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第20卷 第4期2006年12月实验流体力学Journal of Experimen ts in Fluid M echanicsVol.20 No.4Dec., 2006文章编号:1672 9897(2006)04 0020 05超声速燃烧室等离子体点火实验研究宋文艳1,刘伟雄1,贺 伟1,白菡尘2(1.西北工业大学动力与能源学院,陕西西安 710072;2.中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳 621000)摘要:针对超燃冲压发动机在较低飞行M数(M4)下的起动点火问题,利用氢氧燃烧加热脉冲风洞,在超声速燃烧室进口M数M=2、总温T=960K条件下,分别采用等离子体点火器+先锋氢燃料和大功率等离子体点火器,探索了在超声速燃烧室中,实现煤油点火和稳定燃烧的方法。
采用等离子体点火、凹槽火焰稳定器和从壁面喷射燃料方式,实现了煤油的可靠点火和稳定燃烧。
研究表明,在燃烧室进口M=2、总温T0=960K时,采用大功率等离子体点火器,不需要先锋燃料,可以直接点燃煤油。
关键词:超声速燃烧冲压发动机;超声速燃烧;等离子体点火器;煤油中图分类号:V235.21;V511+.1 文献标识码:AExperimental investigation of plasma ignition in supersonic combustorSONG Wen yan1,LIU Wei xiong1,HE Wei1,BAI Han chen2(1.School of Power and Energy,Northwestern Polytechnical University,Xi an 710072,China; 2.ChinaAerodynamics Research and Development Center,Mianyang Sichuan 621000,China)Abstract:The start ignition problem for scramjet operating in lo wer flight Mach number(M0 4)is con cerned in the paper.The method for kerosene ignition and flame stabilization in supersonic combustor is ex plored in hydrogen oxygen combustion impulse wind tunnel.The entrance of supersonic combustor is at Mach number2,total temperature about960K.The plasma igniter with pilot hydrogen and high power plasma igniter are adopted in the direct connec ted experiment of supersonic combustor.The successful kerosene ignition and flame stabilization is obtained by using plasma ignition,ca vity flameholder and wall injection fuel.The experi mental results indicate that kerosene can be ignited directly with high power plasma igniter and without pilot fuel at entrance stagnation te mperature960K,Mach number2.Key words:scramjet;supersonic combustion;plasma igniter;kerosene0 引 言固定几何形状的液体碳氢燃料超燃冲压发动机有可能在较宽的飞行M数范围内(3<M0<8)工作。
等离子点火器燃烧流场数值与实验研究的开题报告1.选题背景与意义随着现代工业的发展和汽车工业的进步，内燃机作为动力装置广泛应用于各种机械领域。
而点火系统作为内燃机中至关重要的部分，其性能对发动机的工作效率、排放、功率及可靠性等方面都有着直接的影响。
