Low-frequency combustion dynamics of a prefilming airblast injector were experimentally investigated in a laboratory-scale aero-engine gas turbine combustor operated with Jet A-1 fuel and air under idle/sub-idle conditions. Our measurements reveal that multiple modes – ranging from 45 to 292 Hz – can be excited in the non-premixed combustion system, including the Helmholtz, longitudinal, and hydrodynamic instabilities. The system’s propensity for mode selection depends strongly on combustor length and pilot equivalence ratio. A strong Helmholtz mode with a peak-to-peak amplitude of ~ 14 kPa occurs, provided that the combustor length is relatively short and the pilot equivalence ratio is high. A high-amplitude, intermittent burst at approximately 12 Hz always develops when the system is on the verge of transition to the Helmholtz instability. With a longer combustor length, on the other hand, the system transitions to the ¾-wave longitudinal mode via a discontinuous mode-hopping process. The system undergoes well-defined, limit cycle oscillations with an extremely large pressure amplitude of ~ 30 kPa, but the global $OH^*$ fluctuation amplitude is limited to merely 8.3%. Phase-resolved flame imaging measurements demonstrate that a ring-like partially-premixed flame emerges periodically in the dump region, when the non-premixed flame wrapping around the central recirculation zone is lifted off the fuel nozzle. The mutual interaction between the partially-premixed and non-premixed reaction zones is the dominant mechanism for intense sound generation. Under certain conditions, superposition of the Helmholtz and longitudinal modes occurs, leading to nonlinear interactions manifested by additional spectral peaks at the sum and difference of the two frequencies. In contrast to the other two cases, this superimposed tone is not characterized by limit cycle behavior, but by a noise-driven unsteadiness.
Nonlinear mode transition processes are presented using several analysis methods, including Fourier/Hilbert transforms, phase portraits, spectrograms, low-order analytic modeling, and high-speed flame visualization methods. Our results demonstrate that a non-premixed Jet A-1 spray flame yields an intermediate-amplitude, quasi-periodic L1 mode oscillation at 50 Hz for a low pilot equivalence ratio, and the frequency gradually increases with increasing fuel flowrates. Subsequent to a critical point (103 Hz), the system undergoes a discontinuous mode transition, giving rise to the formation of an extremely large pressure oscillation with an L2 mode structure at 244 Hz. Several key triggers were found to induce the mode shift: (i) generation of a high-intensity pulse in the flame’s heat release rate due to the spontaneous ignition of unburned reactant mixtures, (ii) emergence of a large-scale vortical structure and its interaction with a partially premixed flame front, and (iii) development of self-sustained limit cycle oscillations driven by periodic convection of a hot spot –a mechanism known as entropy wave propagation. Our study identifies the occurrence of a large-amplitude peak followed by a local minimum intensity, analogous to the activation energy concept, as an essential step for entry into a new state with large-amplitude limit cycle oscillations.
The influences of different pilot air swirler configurations were investigated since low-frequency growl instabilities have shown highly sensitive responses to variation of the pilot equivalence ratio. Two sets of pilot swirling geometries were considered in the experiments: the counter-rotating (CTR) and co-rotating (COR) pilot air swirl flows. Experimental results demonstrate that both cases can be excited to the strong instabilities with ~10% pressure oscillations and the instability frequencies were in a similar range from 40 to 250 Hz. However, it is important to note that the overall behavior on the Rayleigh criterion was significantly different between the two cases. The CTR case showed that a large number of data points with a peak-to-peak pressure amplitude of ~7 kPa violate the Rayleigh criterion. By contrast, most of the data points met the Rayleigh criterion in the COR case. The violation behavior in the CTR case was associated with the unsteady heat release rate with relatively high standard deviations during 10 cycles compared to the COR case. High-speed flame visualization and image post-processing results revealed that the violation behavior in the case of CTR was associated with the three major flame structures, i.e., a flame base, a spiral tail like diffusion flame, and convection of a hot spot in the downstream. From the Rayleigh index, in particular, high destructive interference was observed in the regions of a tail like diffusion flame and a hot spot in the downstream. Thus, it is apparent that flame dynamics in these regions induced the unsteady heat release oscillations responsible for the violation behavior. In the COR case, however, the unsteady flame structures in the downstream responsible for the irregular heat release rate waveforms were manifested by very weak luminous intensities in the case of COR. A periodic flame base movement characterized by high constructive interference was observed, leading to small standard deviations in the heat release rate oscillations. In both cases, constructive interference was observed in the upstream region of the flame base. This indicates that the dominant pressure oscillations are interrelated with the periodic movement of the upstream area of the flame base. In addition, when compared to the CTR case, the COR case showed more sensitive responses to the intermittent bursts during the transition to the Helmholtz instability.
