微重力燃烧研究最早可以追溯到1956年日本东京大学用于验证液滴燃烧基础模型的实验。美国NASA(National Aeronautics and Space Administration) 于20世纪60年代中期以后的2座落塔的投入使用，使微重力燃烧研究进入了快速发展的阶段。在航天飞机时代，微重力燃烧研究受到燃烧学基础科学问题和防火安全问题的驱动，成为微重力科学中一个活跃的研究领域，火焰传播和熄灭、点燃和自燃过程、冷火焰和液滴燃烧等成为主要研究方向。20世纪80年代中期以后，微重力燃烧的研究工作开始关注地基微重力燃烧方面，并将空间实验与地基研究相结合。国际空间站(International Space Station, ISS)作为重要基础设施，在航天器防火安全和燃烧科学基础问题2方面承担了大量研究工作，各国研究者们开展了如火焰传播、熄灭、燃烧产物分析、火焰结构研究等多种燃烧实验。ISS上的燃烧科学实验柜(combustion science rack, CSR)以多用户液滴燃烧实验装置(multi-user droplet combustion apparatus, MDCA) 作为首个进行空间站燃烧科学实验的主要设施，于2011年观察到的液滴冷焰燃烧现象[5]已被列为ISS微重力科学十大发现之一。CSR还可通过更换实验装置进行固体材料燃烧和气体火焰特性的研究。
由中国载人航天工程办公室牵头并经过中国燃烧领域科学家的论证后，气体实验插件将在空间站运营期前期(10~15 a)支持一批包括气体火焰科学实验在内的燃烧科学实验。作为燃烧科学实验系统中的子系统，同时是随梦天舱发射的首个燃烧科学实验装置，气体实验插件以空间站建造与质量要求、燃烧科学实验系统资源限制的技术输入为依据，针对燃烧学科内几类重要的气体射流火焰实验进行通用设计，能够充分利用CSR与燃烧科学实验系统提供的机、电、热控、气体供给、图像拍摄、废气排放等基础资源[15-18]，完成多样性的科学实验目标。本文主要总结了国内外微重力气体射流火焰实验情况，介绍了气体燃烧实验的系统设计和相应功能，对结合燃烧实验柜中的光学诊断手段可实现的火焰诊断功能进行了分析，为后续微重力气体实验装置及气体火焰实验设计提供参考。
1 国内外微重力气体射流火焰实验情况
1.1 地基微重力射流火焰实验
1928年Burke与Schumann提出了最简单的层流非预混火焰模型[19]，1949—1978年，Hawthorne等[20]和Wohl等[21]完成了较有体系的射流非预混火焰实验。自1981年起，NASA的Lewis研究中心选择了射流火焰作为研究项目之一。1981—1987年，研究人员使用2.2 s落塔[20, 22]进行了一些简单的基础实验；1987—1992年，研究团队利用5.18 s落塔和KC-135研究飞行器，深入探讨了1981—1987年确定的研究问题。1994年，Hegde等[23]观察Reynolds数(Re)为200~6 000的射流火焰高度(见图 1)，实验过程通过逐渐增加流量实现层流至湍流的转换，发现火焰进入湍流区时，在微重力下的火焰高度可达到常重力下的2~3倍，这是最早开展微重力对湍流火焰影响的研究。
此后，美国伊利诺伊大学芝加哥分校、NASA Lewis研究中心[24]、密西根大学[25-27]、普林斯顿大学[28]、马里兰大学[28, 29]、加州大学尔湾分校[30]、华盛顿大学[23]、德州大学[31]、日本北海道大学[32]、韩国首尔国立大学[33]等机构的科研人员，在微重力层流射流火焰碳烟浓度、使用电场抵消重力对火焰的影响、磁场对射流火焰影响、重力对不同Re的射流火焰的影响、微重力层流射流的火焰形貌和烟点(smoke point)实验及其与理论的比较等方面进行了深入的研究。20世纪80年代以来，在NASA微重力燃烧研究项目的支持下[34-35]，上述研究在ISS上的开展推动了地面微重力实验和理论方面的进展，同时也为ISS的火灾防控和科学实验诊断设施提出了需求。为了实现微重力实验条件，除了使用落塔、抛物线飞机和探空火箭等地基设施外，研究人员也将ISS作为进行微重力燃烧研究的重要基础设施，在航天器防火安全和燃烧科学基础问题2方面，针对气体射流火焰开展了大量研究工作。
