化石燃料是社会生活和工业生产中重要的能源来源。使用化石燃料过程中会采用多种燃烧技术，如预混燃烧和非预混燃烧，以确保燃烧过程的稳定性、效率和环保性。许多能源动力系统采用非预混燃烧的方式，即在燃烧的过程将燃料和氧化剂进行混合[1]。在非预混燃烧中，形成燃料和氧化剂间的混合层及其内部的火焰结构是常见现象，这种火焰结构通常被称为边缘火焰。在实际的燃烧室内部，火焰通常表现为湍流火焰，边缘火焰作为湍流火焰的微小结构之一，会对整体火焰行为产生一定影响。例如湍流射流扩散火焰的整体稳定燃烧特性被视为与其内部微观部分预混火焰的传播紧密相关[2]。此外，湍流火焰在流场中呈现出显著的流动不均匀性和瞬态变化特性，内部存在复杂的涡流结构。边缘火焰与这些涡流间的相互作用导致其传播过程呈现非稳态特性。边缘火焰的结构也受到热声耦合现象引起的声波扰动的影响，进而发生传播特性的改变。
国际空间站上曾进行过非预混火焰相关的研究项目，如燃烧速率模拟[3](burning rate emulator, BRE)、同流层流扩散火焰[4](coflow laminar diffusion flame, CLD flame)、电场对层流扩散火焰的效应[5](electric-field effects on laminar diffusion flames, E-FIELD flames)，重点是研究推举火焰结构，通过光学诊断方法重建温度和组分分布信息，从而利用数值模拟验证火焰模型和化学动力学模型。然而，这些项目更关注火焰结构的演化、火焰的推举特性等稳态特性，针对非稳态火焰和火焰中的不稳定现象研究较少。而在微重力条件下进行的射流火焰实验揭示了许多近极限现象和重力对火焰动力学的效应。
Ronney等[6]通过狭缝对冲火焰燃烧器观察到了在火焰处于近极限、近熄灭或近吹熄的极限条件下，边缘火焰本身会发生振荡。Kim等[7]于2006年在0~2g(g为重力加速度)的重力水平内，对振荡的推举火焰进行抛物线飞机和数值模拟的研究，发现零重力环境由于缺乏浮力引起的火焰固有的Rayleigh-Taylor(R-T)不稳定性从而抑制了火焰的振荡[8]。其中由声场效应和喷嘴处不同出口速度产生的剪切力引起的Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性，引发了不同尺度的涡旋效应，导致火焰熄灭和振荡，而声波及不同尺寸的涡旋与边缘火焰振荡的相互作用也是研究湍流火焰传播的重要子模型。理论分析表明，辐射热损失的强度、氧化剂和燃料侧的Lewis数以及氧化剂和燃料的混合程度是影响实际燃烧器中射流火焰振荡行为的关键参数。Sugiu等[9]进行了微重力实验，研究声波对边缘火焰及曲率的影响，发现声波会对混合层发展造成影响，使得锋面曲率产生周期性变化，Saito等[10]研究了声场中的驻波对边缘火焰推举及锋面曲率的影响，而Casel等[11]通过共振分析射流火焰中的相关结构发现涡流扰动下的火焰涡流倾斜是K-H型波包的典型特性，与主导特征值的分离一起，主要集中在低频的Strouha数为0.04~0.15的区间。
以往研究表明，由于消除了微重力条件下浮力导致的R-T不稳定性，火焰中固有不稳定性对火焰的影响将会消失。因此，中国空间站内的长时间微重力环境有利于研究边缘火焰K-H不稳定性和声波导致的不稳定性，如边缘火焰和涡流或声学脉动相互作用后产生的不稳定性等。关于边缘火焰与涡流、声场相互作用产生的不稳定性研究成果将为控制火焰不稳定性提供全新认知，并在能源动力系统和太空消防安全领域得到更广泛的应用。
