为了满足未来先进航空发动机的使用要求, 在高温升燃烧室的设计方面面临2个较为突出的问题^[1]，一个是在越来越宽的燃料/空气比条件下确保发动机能够高效、稳定地工作，另一个是尽可能提高出口温度场的均匀性，这些都需要去发展更为先进的强化燃烧和主动调控燃烧的方法。

等离子体助燃(PAC)作为一种新型的强化燃烧技术，为燃烧领域的研究带来了前所未有的机会，因此受到广泛关注^[2]。放电等离子体中包含大量的自由基、激发态的粒子、离子以及电子等活性粒子，可以为燃烧反应动力以及燃烧过程提供催化作用，一方面可以降低了燃烧时化学反应所需的活化能，提高了化学反应速率，扩宽了点火边界，另一方面增大了火焰的传播速度，保持了火焰的稳定性^[3]。Klimov等^[4]在高速气流条件下，开展了利用等离子体对碳氢燃料助燃的研究，实验结果表明，采用等离子体助燃后，丙烷/空气混合气体燃烧的化学反应速率增加了5%以上，在亚音速流动(M＜0.8, p_ST~0.1 MPa, T_ST~2 170 K)的条件下，点火延迟时间减少了10%以上，等离子体助燃使得富油丙烷-空气混合物的燃料重整值接近100%。Kim等^[5]对射流扩散火焰开展了3种不同类型的等离子体助燃方案的稳焰实验，实验结果表明，相对于无等离子体放电，非对称介质阻挡放电使火焰稳定性提高了50%，纳秒脉冲放电使火焰稳定极限提高了约10倍。

空军工程大学何立明等在国内率先开展了等离子体点火与助燃技术的探索性研究^[6]，通过建立H₂/Air燃烧的化学动力学模型，计算并分析了气体放电产生的活性粒子(O, H)和活性基(OH)在不同初始温度下对燃烧过程的影响，结果表明，等离子体助燃可以提高反应速率，缩短点火延迟时间，提高燃烧温度和火焰传播速度。中国科学院的胡宏斌等^[7]开展了介质阻挡放电产生的非平衡等离子体助燃低热值气体燃料的实验研究。结果表明，在等离子体助燃的情况下，火焰传播速度增大，熄火极限有所拓宽，在低当量比下的燃烧效率也有较大提升，燃烧室的燃烧稳定性更好。西安交通大学的穆海宝等^[8]开展了对低温等离子体增强燃料燃烧的特性研究。结果表明，对燃料混合气体进行等离子体放电处理后，其火焰传播速度在不同当量比作用下都有所增强，在当量比为0.85~1.15的范围内，燃烧速度增大17%~35%。因此，等离子体助燃技术在提高燃烧性能、提高燃烧效率、增强稀薄燃烧时的火焰稳定性、提高燃烧完备性以及减少排放等方面具有很大的发展前景。

非平衡等离子体又称为冷等离子体，其特点为电子温度比气体中的其他组分更高，高能电子撞击解离和激发产生活性自由基和具有更高的化学活性激发态物质^[9]。脉冲纳秒放电^[10]、微波放电^[11]和滑动电弧放电^[12]都是产生非平衡等离子体的典型方式，已在强化燃烧、环境保护、生物医学工程等方面开展研究。介质阻挡放电(DBD)作为一种产生非平衡等离子体重要方式，具有可用压力范围较大^[13]、可靠高、体积较小等优点，本文以此来设计可以应用于航空发动机燃烧室的等离子体助燃激励器(PACA)。

目前国内外的研究主要集中在PACA^[14-15]的特性研究和PAC^[16-17]的机理研究，缺乏对PAC技术在航空发动机燃烧室上的应用研究。因此，本文建立了航空发动机燃烧室等离子体助燃实验平台，验证了等离子体助燃激励器对于航空发动机燃烧室性能提高的可行性。PACA安装在扩压器前面并与燃烧室相邻的位置，使用介质阻挡放电(DBD)产生等离子体。通过正常燃烧和等离子体助燃的对比实验和分析，研究了PAC对4种余气系数(α, 0.8~4)和5种电压(U_p-p, 20~40 kV)条件下的平均出口温度、燃烧效率、出口不均匀系数的影响。