1.2 国际空间站射流火焰实验
ISS上的首次燃烧科学实验来自FLEX (flame extinguishment) 系列项目。为了满足燃烧科学实验的通用需求，ISS上配有CSR[36]和MDCA，能进行在室温和3×105 Pa以下的单液滴和一维液滴阵列燃烧实验。由于单液滴燃烧实验可将燃料相对聚集地部署在燃烧室某一处，被视为可控性较好、安全性较高的燃烧实验。另一方面，ISS具备微重力科学手套箱(microgravity science glovebox, MSG)，并安排了燃烧规模较小的固体材料燃烧实验(burning and suppression of solids, BASS)、气体射流火焰烟点实验(smoke points in coflow experiment, SPICE) 和射流火焰结构与推举实验(structure & liftoff in combustion experiment，SLICE)。这些燃烧实验项目可由航天员深度参与，为论证CSR下一代固体实验插件和气体实验插件凝练了重要的科学问题和实验手段。
SPICE实验中，MSG内进行了54组指定实验和30组重复实验。实验使用甲烷、丙烷、乙烯、丁烯和混合气体作为燃料，研究碳烟在射流火焰中的生成，测量烟点在同流扩散火焰中随喷嘴尺寸、同流速度、燃料速度、燃料组分等的变化，通过消除对流得到的理想形貌火焰，验证火焰结构和烟点预测等理论模型，以改善未来的空间科学实验，加强对微重力环境下的火灾放热及污染物生成预测的理解[36]。
SLICE实验于2012年前后在ISS完成。该项目通过观察火焰对同流燃烧器的贴附和推举火焰的结构，验证光学手段在层流火焰上的应用，并为数值仿真中热辐射、碳烟生成、燃烧化学反应机理的模型提供理想的实验数据。SLICE实验为前沿燃烧研究(advanced combustion via microgravity experiments, ACME)中的同流层流扩散火焰(co-flow laminar diffusion flame, CLD flame)找到了最佳实验参数[37]。
微重力前沿燃烧研究(advanced combustion via microgravity experiments，ACME)是ISS燃烧科学实验项目中首个气体射流火焰实验的项目群。这些项目群共用了一个气体实验插件即ACME插件，其设计满足了由11位科学家、7所大学以及NASA Glenn提出的前沿燃烧实验的在轨实验和光学诊断需求，具体研究细分为以下项目：燃烧速率模仿(burning rate emulator, BRE)[38]、同流层流扩散火焰(coflow laminar diffusion flame, CLD flame)[39]、电场对层流扩散火焰的效应(electric-field effects on laminar diffusion flames, E-FIELD flames)[40]、火焰设计(flame design)[41]、球形扩散火焰的结构及响应(structure and response of spherical diffusion flames, s-Flame)[42]。
ACME插件上具有控制气体流量的质量流量计、可撤离悬臂点火器、测温用的细丝阵列、高电压发生器、热辐射计、光电倍增管、双色法专用相机、热电偶等设备，以满足ACME项目中5种不同实验对气体输送、点火、特殊组分场、火焰测量的需求，更多细节详见2013年版的《Integrated Science Requirements RDR》[42]。然而，目前国际上仍缺少微重力实验装置提供较为完善的基于气体火焰实现的诊断功能，如通过激光粒子图像测速(particle image velocimetry, PIV)法对速度场进行测量，通过多台高速相机对火焰进行三维重构，同时对火焰中的碳烟浓度和中间组分光谱进行测量与分析。