1 狭缝燃烧器装置组成与工作原理
1.1 装置组成
空间站微重力环境为深入探究边缘火焰的非稳态传播以及声波引发的不稳定性提供了独特的实验平台。基于空间站微重力环境的燃烧器设计旨在对边缘火焰与声场和剪切层涡流的相互作用进行详细研究。通过狭缝燃烧器实现稳定推举边缘火焰，利用光学模块获取火焰温度信息、形态结构和振荡模式的变化。在此基础上，适用于空间站燃烧实验柜的狭缝燃烧器被设计为适合燃烧实验柜中气体实验插件的通用燃烧器底座[14]，而且需包括内部层流流动结构的设计。狭缝燃烧器的顶层装有可控制声音大小和频率的声学模块，以产生具有针对各个流所需的频率和幅度的声波。由于该狭缝燃烧器配备了能够产生声波的声学子模块，为了简化表述，后续内容中将统一使用“声学燃烧器”一词进行指代。
本研究燃烧器设计为狭缝装置而非同流结构，主要基于以下考虑：首先，同流和狭缝流场在物理特性上存在显著差异。在空间站的微重力条件下，各种气体流量的最大值受限。设计为同流分布时，同流管的中心管速度较高[3]，而伴流管由于面积较大，速度较低，难以完全消除剪切效应，导致火焰剪切难以完全控制。狭缝系统则能够更好地控制剪切效应，并在多狭缝条件下实现均匀的流场分布。其次，狭缝装置可以充分利用微重力条件下的燃烧诊断设备。目前的空间站微重力诊断设备，如像增强和高速CCD相机[15]，主要依靠火焰的自发光效应进行观测。由于在观测方向上存在视线累加效应，这些设备无法通过诊断结果复原推测截面的速度或温度信息。然而，狭缝装置沿光路观测方向均匀分布的火焰能够消除视线的累加效应，直接获取截面分布信息，从而减少相应逆变换操作带来的误差。此外，通过增加沿光路方向的长度，可以提高火焰的亮度，从而在接近极限条件下火焰较弱的情况下，提高火焰的可视度，降低噪声。
结合以上设计原理的狭缝燃烧器主要由声学燃烧器和光学模块组成，装置组成原理如图 1所示。声学燃烧器由狭缝、喷嘴和声学子模块构成，狭缝部分负责提供与插件的机械和气体连接接口，并使插件中的燃料气和氧化气进入燃烧器的喷嘴部分。火焰将在喷嘴附近形成，并通过光学模块进行分光，由燃烧科学实验平台的3台高速相机进行记录和温度重构[15]。燃烧器底部设计了与燃烧实验柜中气体实验插件通用燃烧器平台相连的螺丝接口，内部设计为四狭缝流道模块，中间两路狭缝直接与插件气路接口连接; 伴流旁路通过气体管路与插件环境气接口连接; 狭缝有足够的长度保证预混气混合充分，并形成充分发展的速度场; 狭缝部分提供容纳声学模块的电控盒结构。出气喷嘴则通过以上功能形成稳定或经过扰动后的推举边缘火焰。火焰形态将由燃烧科学实验平台的高速相机进行拍摄。
声学子模块与用户模块通过插座相连，为流场提供频率可调的声学扰动。声学子模块需为流场提供频率可调的声学扰动，其原理如图 2所示。声学子模块由扬声器和控制电路组成，其中扬声器将为稳定火焰提供声场扰动，声学模块通过控制电路对扬声器的响度和频率进行控制。
光学模块为进行火焰分光的主要装置，在燃烧器提供稳定火焰的前提下，具备将特定波段的火焰发射光分离的能力。2束相同的火焰发射光将通过光学模块和插件的光学观察窗，由2台高速相机进行记录。
1.2 工作原理
在火焰推举并达到稳定后，通过调节伴流两路环境气体的速度，使环境气与高速燃烧气体混合形成不同剪切强度的伴流剪切层，从而产生涡流; 通过燃烧器自带的声学子模块直接为燃烧器添加声学扰动; 稳定的三叉边缘火焰将和涡流、声学扰动发生相互作用，从而发生形态变化。