传统的点火器主要采用火花放电进行点火，但该方法存在着火花能量损失大、寿命短、电磁干扰与热量严重的问题。
而等离子点火器则采用等离子体攻击燃料-空气混合物的方法进行点火，因此具有电压低、点火成功率高、寿命长、噪音小等优点。
因此，本文将研究等离子点火器燃烧流场的数值模拟与实验研究，旨在深入探究等离子点火器的点火原理、性能和适用范围，为内燃机的优化设计和提高工作效率提供科学依据与理论支持。
2.研究内容本文将在现有文献及实验基础上，进行以下研究内容：（1）等离子点火器的原理及优缺点分析；（2）基于ANSYS Fluent软件建立数值模型，对等离子点火器内部等离子体生成及空间分布情况进行数值模拟与分析；（3）对比实验研究等离子点火器点火特性，验证数值模拟结果的准确性和可靠性；（4）基于实验结果进行等离子点火器的性能评价和优化设计。
3.研究方法本文将采取如下研究方法：（1）调研现有文献和实验基础，分析等离子点火器的发展历程、原理、优缺点及其适用范围；（2）基于ANSYS Fluent软件，建立等离子点火器内部等离子体生成与空间分布的三维数值模型，模拟等离子体在点火过程中的扩散情况及其对燃料-空气混合物的碰撞作用；（3）根据模拟结果，设计实验条件，建立等离子点火器点火特性实验装置，研究等离子点火器在不同工况下的点火能力和点火特性；（4）结合数值模拟和实验结果，对等离子点火器的性能指标进行评价，探讨等离子点火器的优化设计方案。
4.预期成果（1）建立等离子点火器的三维数值模型，研究等离子体在点火过程中的生成、扩散、碰撞作用等过程；（2）研究等离子点火器在不同工况下的点火特性和点火能力，并验证数值模拟结果的准确性和可靠性；（3）对等离子点火器的性能指标进行评价，分析不同优化设计方案的优缺点，为内燃机燃烧优化提供理论依据和指导。
超音速燃烧技术的研究与应用超音速燃烧技术是一项重要的工程技术，具有广泛的应用领域和前景。
该技术主要是指利用高速燃气流的冲击波和压缩能，提高燃烧效率和能源利用效率的一种工程技术。
其研究和应用在航空航天、火箭发动机、高速列车、工业炉等领域具有广泛的应用价值。
本文将从超音速燃烧的基本原理、研究进展、应用领域等方面进行详细介绍。
一、超音速燃烧的基本原理超音速燃烧的基本原理是在加速过程中形成冲击波，通过这种方式将燃烧过程进行推进。
冲击波能够将来自后燃室的高温高压气体推向前燃室，产生局部超声速燃烧解应力，提高燃气温度和燃烧速度，从而达到提高燃烧效率和能量利用效率的目的。
这种技术主要包括超音速燃烧切向器设计、内流场优化、燃烧稳定性等方面的研究。
二、超声速燃烧的研究进展随着科技的不断发展，超音速燃烧的研究也在不断深入。
欧美国家对该技术的研究较早，日本也对该技术进行了多次研究和应用。
超音速燃烧技术的研究主要集中在如何提高燃气的压缩比和温度，提高燃烧效率和能量利用效率。
日本一项研究显示，通过加入适量的反应性气体可提高燃气压缩比和燃气温度，实现局部超声速燃烧。
超音速燃烧技术在航空航天领域得到了广泛的应用。
其中，超音速冲击波引导下纵向深层加油技术已经在美国、俄罗斯等国家得到广泛应用。
该技术将燃料掺入导引翼燃烧室中进行燃烧，以达到提高发动机性能和燃料利用效率的目的。
三、超音速燃烧技术的应用领域由于超音速燃烧技术在不同领域的特性和需求有所不同，因此其应用领域也存在差异。
在航天领域，超声速燃烧技术可以被应用于宇宙飞船进出轨道时的动力控制、推进系统的设计中。
例如，NASA的X-43A飞机采用超音速燃烧技术，首次飞行时创造了世界超音速飞行速度纪录。
在工业领域，超音速燃烧技术可以被应用于高温化学反应、制造工艺中。
例如，在石化行业中，超音速燃烧可以应用于炼油、裂解等过程中的高温化学反应。
同时，超声速燃烧技术可应用于制造中速涡轮进气口等高精度产品时，在燃烧器中控制温度和压力的分布，实现更高的工艺精度。
设飞行器为带半球形钝头的柱体。
其直径为ｌ孔身长为５ｍ考虑到问题的对称性．只需建立’维模型，以降低计算的复杂度以柱体中心为原点，设定解域为［－１０ｍ．１０ｍ］ｘ［－４ｍ．４Ⅲ］，采用ＧＡＭＢＩＴ软件对网格进行划分，自犍非均匀同格，对贴近飞行器的部位加大阿格密度。
远离飞行器则减小网格密度这样在保证较高精度的同时．也有效控制了计算复杂程度考虑攻角分＊Ⅱ为０。
和２０。
两种情况，分别创建网格．其分布如图１所示，其中空白区域为飞行器外形
圈ｌ攻角分别为０。
和２０’的计算月格划分
设庄侧边界为来流，右侧为出口边界，对上下边界采用远场近似。