中国的微重力基础设施和空间科学的迅速发展给空间科学学科带来了更多的实验机会。中国空间站气体火焰科学实验是中国首次利用空间站燃烧科学实验柜和气体实验插件而开展的燃烧科学实验[43]，属于近极限和基础燃烧研究主题的重要内容，可为后续更多的在轨气体射流火焰实验积累实验控制参数和方法，同时有助于进一步凝练重要的科学问题。
1.3 中国空间站的燃烧科学实验规划
中国空间站根据应用背景和研究内容的不同，将微重力燃烧科学分为2个研究方向：微重力环境下燃烧基础科学问题和技术、空天推进和载人航天中的微重力燃烧问题。基于微重力燃烧领域的主要科学问题，空间站微重力燃烧科学研究计划将包含8个方面：1) 多相、非均相燃烧与液体雾化，液滴/颗粒碰撞混合规律，相关燃烧机理及模型构建和验证；2) 碳烟等污染物的形成和控制机理；3) 火焰/等离子体材料合成；4) 多场耦合下的火焰结构和燃烧稳定；5) 近极限条件下点火、熄火和火焰传播，催化、等离子体辅助燃烧；6) 高能推进剂/燃料燃烧特性；7) 材料着火、燃烧和产物生成特性；8) 烟雾粒子输运特性和火焰演化规律。
以上研究内容在中国空间站建造初期提供了重要的通用功能目标，并在2023年空间站项目征集的指南中，由领域专家凝练为以下3项研究主题：
1) 近极限和基础燃烧研究，
2) 微重力下材料着火特性和防护研究，
3) 重要应用燃烧机理及转化研究。
CSR的燃烧科学实验系统由中国科学院工程热物理研究所牵头研制，气体实验插件作为燃烧科学实验系统的可更换子系统，主要负责配合科学实验项目形成在轨气体射流火焰，并协同CSR的所有电气资源[44]完成实验。
2 气体实验插件系统设计
2.1 科学目标
气体实验插件应满足燃烧学科内重要的微重力气相火焰实验，涵盖了预混火焰和扩散火焰，这2类火焰已有相对成熟的理论和实验基础，且已被广泛地运用在实际燃烧系统的火焰子模型中[45]。
气体实验插件综合CSR和自身的资源，在密闭的燃烧室内通过适当配比中心管及同流管的气体组分和流量，实现具有不同物理现象的火焰，并使用燃烧室8个窗口外的光学诊断手段收集主要实验数据。因此，形成的火焰必须处于燃烧实验柜的光学诊断系统可观察到的范围内(长×宽约50 mm×50 mm)，实现相对于燃烧实验插件尺寸和总燃烧功率较小的火焰。火焰的实际尺寸将由中心管射出流体速度决定，不超出实验插件所能提供的空间范围，并满足燃烧实验整体放热上限要求。气体实验插件可通过更换项目所属燃烧器或客制化单元等实施不同类型的气体燃烧实验。以射流火焰为例，如图 2所示，气体实验插件可实现多种火焰形式。
2.2 研制功能与技术要求
基于空间站燃烧科学实验的需求，气体实验插件必须满足提供点火、气体预混、适当火焰观察位置以及其他信号采集的需求，主要功能包括：
1) 对实验设备的物理支撑结构及与燃烧室的机械连接和定位，
2) 燃料(插件自带)、氧化剂和稀释剂的比例调节、混合和吹送，
3) 更换燃烧器和其他需维修或更换部件，
4) 电热丝点火和点火器撤离结构，
5) 热电偶测温，
6) 环境(温度、压力、湿度、燃料气体和氧气浓度)监控探测，
7) 燃烧颗粒物的采样收集。
基于以上主要功能形成了技术要求，如表 1所示。
表 1 气体实验插件技术要求 |
| 指标 | 技术要求 |
| 外部尺寸包络 | 直径≤396 mm，长度≤520 mm |
| 燃烧平均放热率 | ≤100 W |
| 平均电功耗 | ≤150 W |
| 质量 | ≤40 kg |
| 温度点测量 | 250~1 800 K，精度优于0.5%，可测量温度点不少于16个 |
| 客制化单元供电 | 具有24 V、12 V、5 V的直流供电接口 |
注：产品应符合载人航天工程有效载荷的结构、热控、通信、在轨运行、电磁兼容、人机工效、医学等相关要求。 |
气体实验插件包含了机械支撑、电控子系统、气路子系统(供气和排气)、点火子系统、测量子系统以及冷却子系统等部分。各子系统的功能目标如下：