为了全面表征火焰的结构和传播特性，本研究采用了多种光学测量手段进行火焰温度和形态测量。本研究的温度测量利用了H2O在部分近红外波段(900~1 000 nm)的发射光。火焰形态测量利用了OH自由基在308 nm的紫外波段和CH自由基在432 nm波段的发射光，可用于记录边缘火焰的放热速率[16]。火焰的发射光通过光学模块并被实验柜内的两台同步的高速相机捕获并储存，在图像返回地面后，将通过光谱图像对比、反演重建火焰温度场和动态模式分解(dynamic mode decomposition, DMD)进一步确定火焰形态的变化及振荡模式。
2 燃烧器装置与实验方案设计
2.1 声学燃烧器结构设计
声学燃烧器各部分实物如图 4所示，其中燃烧器底部直接与插件气路接口连接，为燃烧器提供两路部分预混的燃料气; 伴流旁路通过气体管路与插件环境气接口连接：N2伴流通过插件环境气接口流出，通过软管连接至狭缝侧壁气路接口，并将环境气送至燃烧器。声学燃烧器的狭缝内部流道如图 5所示。气体将通过狭缝部分进行整流; 狭缝部分长度为100 mm，中间填充了直径为3 mm的玻璃珠，以此保证有足够的长度使预混气混合充分，并形成充分发展的速度场; 实现稳定的推举火焰需要较高的气速，为在流量限制下实现约0.4 m/s的气速，气体在通过喷嘴出口处的缩口时，将通过流道宽度的减少而增加气速，从而实现火焰的推举。火焰将在喷嘴出口形成，并受到声学子模块中的扬声器产生的声场扰动。喷嘴出口宽度为17 mm，沿观测方向长为12 mm，并设置了厚度为15 mm，直径为0.8 mm的多孔蜂窝保证出口流动的均匀性。
在燃烧器狭缝侧壁加工了电控腔来容纳声学控制板，长×宽×高为60 mm×55 mm×32 mm。燃烧器的整体包络尺寸为58 mm×60 mm×160 mm，满足气体实验插件内部包络的尺寸要求。声学子模块的控制电路利用气体实验插件中5 V用户模块进行供电，并控制扬声器按需求频率释放声场。扬声器由功放电路进行控制，实验过程中可以通过声学子模块电控盒盖板上的手动旋钮将声学扰动选择为预设好的7档频率和7档响度。
声学子模块的扬声器直径为13 mm，直接胶合安装在燃烧器喷嘴外壁。声学控制电路尺寸包络为50 mm×50 mm×30 mm，控制模块将封装在燃烧器狭缝部分的电控腔中。电控腔通过M3螺钉和电控腔顶盖相连; 电控腔侧壁开有孔洞，控制电路通过标注的线缆和扬声器及用户模块插座(连接器编号为X10)进行电气连接。电控盒盖上具有用于实验过程中功率、频率调节的档位旋钮，各旋钮代表的频率、响度将提前确定并录入，便于航天员进行操作。
声学子模块直接内嵌安装至声学燃烧器模块，并通过线缆接口与外界供电相连，电连接器选用标准产品J14T—20T3K，利用气体实验插件中5 V的供电口进行供电和控制，其整体功耗约为3 W，满足实际气体实验插件可提供的5 V、1 A的供电能力。
2.2 光学模块结构设计
光学模块具体为光学镜组模块，将推举火焰的发射光分为相同的2束，通过一致的反射光程设计，使光束通过2个不同波段的滤光片，最终抵达燃烧科学实验系统的2台同步的高速相机。光学模块的结构设计如图 6所示，由结构支撑和平面镜M 1—M 4组成，整体尺寸包络为172 mm×130 mm×52 mm，可以使火焰发射光反射至气体实验柜的设备4和设备6(高速CCD相机)[17]。为此需要保证燃烧器火焰方向面对设备5即粒子图像测速(particle image velocimetry, PIV)激光器和设备1即高速CCD相机[18]。光学镜组将通过气体实验插件的PIV正侧板安装孔“4”与“9”替换PIV正侧板1位; 设备1将通过直接拍摄进行火焰形态记录，并与设备4和6进行同步; 设备4和设备6对应的气体实验插件光学窗口将更换为850 nm和925 nm的窄带滤波片，从而进行近红外H2O火焰发射光的捕捉。
