航天器火箭发动机等离子体点火助燃机理的解耦研究

The plasma assisted ignition and combustion should play an important role in spacecraft rocket engines. The plasma can influence the combustion through three effects including transport, heating and chemistry which couple strongly, so it is difficult to analyze the plasma assisted ignition and combustion mechanisms accurately which developed slowly. In this project, according to the dominant effects of dielectric barrier discharge which is driven by high voltage alternating current or nanosecond pulse, the decoupling research method will be explored to study the three effects using the plasma discharge-flow control-combustion control loosely-coupled simulation method and several advanced optical measurement techniques. Aiming the typical work conditions of space vehicle rocket engine such as low gas pressure, low or high temperature and high pressure, high temperature and so on, the discharge characteristics in gaseous or liquid propeller are studied, and then the plasma heating phenomenological model will be presented. The assisted combustion mechanisms of three effects above will be explored from increasing the turbulence intensity of propellant jet which results in the instability and atomization, the plasma releasing heat in propellant mixing, the large molecules cracked into smaller molecules and the free radicals effects. The parameters of plasma actuator and driving parameters of applied voltage will be studied systematically. The obtained results should promote the development of new spacecraft rocket engine and can be used in the hypersonic propulsion technology, internal combustion engines, and gas turbine engines and so on.

等离子体点火与助燃技术可在航天器火箭发动机中发挥重要作用。等离子体存在输运、加热与化学效应三种强烈耦合的助燃途径，给相关机理研究带来很大制约，研究进展缓慢。本项目利用高压交流和纳秒脉冲激励的介质阻挡放电等离子体的主要特性，采用等离子体放电-流动控制-燃烧控制松耦合仿真方法，结合先进的光学测量技术，探索将等离子体三种效应进行解耦的研究方法，针对航天器火箭发动机低气压、低温/高温及高气压高温等典型工况，研究气态、液态推进剂中等离子体放电特点，建立等离子体加热效应唯像学仿真模型，从推进剂喷注射流的促湍失稳与雾化、推进剂混合物中等离子体放热、大分子裂解与自由基活化作用等方面分别探索三种效应的助燃机理，系统研究等离子体激励器结构参数、电源激励参数对助燃效果的影响。研究成果可为发展新型航天器火箭发动机技术提供支持，同时可在高超声速推进技术、内燃机、燃气轮机等领域得到应用。

针对航天器火箭发动机点火与高效燃烧需求，探索等离子体输运、加热与化学效应的点火与助燃作用机理。首先研究了DBD和SDBD两种等离子体控制喷嘴射流流场机理，构建了三套实验系统和三维SDBD激励模型，结果表明两种等离子体均可以提高射流掺混能力，其中逆向比正向激励器型更好，其关键机理在于逆向激励器主动生成涡结构，在射流发展前期有效弱化其剪切层，生成更多大涡结构，其发生形变和破碎的速度进一步加快，形成小涡主导区域，快速消耗射流能量，进而促进掺混。其次研究了加热效应作用机理。开展了氢气/氧气等离子体放电过程一维数值仿真及点火过程，表明活性粒子通过加快点火初始阶段链式反应速率和改变化学反应路径，有效缩短点火延迟时间、降低点火温度阈值；设计了滑动弧等离子体点火器，发现电弧稳定击穿模式下的一个滑动过程可以分为击穿、稳定和不稳定滑动3个阶段；随着空气流量增大，定常模式下平均放电功率和OH基、O2(al)基浓度降低，而非定常模式下恰好相反，其关键机理在于定常模式下放电的熄灭是电弧丝自然断裂造成的，而非定常模式下则是由放电激励决定的。最后，研究了化学效应助燃机理。计算了等离子体中各粒子的浓度变化情况，发现放电会产生大量H、CH3、OH等活性粒子，振动激发态O2、N2几乎不参与活性粒子产生，起负面作用。氧气放电O几乎全部来源于高能态O2分子离解；空气放电电子激发态N2熄灭也会生成大量O。开展了同轴式喷嘴等离子体辅助燃烧实验研究，发现活化效应加速燃烧，喷嘴出口燃烧释热强度增大，火焰附着能力增强；气动效应增强剪切层湍流强度和燃料掺混。开展了逆向、正向SDBD等离子体助燃实验研究，发现SDBD气动效应更加显著，火焰高度降低更为明显，形态更加“矮胖”。SDBD对火焰形态和燃烧稳定性提升效果好于体放电，但活化效应整体弱于体放电。仿真分析了等离子体活化效应、气动效应以及二者综合作用对气氧/甲烷发动机燃烧性能的影响，发现甲烷活化效应强于氧气放电，正向气动激励有利于增强活化效应。