1) 机械支撑：提供与燃烧室对接和内部功能部组件的安装接口；
2) 电控子系统：负责内部功能组件供电、控制、数据采集、上级系统的数据与指令的交互传输；
3) 气路子系统：利用燃烧科学实验系统的气源供给，建立适用于燃烧科学实验的燃烧室环境条件；通过预安装好的科学实验燃烧器，在点火子系统和进气功能组件(氧化剂、燃料)协同配合下产生气体火焰；
4) 测量子系统：配置的广角相机和光电倍增管可以进行点火状态的确认，环境传感器模块可以实时检测氧气浓度、燃料浓度、温度及湿度等参数，热辐射计和热电偶可以分别监测火焰辐射光强和指定点温度；
5) 排气子系统：实验结束后，燃烧产生的废气可经排气功能组件流入燃烧科学实验平台的排气净化子系统经过净化处理，由空间站的排废气系统排出；
6) 冷却子系统：通过燃烧柜的冷却液供给，实现热量交换。
2.3 子系统设计
2.3.1 气路子系统
气体实验插件的气路子系统的设计示意图和原理图分别如图 3a和3b所示。插件外部输入的氧化剂、稀释剂、惰性气体由燃烧科学实验系统上的质量流量控制器进行控制后，经过连接环进入燃烧室，并通过金属软管导入气路分流歧块。从安全性角度，燃料气瓶模块安装在气体实验插件上端面，并由气体实验插件上的质量流量控制器控制流量，同样由供气口进入气路分流歧块。燃料气体、氧化剂、稀释剂、惰性气体的质量流量控制器(Alicat MC系列)最大流量分别为1、2、5、5标准升每分钟(standard liter per minute, SLPM)。气路分流歧块上布置的11路比例电磁阀，能对出口的3个出气位置(气路1为中心管，气路2为同流管，气路3释放环境气体)进行组分调配。
2路气体经由混气腔抵达“燃烧器共用平台”(见图 4)，燃烧器共用平台由基体结构和密封圈组成，基体结构提供2处定位销和4个M3不脱出螺钉安装孔，分别实现燃烧器定位安装和紧固；提供燃烧同流管口和燃烧中心管口两路气路出口，通过气路系统的混气分流，实现科学实验需求气体供应；采用FM-1D材质密封圈与燃烧器底面贴合密封。考虑气体实验插件光窗和周围装置的位置，燃烧器一般设计为：包络不大于68 mm×60 mm×161 mm(长×宽×高)，设计燃烧器时应满足工效学等载人航天空间站研制要求，同时使其实现科学实验的目标。
不同的燃烧科学实验项目可设计相同接口的燃烧器进行安装以获得上述供气功能，插件气路位置及功能详见表 2。
表 2 插件气路位置及功能一览表 |
| 进气种类 | 气路编号 | 出气位置 | 功能 |
| 氧化剂 | 气路1 | 燃烧中心管 | 提供燃烧中心管气体的氧化剂，搭配燃料形成预混或部分预混火焰气体 |
| 气路2 | 燃烧同流管 | 提供燃烧同流管伴流气体的氧化剂，搭配燃料形成部分预混火焰气体 | |
| 气路3 | 燃烧室环境 | 提供填充燃烧室腔体的氧化剂 | |
| 稀释剂 | 气路1 | 燃烧中心管 | 提供燃烧中心管气体的稀释剂，调配预混或部分预混火焰气体的氧气浓度 |
| 气路2 | 燃烧同流管 | 提供燃烧同流管伴流气体的稀释剂，调配预混或部分预混火焰气体的氧气浓度 | |
| 气路3 | 燃烧室环境 | 提供填充燃烧室腔体的稀释剂，调配环境气体的氧气浓度 | |
| 惰性气体 | 气路1 | 燃烧中心管 | 提供燃烧中心管气体的惰性气体，搭配燃料或氧化剂形成阻燃气体 |
| 气路2 | 燃烧同流管 | 提供燃烧同流管伴流气体的惰性气体，搭配燃料或氧化剂形成阻燃气体 | |
| 气路3 | 燃烧室环境 | 提供填充燃烧室腔体的惰性气体，形成阻燃环境 | |
| 燃料气 | 气路1 | 燃烧中心管 | 提供燃烧中心管气体的燃料，搭配氧化剂形成预混或部分预混火焰气体 |
| 气路2 | 燃烧同流管 | 提供燃烧同流管伴流气体的燃料，搭配氧化剂形成部分预混火焰气体 |
实验结束后或紧急情况时，燃烧科学实验系统的排气净化子系统利用真空产生的压差作为动力，地面注入排废气指令后，开启排废气阀门对燃烧室进行排气，气体实验插件内气体由排气口经废气管路排出。