光学镜组模块中的平面镜M 1—M 4均具有反射功能，但光学窗口上的滤光镜只对固定近红外波段的光具有通过功能，以此实现不同波段的过滤。光学镜组实现火焰分光的方式如图 7所示。光学模块的结构支撑包络如红色加粗部分所示，具备与插件观察窗和导轨相连的螺纹接口。狭缝燃烧器产生的火焰发射光以垂直于反射镜支撑的方向直接射入光学模块中，通过内部的M 1、M 3和M 2、M 4反射后，发射光将垂直通向设备4和设备6，实现模块的分光功能。
通过光学镜组模块中平面镜相对的位置，可以计算出光学模块成像的效果。火焰的实际位置将通过反射镜M1/M2及M3/M4反射，通过相机观察到火焰在反射位置的成像。根据燃烧实验柜诊断资源的设计指标，相机原有的成像分辨率为1 296像素×1 024像素，由于反射镜的尺寸和内部广角相机位置的限制，光学模块将覆盖相机镜头中心3.89°的视场角。以宽为17 mm，高为50 mm的狭缝火焰为例，火焰成像的分辨率为186像素×660像素。由于狭缝燃烧器产生的是具有长度的狭缝火焰，在反射后，相机视野将与狭缝呈5°夹角，即观测到偏转5°后形成的狭缝火焰，这一情况可通过后期算法进行视场矫正。
由于内部反射镜布置，镜头物距将由425 mm提升至521 mm。经过匹配实验测试，相机在给定物距下，可以形成清晰的拍摄效果，成像效果如图 5所示。综合考虑光学模块形成火焰的视场角、分辨率、物距和景深，通过光学模块可以观测到清晰的火焰成像。
2.3 在轨试验方案设计
在轨实验将包括以下几个主要步骤：
1) 燃烧室排气或净化空气;
2) 将所需配比和压力的气体充入燃烧室及燃烧器中;
3) 通过步进电机控制的电热丝点火装置进行点火;
4) 启动高速CCD相机(图 7部分实验同时启动声学子模块);
5) 点火成功后撤回点火器;
6) 记录实验数据;
7) 单次实验结束后进行尾气处理，为下次实验做准备。
典型的实验流程将包括燃烧柜设备及插件启动稳定后调节气体流量至点火流量，当气体流量达到稳定时需调节点火头至引燃位置，并启动相机记录火焰形态。火焰稳定后，需调节气体流率来确定燃烧极限，并手动施加声场扰动。当火焰完全熄灭或火焰再次稳定时，实验结束。
在空间站实验中，为进一步进行分析，由H2O决定的火焰动力学和温度场信息将由2台同步的高速相机捕获，图像被临时存储在中国空间站的数据存储单元中，并等待预定的数据下载时间将图像发送到地面。在地面实验中测试的DMD方法将用于分析中国空间站任务的图像并获得振荡频率和模式。温度场反演方法将用于分析火焰的温度信息。
3 科学实验原理
3.1 图像分析方法
本研究主要利用DMD图像分析方法获得火焰在不同扰动情况下的振荡频率分布和增长率。DMD是一种结合了本征正交分解(proper orthogonal decomposition, POD) 和二维Fourier变换的算法，可从输入的时空数据序列中识别数据的时空一致性结构，从而提供了一种将时间分辨的数据分解成模态的方法，每个模态都具有单一的特征振荡频率和增长或衰减速率[19]。本研究中DMD的输入是一组实验的火焰发光亮度随时间的变化，其中典型的三分支边缘火焰在一个振荡周期内发光亮度随时间变化的平均值如图 8所示。实验过程中每张照片之间有固定的拍摄时间间隔Δ t，对应的输出结果是各个振荡模态的特征值和模态分布，各个模态依据相应的特征值给定的速率进行振荡、增长或衰减。
