The present study is concerned with the low-frequency self-excited instabilities frequently occurring in aero-engine combustors operated with Jet A-1 fuel under pilot-mode non-premixed conditions. To investigate key aspects of non-premixed spray combustion dynamics related to dual-swirl pressure atomization nozzles, the sensitivity of combustion instability was analyzed by varying the combustor length, equivalence ratio, and inlet air temperature. Differential pressure measurements were conducted under isothermal and reacting flow conditions. The pressure drop of the fuel nozzle under reacting flow conditions deviates from the value of iso-thermal conditions. The occurrence of low-frequency combustion instabilities causes the discharge coefficient of the fuel nozzle to be reduced remarkably. The frequency of the entire dataset agrees reasonably with the longitudinal-mode eigenfrequencies calculated using Helmholtz-equation-based low-order network modeling. The instability frequency tends to decrease with increasing combustor length, notably accompanied by discontinuous mode transitions between the 1st and 2nd longitudinal mode. A large number of data points meet the in-phase interaction requirement of the Rayleigh criterion. The magnitude of pressure perturbation is increased with the global equivalence ratio, except for the development of lean-blowoff-induced (LBO) instabilities at the lowest equivalence ratio. The negative correlation between pressure perturbation amplitude and inlet air temperature is identified clearly.
The self-excited instabilities flame exhibit limit-cycle oscillations that maintain strong pressure perturbation amplitude under combustor length of 1000 mm and the overall equivalence ratio of 1.2. Given the temporal synchronization between the pressure signal and the dynamics of the partially-premixed reaction zone, the periodic emergence of the partially-premixed flame is expected to be responsible for the development of the low-frequency thermoacoustic modulations. The development of low-frequency instabilities is attributable to the interaction between several distinctive reaction regions with different characteristic timescales, involving periodically emerging partially-premixed flames near the injector face and downstream propagating non-premixed reaction regions. For a fixed combustor length of 1900 mm and equivalence ratio of 1.125, the combustion dynamics change due to the nonlinear transient behavior was observed with other operating conditions constant. Temporal desynchronization gives rise to a noticeable variation in flame dynamics, such that the growth of the newly-formed non-premixed region is visible. Strong low-frequency pulsations appear to serve as a transient process, involving the periodic emergence of partially-premixed flames and convection of central sooting flames.
The influence of inlet air temperature was explored in order to investigate the initiation and growth of combustion instability. Large-amplitude pressure oscillations are generated at the lowest temperature of 293 K and the resulting probability distribution of the pressure time traces exhibits a negatively skewed distribution, presumably owing to the interactions between strong partially-premixed and weak non-premixed reaction regions. In the 473 K case, irregular intermittent bursts arise at a frequency of about 1.5 Hz, as well as the 2nd longitudinal mode coupled lower amplitude oscillations.
A strong low-frequency instability with high-amplitude aperiodic oscillations and chaotic transitions is induced under lean-limit conditions. The instability at 141 Hz is dominated by the periodic emergence of a partially-premixed flame presumably in association with enhanced atomization and mixing processes. The emergence of a non-premixed flame causes abrupt increase in heat release, accompanied by the increase in pressure amplitude. This unstable behavior is closely related to the change in characteristic timescales of the partially-premixed and non-premixed flames. Pressure-heat release interactions are gradually decoupled, their fluctuation amplitudes are lowered, and eventually flame extinction occurs.
본 연구는 파일럿 모드 비 예혼합 조건에서 Jet A-1 연료로 작동되는 항공기 엔진 연소기의 저주파 자발 불안정에 관한 실험적 연구이다. 이중 스월 압력 분무 노즐과 관련된 비 예혼합 분무 연소 역학의 주요 측면을 조사하기 위해 당량비와 입구 공기온도, 연소기 길이를 변화시키며 연소 불안정성의 민감도를 분석하였다. 분석에 앞서, 연료노즐의 차압 측정은 등온 및 반응 흐름 조건에서 수행되었다. 저주파 연소 불안정의 반응조건에서 압력 강하는 등온 조건의 값에서 벗어나고, 유량 계수는 현저하게 감소하였다. 전체 실험 데이터의 불안정 주파수는 Helmholtz 방정식 기반 저차 네트워크 모델링을 사용하여 계산된 길이 방향 모드의 고유 주파수와 합리적으로 일치한다. 불안정 주파수는 연소기 길이가 증가함에 따라 감소하는 경향이 있으며, 특히 1차와 2차 길이 방향 모드 사이의 불연속 모드 전환이 동반된다. 모든 실험 데이터는 Rayleigh 기준의 동위상 상호 작용 요구 조건을 충족한다. 압력 진동의 크기는 가장 낮은 당량비에서 희박 소염 유도 불안정 발생을 제외하고 전체 당량비와 함께 증가한다. 압력 섭동 진폭과 입구 공기 온도 사이에는 음의 상관 관계가 명확하게 식별된다.
연소기 길이 1000 mm 및 전체 당량비 1.2에서 자발 불안정 화염은 강한 압력 섭동 진폭을 유지하는 한계 주기 진동을 나타낸다. 부분 예혼합 반응 구역의 역학과 압력 신호 사이의 시간적 동기화를 고려할 때, 부분 예혼합 화염의 주기적 출현은 저주파 열음향 변동의 발달과 관련이 있는 것으로 예상된다. 이러한 발달은 인젝터 근처에서 주기적으로 발생하는 부분 예혼합 화염과 하류로 대류되는 비 예혼합 반응을 포함하여 서로 다른 특성 시간 척도의 몇 가지 독특한 반응 영역의 상호 작용에 기인한다. 1900 mm의 고정된 연소기 길이와 1.125의 당량비에 대해, 비선형 천이 거동으로 인한 연소 역학 변화는 다른 작동 조건이 일정한 상태에서 관찰되었다. 시간적 비동기화는 화염 역학에 눈에 띄는 변화를 일으켜 새로 형성된 비 예혼합 영역의 성장을 볼 수 있다. 강한 저주파 진동은 부분 예혼합 화염의 주기적 출현과 중앙의 그을음 화염의 대류를 포함하는 일시적인 과정에 의해 작용한다.
연소 불안정의 시작과 성장을 관찰하기 위해 입구 공기 온도의 영향을 조사하였다. 293 K 의 가장 낮은 온도에서 큰 진폭의 압력 진동이 생성되고, 압력 시간 신호의 확률 밀도 분포는 아마도 강력한 부분 예혼합 반응 영역과 약한 비 예혼합 반응 영역 사이의 상호 작용으로 인해 음으로 치우친 분포를 나타낸다. 입구 온도 473 K의 경우, 2차 길이 방향 모드에서 더 낮은 진폭의 진동과 결합하면서 불규칙한 간헐적 버스트가 약 1.5 Hz 의 주파수에서 발생한다.
희박 한계 조건에서 높은 압력 진폭의 비주기적 진동과 카오스 천이를 동반하면서 강한 저주파 불안정이 유도된다. 141 Hz에서의 불안정은 강화된 분무 특성과 혼합 개선으로 예측되는 부분 예혼합 화염의 주기적 출현에 의해 지배된다. 비 예혼합 화염의 출현은 압력 진폭의 증가와 함께 열 방출의 급격한 증가를 유발한다. 이 불안정한 거동은 부분 예혼합 화염과 비 예혼합 화염의 특성 시간 척도의 변화와 밀접한 관련이 있다. 소염 구간에서의 압력-열방출 상호 작용은 점차적으로 분리되고, 압력 진동 진폭이 낮아지면서 결국 화염의 소화로 이어진다.