항공용 가스터빈 시험 연소기에서 공기 충돌형 인젝터의 저주파 연소 불안정 특성을 관찰하기 위해 고온의 공기와 Jet A-1으로 상압 조건에서 민감도 시험과 화염 이미지 계측을 수행했다. 실험 결과, 시스템에서는 45~292 Hz 범위에서 헬름홀츠 모드, 길이방향 음향 모드, 유체역학적 모드의 다양한 불안정 모드가 관찰되었다. 불안정 모드는 연소기 길이와 파일롯 당량비에 강한 민감도 특성을 보였다. 상대적으로 짧은 연소기 길이와 높은 파일롯 당량비 조건에서는 peak-to-peak 14 kPa 정도의 강한 헬름홀츠 모드가 발생하였다. 또한, 헬름홀츠 모드로 천이하기 직전에는 약 12 Hz의 강한 간헐적 버스트가 나타났다. 반면, 상대적으로 긴 연소기 길이에서는 2차 종방향 음향 모드로의 비선형 모드 천이 현상이 관찰되었다. 2차 종방향 음향 모드에서는 최대 peak-to-peak 약 30 kPa의 강한 한계 진동이 나타났지만 $OH^*$ 화학자발광강도는 8.3% 정도로 상대적으로 낮은 섭동 크기를 보였다. 위상 동기화 화염 이미지를 통해, 강한 음향파 발생의 지배적 메커니즘은 덤프면 근처의 고리형 예혼합 화염과 중심을 감싸는 확산 화염 영역의 상호 작용으로 나타나는 것을 확인하였다. 특정 운전 조건에서는 헬름홀츠 모드와 종방향 음향 모드 주파수의 합 또는 차 관계의 비선형 중첩 모드가 나타났다. 비선형 중첩 관계를 갖는 섭동 현상은 한계 진동으로 정의되지 않는 복잡한 특징을 보였다.
비선형 천이 거동 현상이 일어나는 순간에 대해 푸리에/힐베르트 변환, 위상궤적복원도, 스펙트로그램, 저차 해석 모델링, 고속 화염 가시화 기법 등을 이용하여 분석하였다. 비예혼합 Jet A-1 분무 화염은 낮은 파일롯 당량비에서 약 50 Hz의 준주기 1차 종방향 음향 모드에 커플링되었고 파일롯 당량비 증가에 따라 점차 주파수가 증가했다. 임계 모드인 약 103 Hz 이후, 불안정 모드는 약 244 Hz의 강력한 2차 종방향 음향 모드로 불연속 천이하였다. 비선형 모드 천이를 유발하는 트리거는 (i) 연소되지 않은 반응물 혼합체의 순간적인 연소에 의해 발생하는 강한 강도의 열 방출률 펄스, (ii) 대규모 소용돌이 구조와 예혼합 화염의 상호작용, (iii) 주기적인 핫 스팟의 대류에 의한 엔트로피파의 전파로 연소 불안정이 발달하는 세 가지 현상으로 관찰되었다. 열 방출률이 최대 강도 이후 최소 강도로 낮아지는 거동은 임계 상태에서 더 강한 압력 섭동과 더 높은 주파수의 2차 종방향 음향 모드로 비선형 천이하기 위한 필수 과정으로 활성화 에너지 개념과 유사한 특징을 보였다.
저주파 연소 불안정의 전체 거동은 파일롯 당량비에 강한 민감도 특성을 보였다. 이에 대하여 파일롯 스월러 형상 변화에 대한 연소 불안정 특성을 분석하였다. 실험에서는 파일롯 Counter-rotating (CTR)과 Co-rotating (COR) 형상을 고려하였다. 실험 결과, 공통적으로 최대 약 10%의 강한 압력 섭동과 40에서 250 Hz 범위의 불안정 주파수가 관찰되었다. 하지만, 두 형상에 대해 Rayleigh criterion과 간헐적 버스트에 대한 거동이 상당한 차이를 보였다. 먼저, CTR에서는 압력과 열 방출률 섭동의 Out-of-phase 위상각에서 peak-to-peak 약 7 kPa의 압력섭동을 동반하는 상당수 데이터 포인트가 나타났지만 COR에서는 대부분 Rayleigh criterion을 만족하는 거동이 관찰되었다. 시계열 분석 결과 CTR에서는 열 방출률 신호에서 COR에 비해 상대적으로 불안정한 특성을 보였다. 이때, 압력 섭동 크기는 peak-to-peak 4 kPa 정도로 두 형상에 대해 유사하였다. 화염 순간 이미지 분석을 통해 CTR에서는 화염 바닥, 나선 꼬리형 확산 화염, 핫스팟 대류의 세 가지 화염 영역에서 주기적 거동을 관찰할 수 있었다. 공간상의 Rayleigh index를 분석한 결과 CTR에서는 강한 강도의 상쇄 간섭이 나선 꼬리형 확산 화염과 핫스팟 대류 영역에서 관찰되었다. 따라서, 이 영역에서 Rayleigh criterion을 위반하는 비정상 열 방출률이 유발된다는 것을 알 수 있었다. 반면, COR에서는 비정상 열 방출률 거동을 유발하는 하류의 두 화염 구조가 나타나지 않았고 화염 바닥 영역이 전체적으로 보강 간섭을 나타내었다. 화염 바닥 영역의 상류에서는 두 형상에서 모두 보강 간섭을 나타내었는데, 이를 통해 이 영역이 압력 섭동과 밀접한 연관이 있다는 것을 알 수 있었다. 또한, COR은 헬름홀츠 모드로 천이되기 이전에 나타나는 간헐적 버스트에 더 취약한 특징을 보였다.