实验图像分析方法简述如下，将实验获得的图像序列 x(ti)沿时间顺序按列分布，得到矩阵 X如式(1)所示：
通过对矩阵 X的奇异值分解即可得到火焰的振荡模态及相应的模态增长率以及对应的模态能量，步骤如下：
1) 对矩阵X进行奇异值分解，使得 X= UΣVT;
2) 通过只考虑 U和 V的前r列以及 Σ的前r行和列(奇异值按大小排序)来截断奇异值分解的结果，得到 Ur, Σr, 和 Vr，对截断矩阵进行如下处理：
并计算矩阵$\widetilde{\boldsymbol{A}}$的特征值μj和特征向量$\tilde{\boldsymbol{v}}_{j}$，即$\widetilde{\boldsymbol{A}} \tilde{\boldsymbol{v}}_{j}=\mu_{j} \tilde{\boldsymbol{v}}_{j}; $
3) 对每一个非零DMD特征值μj，都有对应的DMD模态 vj，其中特征值幅值从大到小排列于前10名所对应的模态 vj的空间分布如图 9所示，模态分布已根据式(3)中每个模态振荡幅值绝对值的最大值进行归一化处理。
在实际实验中，图像的时间序列以指数形式exp学(λΔt)的时间关系演化，其中λ代表振荡模态的增长率。因此其中模态j的增长率λj为
利用式(4)研究λj的实部和虚部及时间变化率，可以推断出DMD模式的增长/衰减率和频率，并计算各模态的能量占比以及前10模态累积能量占比，如图 10所示，振荡过程中的模态1和2共占据了95%的总振荡能量，其中模态1具有0 Hz的振荡频率，表征振荡火焰的平均值，模态2则具有13.08 Hz的振荡频率，因此通过模态1和模态2便可较好地还原火焰的振荡模态。
3.2 温度测量方法
本研究利用火焰中H2O发射光的双色测温法[15]对火焰温度进行测量。该方法的输入是2个波段下的火焰发射光强度比，输出是火焰的温度分布。
3.3 实验数据处理流程
本研究将利用燃烧科学实验柜中的高速相机设备1、设备4、设备6同时拍摄获得火焰的发射光图像，燃烧科学实验系统中的设备1将直接拍摄狭缝燃烧器的火焰，获得的图像信息将用于火焰振荡频率的分析; 设备4与设备6位于燃烧器的45°方向，将通过光学镜组进行分光和近红外滤光片过滤后观测到2个近红外波段的火焰发射图像，获得的火焰图像将用于比较分析火焰的温度场信息。设备1的图像序列将通过DMD算法直接进行处理，获得火焰模态的主导频率、能量分布及增长率/衰减率。
设备4与设备6获得的近红外火焰发射光将通过以下步骤处理得到火焰的温度分布：
1) 对图像进行黑白处理后进行边缘检测，确定火焰分布区域。
2) 计算发射光比值和温度的对应关系：通过地基上的设备4、设备6进行标定，若火焰发射光比值与温度线性相关性较好，则采用经验公式对发射光比值和温度进行拟合。
3) 通过发射光比值和温度的对应关系计算2个近红外波段下的温度分布，得到火焰温度场分布。
4 地面验证实验结果分析
基于第3章所述原理，通过在轨实验可以获取火焰在微重力条件下的结构变化、响应频率、响应模态和温度场分布等重要结果。然而，火焰响应的相关测量仍然缺乏速度场变化和组分场变化等关键诊断信息。通过假设声场扰动和剪切层扰动引起的入口冷流速度扰动在不同重力条件下保持一致，可以实现在微重力条件下火焰对相关扰动响应的定量测量，并通过数值模拟分析火焰的相关扰动特性。基于此假设，可以利用地面实验推测在轨实验中推举稳定边缘火焰的稳定工况，并进一步对声场扰动特性、剪切层特性及速度场响应等关键参数进行标定，为后续的在轨微重力实验提供重要参考。