1 实验装置 1.1 航空发动机燃烧室扇形实验台

在航空发动机燃烧室扇形实验台(FTP)上进行了实验。整个实验装置的示意图见图 1，FTP系统主要由空气供给系统、燃料系统、航空发动机燃烧室扇形试样和采集和测量系统组成。入口气流由2台空气压缩机提供(最大体积流量约42.8 m³/min)。

有研究表明，采用扇形实验段替代全环实验段开展燃烧室性能实验，可以付出很小的实验代价获得较为一致的实验结果^[18]。因此本文也采用了类似的方法，该实验台由某型航空发动机环形燃烧室的双头部扇形段建成，入口内外径分别为270 mm和300 mm，夹角为25.8°。火焰筒内环和外环壁面上加工有主燃孔和掺混孔。本文采用了该燃烧室原装的点火装置和压力雾化喷嘴。设计了超大尺寸的侧壁观察舷窗，可以观察整个火焰管内的燃烧过程和火焰传播情况。航空发动机燃烧室等离子体助燃实验台如图 2所示。

1.2 出口温度场采集系统

本文自主开发了出口温度测量系统(OTME)用于自动控制热电偶在燃烧室出口截面运动并采集温度，如图 3所示。采用9个铠装型热电偶采集温度信号(K型、0~1 300℃的测量范围、±2.5℃的可靠度、1.2 s的热响应时间、3 mm的铠装直径)。通过多功能数据采集仪(Ni-PXIE-1052和TB-4353)处理温度信号。出口温度测量位置如图 4中圆点所示。T₁~T₉和R₁~R₆分别代表 9个周向位置和6个径向位置，以保证在每次测量中有54个出口温度的采样点。

1.3 等离子体助燃激励器

介质阻挡放电过程中会产生大量活性粒子，包括O, O₃, O₂(v), O(¹D), O₂(a¹Δ_g)等^[19]，它们具有不同的停留时间尺度。其中O₂(a¹Δ_g)和O₃的寿命最长。O₂(a¹Δ_g)是亚稳态的，在101.3 kPa和300 K的寿命约为20 ms，而O₃超过100 ms。本文利用DBD等离子体的这种特性设计了可以应用于航空发动机燃烧室的助燃激励器，几何形状如图 5所示。

放电由正弦等离子体电源(CTP-2000S)驱动，频率为5~25 kHz，调制频率为100 Hz至1 000 Hz，最大峰峰值电压为60 kV，最大输出功率500 W。本文实验了5个不同的放电电压U_p-p(20~40 kV)。

等离子体助燃激励器安装在燃烧室扩压器之前。平板电极与燃烧室入口的导流叶片相结合，每2个相邻电极形成一对等离子体助燃激励器^[20]。2个电极之间的放电间距约10 mm，产生的等离子体，在上游气流的吹动下进入燃烧室，并参与燃烧反应。等离子体助燃激励器实验结果如图 6所示，在10 mm间距条件下，随着环境压力的提高，激励器的击穿电随之快速提高。根据放电区域和燃烧区之间的距离和流速，等离子体流经时间约为10 ms，可以保证较长寿命的活性粒子顺利到达燃烧区。由Cannon350相机拍摄的DBD放电过程如图 7所示。

1.4 实验条件

本文采用模化实验的方法，即在较低的压力和较低的流量条件下进行燃烧实验，这种方法可以使用较小的气源条件去模拟真实的燃烧情况，在航空发动机燃烧室实验与测量领域是被广泛认可的^[21-22]，本文采用Kaba模拟准则，K由下式表示：

(1)