在燃烧科学实验项目的分析过程中，部分燃烧科学实验项目对碳烟或火焰合成材料等颗粒状燃烧产物提出了收集需求。同时，为防止PIV的粒子和上述颗粒物进入排气净化子系统，气体实验插件利用侧盖板实现相对密封功能，在燃烧室排废气过程中产生压差，气流带动颗粒物流向过滤片达到收集目的。
气体实验插件已在废气法兰上预装了过滤窗，如图 5所示，正对燃烧器出口，位于下端板，与燃烧中心管口同心。过滤窗上表面距离燃烧器安装面约329 mm；支持直径2 μm以上的颗粒物的过滤收集。过滤窗由过滤片、12个M3不脱出螺钉和法兰盖组成，安装至废气法兰，废气法兰自带FM-1D密封圈与过滤片形成密封。
2.3.2 点火子系统
点火子系统由步进电机和点火头等主要元器件构成，如图 6所示。步进电机通过插件的电控系统进行供电与控制，步进电机收缩使摇臂随旋转关节旋转，带动点火头至燃烧器上方(左侧中间)，电控系统对点火头供电，电热丝发热配合气路系统可燃气供应，可在燃烧器上方形成科学目标预期的火焰。
步进电机由驱动器驱动，电控系统通过RS485通信控制其动作，到位后触发微动开关自动停止；点火头由电控系统供电，通过功率电阻分压防护，PWM控制输出，实现点火头不同功率发热点火；点火器底座提供步进电机和摇臂的结构接口与气体插件对接。
2.3.3 测量子系统
气体实验插件的测量子系统在插件内部空间的分布情况如图 7所示。图中悬空的部件皆安装在插件的侧柱上。出于安全考量，气体实验插件设有2个互为备份的环境传感器模块，分别布置在上下端板的内侧。每个模块包括燃料传感器、湿度/温度传感器、氧气浓度传感器和环境压力传感器。LED灯用于在实验准备阶段插件内部照明，为监视广角相机提供光源，布置在顶部的环境传感器下方。LED灯的下方布置了光电倍增管(photomultiplier，PMT)、热辐射计模块，图 7中左侧为监视广角相机的安装位置，左上方为插件的用户资源接口，包括科学项目燃烧器可使用的供电(24 V、12 V、5 V)和热电偶(K型与B型各7个)；所有的传感器测量元件均通过特殊结构设计，可针对火焰中心进行测量。测量系统可以得到插件内部的光、电、热、图像以及气体组分浓度信息，作为实时监控插件内部情况并确定报警措施的必要手段。
气体实验插件支持环境参数监测功能，布置在插件的主侧板1上方和下端板侧边，具备压力、氧气浓度、燃料浓度、温度、湿度监测功能，气体实验插件的电控单元烧写了报警及控制程序，可根据阈值判断是否存在压力、燃料和氧气浓度等超标的风险发生，进行应急处置(如电磁阀断电、上报上级实验系统等)，确保实验的安全。环境传感器的技术参数如表 3所示。
表 3 环境传感器技术参数 |
| 传感器类别 | 参数名称 | 参数值 |
| 压力传感器 | 测量范围精度 | 0~1×106 Pa BSL优于0.1% |
| 温湿度传感器 | 湿度测量范围 | RH为0~100% |
| 湿度测量精度 | RH优于5% | |
| 温度测量范围 | -40~110 ℃ | |
| 温度测量精度 | ±3% | |
| 氧气传感器 | 测量范围精度 | 1%~96% ±1% |
| 燃料浓度传感器 | 量程(LEL) | 0~100% |
注：BSL是误差值，表示测量点与最佳拟合直线的接近程度；RH是相对湿度。 |
气体实验插件内布置有3个光电倍增管，具备3路微弱光的检测能力，采集点火光谱信号，辅助判定点火是否成功以及提供弱火焰或冷火焰的光谱数据。光电倍增管产品型号和光谱响应范围如表 4所示。
表 4 光电倍增管技术参数 |
| 型号 | 光谱响应范围/nm |
| H10723-110 | 230~700 |
| H10723-04 | 185~870 |
| sH10723-20 | 230~920 |
气体实验插件内布置有2个热辐射计，经过黑体炉标定，用于反演给定火焰体积下的火焰温度，热辐射计ST150的主要技术参数如表 5所示。
表 5 热辐射计ST150的主要技术参数 |