为验证本研究设计的狭缝燃烧器可以在气体实验插件中观测到由声学扰动和剪切层涡流扰动导致的火焰不稳定性，在气体燃烧实验插件中进行了对部分预混火焰的验证实验。
4.1 声场扰动边缘火焰测试
本研究主要关注声场频率这一关键参数对稳定推举边缘火焰的影响。为了实现声场扰动的边缘火焰，需要首先通过初步测试实现稳定可观测的推举边缘火焰，并进一步对推举边缘火焰增加声场干扰，从而分析声场对火焰的影响效应。本研究选择的稳定的推举边缘火焰流量设置如表 1所示，采用甲烷作为测试燃料，在燃烧室氛围为氮气环境、常温常压条件下，针对边缘火焰对声场频率的响应进行了测试，其中的气体流量设置单位均为标准升每分钟(standard liter per minute, SLPM); 狭缝燃烧器具有4个狭缝，即2个伴流狭缝、1个燃料狭缝和1个空气狭缝，位于两侧的伴流狭缝只有N2通过，中心的2个狭缝则分为左侧的空气狭缝和右侧的燃料狭缝，空气狭缝仅通过空气，燃料狭缝通入由燃料(目前选用CH4)、空气和Ar组成的部分预混的燃料混合气，从而形成边缘火焰(见图 4)。为进行DMD算法分析，在观测到火焰具有明显振荡后对火焰以50 fps进行了10 s的记录。实验过程中的扰动声场频率被设定为1 150~1 900 Hz，响度则设定为最大响度的10%，间隔50 Hz进行实验，共进行了16组实验，其中具有典型扰动的火焰对扰动的响应主要模态如图 11所示。火焰的主要模态频率主要分布在1~5 Hz，属于低频振荡。随着扰动频率的增加，火焰主要的响应频率也增加。火焰在1 200~1 400 Hz具有较高的响应频率，在1 500~1 850 Hz出现失稳吹熄，因此在1 400~1 900 Hz存在一个极限区间，使得火焰以相对较高的频率进行振荡，振荡频率在5 Hz左右。
声场扰动测试实验结果如表 2所示。在1 200~ 1 900 Hz的声场扰动中，受到声场扰动的边缘火焰振荡均集中在亮度较高、释热率较为集中的火焰锋面处，整个火焰锋面根据模态幅值分布可以分为正(红色)负(蓝色)2个区域，其中每个模态中左侧的火焰锋面属于三分支火焰的贫燃预混分支，而右侧的火焰锋面属于三分支火焰的富燃预混分支，火焰的扩散分支相对较弱而变得不可见。实验结果表明，火焰的主要振荡模态幅值沿三叉点(三个分支相交的一点)呈正(红色)负(蓝色)的变化，而在三叉点处的振荡幅值为0，这表明火焰行为受到三叉点的位置影响[21]。当声场的频率增加时，三叉点的位置，即火焰锋面振荡幅值为0的位置，明显向贫燃侧偏移，振荡模态从水平振荡转化为竖直振荡，这表明声场引起的压力脉动不仅体现在流向的速度变化，压力脉动的增强也会增加火焰的轴向扩散，使得火焰左右振荡的趋势逐渐增强。火焰贫燃和富燃分支在不同频率下的响应方式表明，描述边缘火焰的振荡行为时，不能仅选择三叉点的物理特性代表边缘火焰的整体结构特性，应该分别考虑贫燃、富燃预混火焰分支的特性及相互作用。
表 2 声场扰动测试实验结果 |
| 声场频率/Hz | 1 200 | 1 250 | 1 300 | 1 350 | 1 400 | 1 900 |
| 响应频率/Hz | 1.25 | 2.72 | 1.47 | 1.14 | 5.61 | 4.87 |
| 响应模态 |  |  |  |  |  |  |
4.2 剪切层涡流扰动边缘火焰测试