式中：m_a为入口空气流量；p₃^*, T₃^*分别为入口总压和总温；D_f^*是火焰管的直径。本文中的燃烧室扇形段的几何尺寸与真实的发动机基本相同。根据(1)式可以得到模化实验条件下的进气压力和质量流量, 来模拟发动机最大状态下的进气参数。实验条件如表 1所示, 实验段的流量为0.107 9 kg/s, 是整个环形燃烧室的1/14。余气系数α由(2)式得到

(2)

式中：m_f是燃料的质量流量；L₀为航空煤油燃烧的理论需气量；L₀=14.7 kg/kg。实验中对4种余气系数(α=0.8~4)进行测试。图 8为等离子体助燃实验照片。

2 等离子体助燃方案

上文中已经提及, 介质阻挡放电可以产生包括O₃在内的大量的活性粒子, 这一现象也已经在其他同行的研究中得到了证实^[23-24]。有研究表明^[25-26], O₃等活性粒子在加速化学反应和提高火焰传播速度方面起着重要的作用。在介质阻挡放电过程中, 氧原子与O₂迅速结合产生了O₃, O₃比其他激发态粒子有着更好的稳定性, 其在压力为101.3 kPa温度为300 K的环境下有着几十到几百毫秒的寿命^[19]。

为保证O₃到达燃烧区域, 助燃激励器安装在燃烧室前面约80 mm位置, 等离子体的发生位置距火焰筒入口约200 mm, 使活性粒子的流经时间小于约为20 ms, 等离子体助燃激励器的安装效果如图 9所示。图 10为PAC下活性粒子的运动轨迹假想图。大部分活性粒子从燃烧室头部的旋流器进入主燃区, 参与燃烧反应; 其余的从主燃孔进入火焰筒, 在回流的作用下进入主燃区、补燃区以及掺混区。

3 实验结果与分析 3.1 燃烧室出口平均温度及其增量

燃烧室出口温度由OTME采集并由(3)式^[27]进行校正:

(3)

式中：T_tc和T_w分别代表燃烧室出口温度和热电偶附近壁温；发射率ε为0.22;σ为5.67×10⁸ J/(K⁴·m²·s)；水粒直径d为3 mm；k为燃气的热导率。

图 11为出口温度场的分布。在正常条件下, 余气系数α为0.8~4, 电压U_p-p为0 kV, 而在等离子体助燃条件下, U_p-p为40 kV。对比实验结果表明, 在PAC条件下, 燃烧室出口位置截面的高温区域面积与正常工况相比有较大的扩展, 同时温度场的均匀性有明显提高。

燃烧室出口截面的平均温度如图 12所示。首先, 在全部余气系数条件下, 平均出口温度均有不同程度的升高, 这表明不是偶然的结果。由图 11可以看出, 燃烧室出口的高温区域得到极大的扩展, 这是由于等离子体参与燃烧反应, 燃料中的化学能充分释放使得高温区面积增大, 进而平均温度得到提高。其次, 实验发现在富油条件下(α=0.8)平均温度增量是最大的。这是由于富油条件下, 一部分燃料不能完全燃烧, 活性粒子(O₃等)在PAC条件下产生并加速了燃烧反应的进行, 使得这部分燃料得以参与燃烧过程释放出更多的热量, 而不是蒸发和吸热。图 12a)中, 富油条件下(α=0.8)平均温度的增量为59.19 K, α为1时为25.32 K, 而贫油条件下(α为2或4)平均温度的增量只有几度, 没有明显的增加。

另一方面, 如图 12b)所示, 在相同的燃烧条件下, PAC电压越高, 燃烧室出口温度的上升就越明显。其原因可能是随着放电电压的增加, 等离子体中活性粒子的数量逐渐增多, 同时功率的增大使得向燃烧反应中注入了更多的能量。

3.2 燃烧效率

本文中, 燃烧效率定义如下:

(4)

式中：T_in和T_out为入口和出口的气体温度；T_f为燃料温度；C_pags, C_pa和C_pf分别为出口燃体、入口空气和燃料的比热；m_a和m_f是入口空气和燃料的质量流量；H_μ是燃料的低位热值。

