氫氣微混燃燒技術研究現狀和未來展望

莫妲，林宇震，韓嘯，*，馬宏宇，劉一雄

1.北京航空航天大學 航空發動機研究院 航空發動機氣動熱力國家級重點實驗室，北京 100191

2.先進航空發動機協同創新中心，北京 100191

3.中國航發沈陽發動機研究所，沈陽 110015

針對日益嚴重的全球氣候變暖問題，低碳排放成為當前世界各國環境保護的首要目標。為減少航空領域的碳排放，國際民航組織（International Civil Aviation Organization，ICAO）對民航飛機的污染物排放作了一系列強制性的規定，在逐步加嚴排放標準的同時，也在推廣更加環保的替代燃料，如生物燃料、氫燃料等，以降低民航發動機排放。歐洲民航局在Flight Path 2050 中制定了嚴苛的排放目標，如每公里每個乘客減少75%的二氧化碳和90%的氮氧化物排放［1-3］。中國也提出了在2030 年前實現碳達峰和2060 年前碳中和的戰略目標。然而，傳統航空燃料均為碳氫燃料，燃燒過程中會產生CO2、CO、UHC 等含碳化合物，CO2是導致全球變暖的主要溫室氣體，CO、UHC 等則是航空飛行過程中的主要污染物［4］，不能滿足低排放需求。因此，低碳、低污染排放技術是未來航空發動機、空天飛行器和燃氣輪機發展的關鍵技術之一［5-7］。

縱觀整個航空發展歷史，推進技術在很大程度上決定著飛機的發展和進步，沒有先進的推進技術，飛行器技術也很難會有新的突破。未來航空發動機的發展趨勢在可靠性、低排放、超靜音、高推比上將有突破性的進展，而燃燒技術的進步對推進技術的突破起著關鍵作用。針對新能源推進系統，無論是氣態燃料還是液態燃料，氫都是實現零碳排放方向上最具潛力的選擇之一［8］。在燃氣渦輪發動機中直接燃燒氫，與氧氣的反應副產物為H2O和NOx。

2020年，法國空客公司選定氫作為未來飛機的首選能源，提出代號ZEROe 的全球首款零排放氫能源概念飛機，制定可執行洲際飛行的氫能源單通道飛機方案［9］。2021年，英國全球工程公司（Guest，Keen &Nettlefolds，GKN）牽 頭H2GEAR 項目［10］，與多家公司和大學合作開發氫能源推進系統。

實際上，輕質、高效、高熱值的燃料一直是航空航天領域迫切需要的，氫能源的熱值是航空煤油的3倍，一直被視為是臨近空間推進系統的首選燃料之一。早在1956年，普惠在J57 發動機上開展了氫燃料試驗研究［11］，論證氫燃料用于超聲速巡航發動機的可能性。美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）在J65 發動機上開展了一系列研究，并將氫燃料應用在B57 轟炸機上［12］。如圖1所示［12］，其左翼的發動機為液氫燃料發動機，并采用氦氣作為壓力推進劑以使得液氫通過熱交換器。此外，氫動力在無人機上的應用也得到了大量的應用驗證，美國國防部提出的聯合能力技術驗證計劃［13］，旨在驗證在19 800 m 高空持續飛行5 d 以上的氫動力無人飛行器。2011年，GO-1完成液氫動力首飛，進入高空長時飛行試驗和作戰實用階段。2007年，氫動力鬼眼縮比機完成試驗，2012—2013年，完成6 次飛行試驗并進入性能測試狀態，可以看出氫動力技術是臨近空間持久偵察和通信技術的重要提升［14］。

圖1 氫動力B57 轟炸機示意圖［12］Fig.1 Schematic diagram of hydrogen-powered B57 bomber［12］

氫動力在組合動力循環發動機和火箭發動機中也得到廣泛應用。在大推力火箭發展過程中，世界各國均大力發展了以液氫為燃料、液氧為推進劑的發動機。在相同起飛重量下，使用氫燃料可以明顯提高飛行器航程和有效載荷；在相同的有效載荷和航程下，使用氫燃料可以明顯降低飛行器總重量，從而允許飛行器配備質量和尺寸更小的推進系統［15-16］。另一方面，氫燃料可以用來冷卻高速飛行器表面氣動熱或燃燒室、噴管等熱端部件，進行整機熱管理，液氫吸熱后汽化，有利于進入燃燒室后的燃燒［17-18］。因此，液氫可以同時兼有推進劑和冷卻劑的雙重作用［19］。

從1958 年開始，我國已經成功研制了20 多型氫氧發動機，是現役和未來主要運載火箭的主要配套發動機之一［20］。歐盟致力于組合動力循環發動機的關鍵技術和概念設計研究［21］，目標是實現氫燃料組合動力的馬赫數5 巡航。日本也在空氣渦輪沖壓膨脹循環發動機［22］中以液氫為燃料，工作范圍為馬赫數0～6，以期在未來可重復運載器中得到應用。可以預見的是在未來空天組合動力和民用航空動力研究中，氫動力必將成為最重要的能源之一［23-25］。