为在稳定的边缘火焰中添加可控的涡流扰动，在实现边缘火焰的过程中，可逐渐增加狭缝燃烧器中心两狭缝的流速差，进而增加剪切层中的剪切率，从而产生扰动涡流。实验过程采用常温常压、氮气环境，为保证火焰总释热率固定，实验中影响火焰结构特性的主要参数，即燃料狭缝中的燃料、Ar流量和伴流狭缝中的N2流量QN均保持不变，仅调整燃料狭缝和空气狭缝中的空气流量。实验设置空气流量为0.1~0.6 SLPM，以0.05 SLPM为每组间隔，共观测32组流量下边缘火焰振荡的实验，各组工况的设置如表 3所示。其中燃料狭缝中的总流量QF相对较高，而空气狭缝中的总流量QA相对较低。为表征火焰振荡频率f与剪切层剪切强度的定性关系，选用燃料和空气狭缝的平均剪切率$\mathcal{K}_{\mathrm{A}}$及燃料和氮气狭缝的平均剪切率$\mathcal{K}_{\mathrm{N}}$对火焰振荡进行分区描述，$\mathcal{K}_{\mathrm{A}}$的计算方法如式(5)所示。
表 3 剪切层涡流扰动测试实验工况 |
| 工况编号 | CH4/SLPM | Ar/SLPM | 空气(燃料狭缝) /SLPM | 空气(空气狭缝) /SLPM | N2/SLPM | 流场模式 |
| 1—3 | 0.160 | 0.129 | 1.0 | 0.45、0.50、0.60，间隔0.05 | 0.05 | $\mathcal{K}_{\mathrm{A}}$=31~42 s-1, $\mathcal{K}_{\mathrm{N}}$=76 s-1 |
| 4 | 0.160 | 0.129 | 1.2 | 0.05 | 0.05 | $\mathcal{K}_{\mathrm{A}}$ =57 s-1, $\mathcal{K}_{\mathrm{N}}$=92 s-1 |
| 5 | 0.160 | 0.129 | 1.4 | 0.05 | 0.05 | $\mathcal{K}_{\mathrm{A}}$ =73 s-1, $\mathcal{K}_{\mathrm{N}}$=107 s-1 |
| 6—14 | 0.160 | 0.129 | 1.5 | 0.05~0.45，间隔0.05 | 0.05 | $\mathcal{K}_{\mathrm{A}}$=80~111 s-1, $\mathcal{K}_{\mathrm{N}}$=115 s-1 |
| 15—23 | 0.160 | 0.129 | 1.6 | 0.05~0.45，间隔0.05 | 0.05 | $\mathcal{K}_{\mathrm{A}}$=88~120 s-1, $\mathcal{K}_{\mathrm{N}}$=123 s-1 |
| 24—32 | 0.160 | 0.129 | 1.7 | 0.0~0.45，间隔0.05 | 0.05 | $\mathcal{K}_{\mathrm{A}}$=96~127 s-1, $\mathcal{K}_{\mathrm{N}}$=130 s-1 |
$\mathcal{K}_{\mathrm{A}}$为燃料和空气狭缝的平均剪切率，$\mathcal{K}_{\mathrm{N}}$为燃料和氮气狭缝的平均剪切率。 |
其中：A为狭缝面积，d为单个狭缝的宽度。$\mathcal{K}_{\mathrm{N}}$的计算方法如式(6)所示。