飞行器壁面选用ＦＬＵＥＮＴ提供的标准壁面函数考虑飞行器所处工作压强为７０Ｐａ（约５０ｋｉｎ高度大气压强Ｘ温度为２７０１Ｃ来流为理想气体．其总压和总温满足
Ｐ＝Ｐｏ［１＋乓！峨户
ｒ＝％［１＋！；磁】，
（４）（５）其中ｐｏ＝７０Ｐａ，Ｔｏ＝２７０Ｋ．虬为来流马赫教，Ｙ＝１．４为绝热指数采用具有２阶精度的
Ｕｐｗｉｎｄ格式求解方程．根据残差结果确定是否获得收敛的解获得飞行器周围大气的物理量分布后。
考虑Ｄ嘶ｎ—ｇａｎｇ空气化学模型ｔｐ的主要反应．利用平衡常数法”获得解域内的电子密度分布．相关反应方程和系数见文献“
２计算结果及分析
对上述两种攻角情况。
分别计算来流ＮＬ－－４的情况。
这对应于总压Ｐ－１０６００Ｐａ，总温Ｔ－１１３０Ｋ图２—５分别给出解域内大气密度ｐ，马赫数＾‘压强Ｐ和温度ｒ的等值线国圈２攻角分别为０４和如。
的大气密度分布
剽麓黧；溉戮麓
■ｌ
■●■■－■。
等离子点火技术及应用研究的开题报告一、研究背景汽车，作为人类日常生活中不可或缺的交通工具，其燃油效率一直是关注的焦点问题。
如何提高汽车发动机的燃油效率，则成为了当前汽车工业技术发展的重点之一。
在汽车工业中，点火系统是发动机运转过程中的关键部件，点火方式的不同对车辆的性能、动力、能耗等方面都有着重要影响。
为传统点火系统带来新的选择，近年来，等离子点火技术的发展引起了广泛的关注。
等离子点火技术是指利用高能电压在燃烧室内产生等离子体，以达到点火的目的。
它的优点是能够大幅度提高点火效率，减少全车的尾气排放和燃油消耗，因此越来越多的汽车制造商将其作为发动机点火系统的先进方向之一。
二、研究目的本篇研究旨在深入了解等离子点火技术的原理和应用，对等离子点火技术的优劣势进行分析，并从实验上探究该技术的性能和可行性，为其在实际生产中的应用提供充分的理论和实践依据。
三、研究方法本研究采用文献资料收集、实验研究等方法。
1. 文献资料收集。
首先，我们将从各种学术文献、国内外学术刊物、专利数据库等渠道收集与等离子点火技术相关的文献资料，对该技术的原理、优劣势、应用等方面进行深入的探究。
2. 实验研究。
在文献资料的基础上，我们将采用实验研究方法，对等离子点火技术的性能和可行性进行试验探究，实验内容包括但不限于点火延迟时间、燃油消耗、排放污染等。
四、研究内容分析本研究主要分为以下几个方面：1. 等离子点火技术的原理和应用通过收集文献资料，介绍等离子点火技术的原理、优劣势、应用等方面的相关内容，为后续实验研究提供理论基础。
2. 实验设计通过对等离子点火技术的性能和可行性进行实验研究，确定实验的具体设计方案，包括实验设置、实验参数等。
3. 实验过程与结果分析根据实验方案，对实验过程进行描述和记录，并进行数据分析和处理，探究等离子点火技术的性能表现和应用价值。
4. 研究结论和展望在分析实验结果的基础上，总结等离子点火技术的优劣势和应用前景，针对实验中不足之处，提出未来研究的方向和改进点，为等离子点火技术的发展做出贡献。
第20卷 第4期2006年12月实验流体力学Journal of Experimen ts in Fluid M echanicsVol.20 No.4Dec., 2006文章编号:1672 9897(2006)04 0020 05超声速燃烧室等离子体点火实验研究宋文艳1,刘伟雄1,贺 伟1,白菡尘2(1.西北工业大学动力与能源学院,陕西西安 710072;2.中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳 621000)摘要:针对超燃冲压发动机在较低飞行M数(M4)下的起动点火问题,利用氢氧燃烧加热脉冲风洞,在超声速燃烧室进口M数M=2、总温T=960K条件下,分别采用等离子体点火器+先锋氢燃料和大功率等离子体点火器,探索了在超声速燃烧室中,实现煤油点火和稳定燃烧的方法。
采用等离子体点火、凹槽火焰稳定器和从壁面喷射燃料方式,实现了煤油的可靠点火和稳定燃烧。
研究表明,在燃烧室进口M=2、总温T0=960K时,采用大功率等离子体点火器,不需要先锋燃料,可以直接点燃煤油。