| 参数 | 最小值 | 典型值 | 最大值 | 单位 |
| 活动区域大小 | — | 1.5×1.5 | — | mm |
| 单元面积 | — | 2.25 | — | mm2 |
| 输出电压 | 250 | 285 | 320 | mV |
| 响应性 | 33.7 | 38.4 | 43.1 | V/W |
| 电阻 | 65 | 74 | 100 | kΩ |
| 检测能力 | 1.25×108 | 1.66×108 | 1.99×108 | |
| 时间常数 | — | 42 | — | ms |
监视广角相机采用DALSA生产的G3-GC10-C1280型号，作为实验过程中的重要设备，其拍摄的数据可通过天地的信息传输，帮助地面科研人员观测插件内情况；还可提供实验过程录像和辅助判断点火成功情况，帮助科学家根据实验进程与初步效果进行后续实验的参数优化。监视广角相机的主要性能参数如表 6所示。
表 6 监视广角相机主要性能参数 |
| 名称 | 取值 |
| 帧数 | 88帧/s(缺省值25帧/s) |
| 工作温度 | —40~85 ℃ |
| 像素 | 4.8 μm×4.8 μm |
2.3.4 其他子系统
其他子系统涵盖了气体实验插件的电控和热控功能，主要用于按照燃烧科学实验系统下发的延时指令将上述子系统的功能与燃烧室外部的光学诊断系统和排气净化子系统联用，以完成系统开机、状态设置、实验开始、实验结束等步骤所需功能。
3 初步燃烧科学实验
3.1 地面匹配实验
CSR通过首发的4个燃烧科学实验项目的燃烧器于2022年5月进行了地面科学匹配实验，目的在于验证实验全流程相关的工参反馈、工况设置、系统和插件的联合流程控制、紧急处置等功能。此批匹配实验共计进行了约40次，代表性图像如图 9所示，为了更准确反映实验条件，图中重力方向绘制为由右向左，与后续微重力实验布局也更能保持一致。由此初步获得的合适的点火参数，为空间实验提供了重要的参考经验。在地面科学匹配实验过程中，获得了气体实验插件内部火焰的亮度、辐射量等科学数据，取得了CSR的每台光学诊断设备拍摄的火焰图像，经后期处理可实现三维温度场重构、火焰结构摄像、OH和CH自由基等中间组分分布、碳烟温度场测量、纹影法火焰结构测量、PIV速度场测量等功能。这些实验在CSR发射前验证了科学实验项目实验参数控制、实验流程控制、实验功能需求、科学数据采集支持能力，气体实验插件的气路子系统、点火子系统、测量子系统等的功能也得到了完整验证。
3.2 在轨实验情况
气体燃烧实验柜中的燃烧诊断系统的像增强相机也拍摄了相应的OH自由基发射光图像，如图 13所示，展示了9.4~12.5 s区间内Wf的增加和Hf的快速收缩，直至非预混火焰区域末端发生局部熄灭的现象，由此验证了气体燃烧实验柜中的燃烧诊断系统可较好地记录在轨火焰动态过程。
4 结论
本文回顾了国内外空间微重力射流火焰燃烧实验及燃烧科学领域对中国空间站燃烧实验的需求；介绍了梦天舱燃烧科学实验柜的燃烧科学实验系统气体实验插件的设计思路和功能。主要结论如下：
1) 气体实验插件能在微重力下支持气体实验研究，满足多种燃料燃烧研究需求。燃烧科学实验系统为气体实验插件提供所需的水冷、电、气等资源，而气体实验插件具有完善的测量、监控设计，能为燃烧实验提供完善的分析、诊断工具。
2) 气体实验插件对安全性、可靠性设计做了详细的考虑。具有废气排放和粒子过滤功能，具有完备的热控和状态监测功能，能完全满足中国空间站燃烧科学实验柜的安全要求。
3) 目前在微重力条件下的初步气体射流火焰实验表明，气体实验插件可以完整实现自制燃烧器机械接口安装、环境气体设计，并在射流火焰中的组分配比和流量确定后形成符合项目科学目标的火焰，可通过燃烧科学实验系统的燃烧诊断子系统提取火焰形貌、速度场、OH和CH自由基空间分布数据。初步的地面匹配实验和在轨实验结果表明，微重力扩散火焰展现出独特的熄灭特性，气体燃烧实验柜中的燃烧诊断系统可较好地记录在轨火焰动态过程，从而为后续多样化的燃烧科学实验项目提供支撑和设计依据。