整体而言，剪切率扰动导致的边缘火焰形态可分为稳定火焰、振荡火焰和吹熄火焰，由于DMD对火焰假设线性振荡，因此本研究只针对振荡火焰进行DMD的主要模态和振荡频率的分析。实验工况6—32中测得的振荡边缘火焰在不同剪切层强度下振荡的主要模态如表 4所示。由表可知，火焰整体结构受空气侧流量的影响较大，随着空气侧流量的增加，火焰上游的剪切率降低，流场更接近由组分浓度不均匀形成的混合层火焰，其形状更趋向于传统的抛物面形态[8]。在这种情况下，剪切层引起的速度扰动作用于边缘火焰，导致抛物面形状的火焰发生周期性振荡，即表现为火焰的竖直振荡。相反，随着空气侧流量的减少，混合层厚度增加，火焰根部变得更加平坦，此时火焰的传播由沿重力方向的流向传播主导，剪切扰动主要引起展向(水平方向)的速度变化，导致火焰沿水平方向出现较大的振荡。
表 4 剪切层涡流扰动测试实验的气体配比和火焰振荡的主要模态空间分布 |
| 空气(空气狭缝)/SLPM | ||||||||||
| 0.05 | 0.10 | 0.15 | 0.20 | 0.25 | 0.30 | 0.35 | 0.40 | 0.45 | ||
| 空气 (燃料狭缝)/SLPM | 1.5 (工况6—14) |  |  | |||||||
| 1.6 (工况15—23) |  |  | ||||||||
| 1.7 (工况24—32) |  |  | ||||||||
关于$\mathcal{K}_{\mathrm{A}}$和$\mathcal{K}_{\mathrm{N}}$初步确定的火焰稳定、振荡边界的相图如图 11所示。整体而言，边缘火焰整体受到剪切率扰动的响应，即火焰振荡频率f在10.5~ 14.0 Hz之间，但部分工况仍具有低频率、低能量的模态。根据拉伸理论[22]，火焰整体受到流场拉伸，即贫燃与富燃狭缝之间的空气剪切应力和富燃狭缝和氮气伴流之间的剪切应力带来的拉伸作用，以及火焰本身的拉伸作用。由于火焰本身的拉伸无法通过本研究测量，因此只考虑$\mathcal{K}_{\mathrm{A}}$和$\mathcal{K}_{\mathrm{N}}$的流场效应对火焰振荡的影响。火焰在低$\mathcal{K}_{\mathrm{N}}$和高$\mathcal{K}_{\mathrm{A}}$的环境下更容易吹熄，这表明了伴流和部分预混的燃料气产生的涡流在边缘火焰稳定中的不同作用。
边缘火焰在不同强度剪切层扰动下的响应方式如图 12所示。在低扰动强度下，如工况14中的火焰，主要呈上下振荡的低频模式; 而在高扰动强度下，如工况6中的火焰，主要呈左右振荡的高频模式。随着扰动强度增加，f增加，边缘火焰的宽度逐渐增加，表明剪切层扰动的特征尺寸逐渐和火焰面特征尺寸相当，由扰动导致的沿轴向的扩散和对流效应无法忽视。
后续计划通过对位于振荡区边界的边缘火焰进行更深入的分析，利用地面实验对火焰的稳定/吹熄边界及相应的火焰行为进行完善，为理论分析火焰振荡边界和振荡现象提供数据支持。
5 结论
本文介绍了适用于中国空间站微重力环境的狭缝燃烧器装置，设计的狭缝燃烧器模块能通过声场和涡流扰动在微重力环境实现振荡的边缘火焰。主要结论如下:
1) 狭缝燃烧器由声学燃烧器模块、声学子模块和光学镜组组成，满足燃烧实验柜的重量、尺寸及接口要求。功能测试表明，该装置可实现稳态、涡流扰动和声场扰动的边缘火焰。声学子模块可调节声场频率和响度，光学镜组能实现同步观测和近红外滤光功能。
2) 实验验证了边缘火焰对不同频率声场扰动的非线性响应。火焰的振荡模态随压力脉动增强而变化，表现为火焰水平振荡趋势的增强。
3) 边缘火焰在不同强度的剪切层扰动下也具有不同的响应模态。在低剪切强度下，边缘火焰呈现上下低频振荡模式; 在高剪切强度下，则呈现水平高频振荡模式。在极限扰动条件下，边缘火焰会在扰动下出现吹熄。
后续实验计划通过更多的地面实验及微重力数据对边缘火焰的稳定及吹熄边界进行完善，为理论分析边缘火焰振荡边界和振荡现象提供数据支持。
