。

图3 直射式喷嘴简图Fig.3 Straight jet nozzle scheme

2.4 ADT测试系统

自燃延迟时间测试系统由测试设备和采集系统组成，主要用于获取自燃延迟时间，测试原理如图4所示。在喷嘴出口位置的侧壁观察窗布置光电传感器LV-NH62(由激光发射器、接收器、反射镜和传感放大器组成)，记录燃油喷出的起始时间点t0。激光在接近喷嘴出口的平面由发射器发出，接收器接收光信号并将其转化为电压信号。当燃油喷出时会遮挡激光，使激光探测器接收到的激光强度发生变化，造成电压信号阶跃，以此确定燃油喷射起始时间点。在流动反应器后观察窗安装型号为H5784-03并配有CH滤镜的光电倍增管，检测CH基发光的强弱变化并将其转化为电压信号。将信号增强的拐点定义为自燃的起始时间点t1。ADT定义为喷油起始时间至发生自燃起始时间之间的时间间隔，即t1-t0，如图5所示。高频采集系统采集上述电压信号，其保存频率为10 kHz。

图4 ADT测试原理Fig.4 ADT test principle

图5 自燃延迟时间定义[12]Fig.5 Autoignition delay time definition

3 实验结果及分析

3.1 自燃延迟时间

基于上述实验系统和方法，测量进口空气总压pt=0.5～1.5 MPa、空气总温Tt=830～1 000 K、空气速度va=40～50 m/s、燃油动量比q=15～80、韦伯数We=90～250工况范围内的航空煤油自燃延迟时间。每个工况连续测量4次，取其平均值作为该工况的液雾自燃延迟时间。图6较直观地区分了压力、温度和动量比对航空煤油自燃延迟时间的影响。

图6 自燃延迟时间随压力、温度和动量比变化的三维图Fig.6 Three dimensional diagram of autoignition delay time changing with pressure,temperature and momentum ratio

将自燃延迟时间拟合成压力、温度和动量比的经验关系式：

式中：E为航空煤油的活化能，R为空气的理想气体常数，T为进口静温。将实验数据代入式(1)可得自燃延迟时间的预估公式：

3.2 自燃延迟时间理论模型分析

为分析破碎雾化、蒸发和化学反应对自燃延迟时间的影响，估算了破碎雾化时间、蒸发时间和化学反应时间。

(1)破碎雾化时间

破碎雾化时间估算采用射流穿透深度除以燃油喷射速度，即

式中：射流穿透深度Y穿透采用经验公式(4)[13]计算。

同时，对于穿透深度轴向距离X，取破碎雾化时间与空气速度的乘积，即：

通过射流穿透深度和燃油喷射速度计算，得到射流破碎雾化时间范围为1.16～2.00 ms。

(2) 蒸发时间

式中：λ=D/8，D=35.3 mm为测试段水力直径。

通过D2定律计算的蒸发时间范围为0.04～0.13 ms，远小于破碎雾化时间。

(3)化学反应时间

化学反应时间采用Chemkin软件计算。假设点火第一时间发生在燃油与空气以恰当化学当量比混合的区域，计算不同温度和压力、当量比为1状态下的点火延迟时间作为化学反应时间。文中试验状态点的化学反应时间范围为2.3～10.4 ms。

确定破碎雾化、蒸发和化学反应时间后，需要根据这3项时间预估出自燃延迟时间。理论上，这三项时间相加即是自燃延迟时间，但实际上这3个过程存在相互重叠，并不会严格按照先后顺序发生。本文根据式(7)预估自燃延迟时间。

式中：a、b、c为经验系数，分别代表破碎雾化、蒸发和化学反应3个过程对自燃延迟时间的影响权重，需通过实验确定。

把计算得到的各个工况点的破碎雾化时间、蒸发时间和化学反应时间带入式(7)，拟合得到a=5.38，b=0.08，c=0.421。从拟合结果看，破碎雾化过程的影响占主导地位，其次是化学反应，蒸发的影响最小。图7为拟合的自燃延迟时间与实验结果的比较。由图可看出，拟合结果与实验结果相差在±25%以内。

图7 拟合的自燃延迟时间与实验结果的对比Fig.7 Comparison between the autoignition delay time and the test results

4 结论

在不同工况条件下，通过实验研究测得航空煤油横向喷射条件下的自燃延迟时间，并拟合得到自燃延迟时间经验公式：ADT=2.619p-1.202q-0.1275e1600.1T。

对横向喷射航空煤油破碎雾化、化学反应和蒸发对自燃延迟时间的影响进行了分析，结果表明破碎雾化过程对自燃延迟时间影响最大。根据实验数据和3项理论时间，拟合出自燃延迟时间理论模型：ADT=5.38τ雾化+0.08τ蒸发+0.421τ化学反应。

本文研究内容对燃烧室头部预混段的几何设计有重要的工程意义，能有效规避LPP燃烧室预混段自燃造成的灼蚀。

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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，河南开封人，硕士研究生，研究方向为航空发动机燃烧室液雾燃烧。