由(4)式获得不同工况下的燃烧效率及其增量, 如图 13所示。需要说明的是, 由于本文是模化实验, 空气流量远小于实际情况, 为了保证实验与真实情况具有相同的α, 供给燃料压力和燃料流量都比较小。因此, 燃料的雾化质量较差, 燃烧不够完全。结果表明, 实验中燃烧效率低于典型的航空发动机的水平。在富燃料的情况下, 燃烧效率仅为28%左右。

实施等离子体助燃后, 燃烧室的燃烧效率高于正常条件。尤其是富油条件下(α=0.8), 效率增量达到当2.31%。α为1和2时, 增量分别为1.21%和0.94%。通过(3)式可以得出, 在相同的进口条件下, T_out越高, 理论的燃烧效率就越高。图 11中的高温区域的扩大和图 12中平均温度的大幅增加进一步印证了这一结论, 即燃烧室在PAC条件下可以获得比正常条件更高的燃烧效率。然而, 在贫油条件下(α=4), 这一增量仅有0.39%。这一现象的原因可能是, 在贫油条件下, 有限的燃料在足量的氧化剂的作用下几乎完全燃烧, 燃料的化学能已经被充分的释放出来, 使得贫油条件下助燃的效果不太明显。通过图 12b)可以得到类似的结论, 而且PAC电压越高, 燃烧效率的增加越明显。

3.3 燃烧室出口均匀系数

航空发动机燃烧室作为一种高温上升燃烧室, 为了保证涡轮能在高温、恶劣环境下正常工作, 必须降低出口温度场的不均匀性。本论文在相同进口空气流量下, 对正常条件和PAC条件下扇形实验件的出口温度场分布。其中F_otd为出口温度分布系数(OTDF), F_rtd为出口温度径向分布系数(RTDF)可以定义如下:

(5)

(6)

式中：T_4max, T_4ave, T_3ave分别为出口热点的最高温度、平均温度和入口平均温度；T_4rmax是出口热点径向最高温度。

图 14a)为正常燃烧和PAC条件下的OTDF和RTDF。在正常条件下, 当α为0.8, U_p-p为0 kV时, 其OTDF和RTDF分别达到0.294 3和0.163 6, 而当U_p-p为40 kV时, OTDF和RTDF分别降低到0.278 8和0.157 6。实验发现, 实施等离子体助燃后, 燃料在上游主燃区尽可能地完全燃烧, 在下游掺混区靠近燃烧室出口的位置, 二次补入空气将高温燃气掺混均匀。所以在PAC工况下的出口温度场不均匀系数较小, 出口温度场比正常情况下更为均匀, 适合于该燃烧室。图 14b)为出口温度分布系数的减小量百分比, 结果表明, 在不同的余气系数条件下, U_p-p越高则PAC改善燃烧室出口不均匀性的效果越明显, 而且在富油(α=0.8)条件下效果最好, 出口温度分布系数的减小量超过5%。

4 结论

本文建立了航空发动机燃烧室等离子体助燃实验平台，验证了等离子体助燃激励器对于航空发动机燃烧室性能提高的可行性，初步探索了介质阻挡放电等离子体助燃的方式。等离子体助燃激励器安装在扩压器前面并与燃烧室相邻的位置，使用介质阻挡放电产生等离子体。通过航空发动机燃烧室等离子体助燃在模拟航空发动机燃烧室最大状态条件下的性能实验，对比研究在正常条件下和助燃条件下，PAC对4种余气系数和5种电压条件下的出口平均温度、燃烧效率、出口不均匀系数的影响。

实验结果表明，PAC比正常工况下燃烧效率得到明显提高，在α为0.8~4，U_p-p为40 kV的条件下，PAC的燃烧效率分别提高了2.31%、1.21%、0.94%和0.39%，而且在富油条件下最为显著。PAC后出口温度场均匀性也得到改善，但在富油条件下效果最好，出口温度分布系数的减小量超过5%。这些结果对未来的航空发动机燃烧室采用等离子体助燃用于提高燃烧室的性能有一定的参考价值。