关键词:超声速燃烧冲压发动机;超声速燃烧;等离子体点火器;煤油中图分类号:V235.21;V511+.1 文献标识码:AExperimental investigation of plasma ignition in supersonic combustorSONG Wen yan1,LIU Wei xiong1,HE Wei1,BAI Han chen2(1.School of Power and Energy,Northwestern Polytechnical University,Xi an 710072,China; 2.ChinaAerodynamics Research and Development Center,Mianyang Sichuan 621000,China)Abstract:The start ignition problem for scramjet operating in lo wer flight Mach number(M0 4)is con cerned in the paper.The method for kerosene ignition and flame stabilization in supersonic combustor is ex plored in hydrogen oxygen combustion impulse wind tunnel.The entrance of supersonic combustor is at Mach number2,total temperature about960K.The plasma igniter with pilot hydrogen and high power plasma igniter are adopted in the direct connec ted experiment of supersonic combustor.The successful kerosene ignition and flame stabilization is obtained by using plasma ignition,ca vity flameholder and wall injection fuel.The experi mental results indicate that kerosene can be ignited directly with high power plasma igniter and without pilot fuel at entrance stagnation te mperature960K,Mach number2.Key words:scramjet;supersonic combustion;plasma igniter;kerosene0 引 言固定几何形状的液体碳氢燃料超燃冲压发动机有可能在较宽的飞行M数范围内(3<M0<8)工作。
国内外研究表明,在飞行M数M0= 4.5~ 6.5时,超燃冲压发动机可能实现液态煤油的自燃与稳定燃烧,但在较低飞行M数(M0 4)下起动工作时,一方面,燃烧室进口总温远低于煤油 空气混气的自动着火温度,即使雾化、混合措施都处于最佳状态,要实现煤油燃料的自燃和稳定燃烧也十分困难;二方面,燃烧室进口速度仍为超声速,混气在燃烧室停留时间很短,点火延迟时间长,不利于着火和获得高的燃烧效率;三方面,燃烧引起的燃烧室压力升高容易对进气道流场产生干扰,甚至引起进气道不起动,因此如何实现燃烧室可靠点火与稳定燃烧、获得高的燃烧效率和总压恢复系数、保证进气道起动可靠就成为煤油燃料超收稿日期:2005 12 08;修订日期:2006 08 21基金项目:航天科技创新基金(N4C H0007)作者简介:宋文艳(1967 ),女,天津人,博士,副教授.研究方向:航空宇航推进理论与工程.燃冲压发动机燃烧室的设计关键,因此需进行燃烧室结构设计、点火及火焰稳定方法、燃料喷射方式和混合增强措施等方面的研究。
实验研究的目的是模拟飞行M 数M 0!4时的燃烧室进口条件,针对自行设计的超声速燃烧室模型,采取辅助点火措施,设法实现煤油强迫点火与稳定燃烧。
1 实验模型实验模型包括二元型面设备喷管和直连式超声速燃烧室模型两个部分。
设备喷管和燃烧室的横截面均为矩形。
设备喷管和燃烧室的四个壁面均采用可拆卸的结构,以利于光学测量和较大范围的结构调整设计。
二元型面喷管为燃烧室入口提供M 数为2.0的气流,喷管宽度为40mm,入口高度为30mm,出口高度为18mm 。
喉道可以更换,通过改变填块的尺寸改变喉道尺寸,可获得不同M 数的燃烧室进口气流。
型面喷管的超声速扩张段与燃烧室模型的等直段平滑过渡,消除了连接处由于逆向台阶产生的激波,从而减小等直段的初始边界层厚度,期望通过该措施增加隔离段的抗反压能力。
通过调配不同的来流总温,使实验气流条件可模拟飞行M 数M 0=4~5的飞行状态。
直连式超声速燃烧室模型的宽度与二元喷管的宽度相同,入口高度为18mm,总长为580mm 的燃烧室与设备喷管相连接,燃烧室模型的出口与真空箱相连,气流直接排入真空箱。
实验时真空箱的压力约为1500Pa 。
超声速燃烧室由等截面段、背风台阶、凹槽和扩张段组成(见图1)。
在等截面段出口背风台阶处(喷嘴1)、凹槽下壁面(喷嘴2)、背风台阶前(喷嘴3)分别设有燃料喷注装置。
在凹槽侧壁处设置了一个等离子体点火器,在凹槽底部设置了一个火花塞,二者均可用于强迫点火。
图1 超声速燃烧室模型内型面示意图Fig.1 Sketch of s upers onic combus tor model2 实验设备和实验方法超燃冲压发动机的地面模拟实验主要有三方面的内容:性能研究、可操作性研究和寿命考核实验,其中操作性实验和寿命考核实验必须在长时间高焓风洞上进行,而性能研究可以在毫秒级的脉冲设备上进行[9],高超声速研究对实验时间的要求见表1。
表1 超燃冲压发动机研究对实验时间的要求(单位:s)Table 1 Time requirement for scramjet test (unit:s)飞行器类型性能实验操作性实验寿命实验M 8巡航导弹(碳氢燃料)0.004~0.01010~20525单级入轨飞行器0.008~0.02010~20360~12002.1 实验设备实验在流量为1kg s 的氢氧燃烧加热脉冲实验设备上进行,实验设备由高压管、加热器、减压段、实验段(燃烧室模型)、真空箱等部件组成(见图2)。
1.高压管:H 2+N 22.高压管:O 2+N 23.快速阀4.防爆阀5.加热器6.设备喷管7.燃烧室实验模型8.燃料喷射9.真空箱图2 氢氧燃烧加热脉冲设备简图Fig.2 Sketch of H 2 O 2combu stion heated pulse facility实验前,根据要求的气流温度,分别将一定配比的氢氮混合气体与氧氮混合气体用耐高压聚脂膜片封装在两根高压管内。
根据燃烧后的混合气体中氧气摩尔比例为21%的要求确定氢氧配比,以模拟空气中的氧含量。
高压管流入加热器的气体流量靠高压管喉道面积和高压管充气压力控制。
用铝膜片将加热器燃烧室出口封闭,实验时启动加热器内的高频高压点火器,用瞬时高压放电击穿聚酯膜片,高压管内气体经各自的喉道迅速流入加热器内点火燃烧,在要求的时刻加热器出口金属膜片瞬间爆裂,使加热器出口产生实验所需的高温高压气体,最后经设备喷管加速成M =2.0的气流,为实验模型提供稳定的实验气流。
2.2 实验方法实验中按理想燃烧温度向高压管配气,实测温度一般低于理想燃烧温度。
在设备调试中,采用了铂铑10 铂型热电偶,对不同配气温度下的加热器出口总温进行了测量(见表2)。
实验状态包括配气温度21第4期 宋文艳等:超声速燃烧室等离子体点火实验研究从1100~2000K,实际测量总温约为960~1800K范围内的多种状态。
实验中采用了加金属滞止罩结构的热电偶,该种类型的热电偶,其总温恢复系数大于0 95。
表2 加热器出口总温测量结果Table2 Measured total temperature in the exit of heater配气温度(K)1100120013001400160018002000实测温度(K)960106911181222142116001734实验的目的是实现低飞行M数(M0 4)下的燃烧室煤油燃料点火燃烧,因此实验需要来流总温较低(T0<1000)。
该设备按理想燃烧温度低于1070K的状态配气时,运行不稳定,难以获得均匀和稳定的出口温度场,所以鉴于以往的设备调试经验,并考虑到实验设备的运行能力,实验中按理想燃烧温度略大于1070K的状态配气。
经设备调试,按理想燃烧温度1100K状态配气时,加热器出口实测温度为960K(见表2)。
实验测定的主要参数包括:(1)高压管充气压力;(2)氢管注入口、氧管注入口、加热器前室压力;(3)氢管喉道、氧管喉道压力;(4)加热器后室压力;(5)二元喷管喉道及进出口壁面压力;(6)燃烧室模型内流道壁面压力;(7)真空箱真空度;(8)气体燃料喷射压力;(9)煤油喷射压力。
实验中,向燃烧室供煤油方式是采用将煤油预先封存在带活塞的油罐内,用带电爆丝的聚酯膜片将活塞与高压驱动氮气隔离开。
实验时,按照预先设定好的时序对电爆丝放电,聚酯膜加热软化后被击穿,再由高压氮气推动活塞挤压煤油,使煤油经直流式喷嘴喷出,并雾化为细小颗粒。