在燃氣輪機領域，國內外研究機構也正在開展氫燃燒理論基礎和工程應用研究。通用電氣公司（General Electric，GE）、西門子、三菱以及安薩爾多能源公司（Ansaldo Energia）、日本川崎公司等國際巨頭都致力于摻氫、純氫的燃氣輪機研發，并且已有機型投入燃氣輪機發電廠應用［26］。2005年，美國能源部（Department of Energy，DOE）啟動了先進煤氣化聯合循環（Integrated Gasification Combined Cycle，IGCC）/氫燃氣輪機計劃，GE 公司與其開展合作，旨在研發燃燒高濃度氫氣并可靠運行的燃燒系統。目標是在保持現有排放水平2×10-6（15%含氧量）基礎上，聯合循環效率提高3%～5%［27］。德國西門子在SGT-700和SGT-800 型工業燃氣輪機的第3 代干式低排放（Dry Low Emission，DLE）燃燒器上試驗研究了4 種不同的富氫（0%、30%、60%和80%H2）-天然氣 火焰對火焰動力學影響［28］。昌運鑫等［29］基于中心分級旋流火焰展開了摻氫試驗研究，獲得了主燃級當量比、預燃級當量比和主燃級摻氫功率對火焰壓力脈動、火焰宏觀形狀以及層流火焰速度的影響。巨翃宇等［30］對航改燃機氫燃料燃燒室的3 種不同噴射單元開展仿真研究，獲得了氫氣噴射方式對流場的影響規律，提出了基于粒子群優化的NOx排放回歸模型。

因此，氫燃料作為替代傳統化石燃料的能源，對于緩解全球氣候變暖具有重要意義，在航空、航天和地面燃氣輪機領域得到了廣泛的關注和研究。本文總結了氫氣的物理化學特點，討論了氫氣安全穩定燃燒的可實現方式，以及數值仿真和試驗研究進展，概括了氫氣低污染排放措施，為氫燃燒技術工程應用提供了有用參考和借鑒。

1 氫氣微混燃燒原理

1.1 氫氣特點

氫氣只由氫元素構成，具有無色、無味、無毒的特點，是一種無碳燃料，能夠有效降低CO2排放，可使飛機排放氣體等對氣候的影響降低50%～75%。表1 列出了常溫常壓下氫氣、天然氣和航空煤油的物理和化學特性［31-32］。由表1 可以看出：

表1 燃料特性對比［31-32］Table 1 Fuel properties comparison［31-32］

1）氫氣密度最小，僅約為傳統燃料密度的10%，其運動慣性也較小，導致其在流場中的擴散速度較慢。因此，需要采取更加精細的燃燒控制策略，以確保氫氣與空氣充分混合，從而實現高效燃燒。

2）氫氣可燃范圍更寬，如圖2 所示［33］，且其點火能量只有天然氣的7%，只需1 個小的火花或靜電火花，就可以點燃氫氣，且燃燒速度非常快，約為天然氣的8倍，當氫氣與空氣混合并遇到點火源后，火焰迅速擴散，存在爆炸風險。同時，在預混燃燒室，氫氣火焰更加緊湊、更加靠近燃燒室頭部，易引發回火問題。但是，氫氣燃燒速度快的優點是短時間內可實現高效燃燒，進而大幅縮短燃燒室長度，有益于發動機輕量化設計和性能提升。

圖2 氫燃燒火焰溫度和當量比范圍［33］Fig.2 Flame temperature and equivalence ratio range of hydrogen［33］

3）當氫氣燃燒時，會產生熱量和氣體膨脹，從而導致燃燒室內的壓力脈動。燃燒速度的差異意味著化學反應特征時間以及火焰形狀不同，進而影響燃燒室的壓力脈動與熱釋放之間的相位關系，這種相位關系的變化可能會導致燃燒不穩定，甚至引發熱聲振蕩等問題。這為燃燒控制帶來了新的挑戰。因此，在設計氫燃燒室時，需要考慮氫氣和其他燃料的燃燒特性差異，以確保燃燒的穩定性和安全性。

4）氫氣的絕熱火焰溫度高出傳統燃料118 K以上，當絕熱火焰溫度升高時，燃料中的化學能會被更充分地釋放，在氧氣充足條件下，可提高燃燒效率和能量利用率。但若絕熱火焰溫度過高，就會產生過多局部高溫區，加速氮氧化物生成。因此，在使用氫氣燃料時，需要采取有效的措施來控制燃燒過程，以降低局部高溫區域的產生。此時，可利用氫氣可燃范圍寬的特點，如圖2［33］所示，通過貧油燃燒技術以降低NOx排放。

1.2 NOx生成機理

氫燃燒NO 生成機理主要為熱力型，根據Zeldovich 機理［34-35］，熱力型NO 主要由高溫燃燒產生，可由3 步鏈反應描述，分別如下：

燃燒過程中的第1 步反應因要破壞N2穩定的三鍵，需要高 活化能，約314 kJ/mol［36］。因 此反應速率較慢，需要較高的溫度。在火焰區中，氧原子首先以活化能較小的方式與燃料中的可燃成分反應。因此，熱力型NO 主要在火焰區下游［37-38］形成。而快速型NO 主要在火焰中的快速反應中產生。

根據化學反應動力學，熱力型NO 生成速度如式（1）所示［37］：

式中：CN2為氮氣濃度；CO2為氧氣濃度；T 為熱力學溫度；t 為停留時間；R 為摩爾氣體常數。

根據式（1）可見，燃燒溫度是影響熱力型NO生成的最敏感參數，其與NO 生成速率呈指數關系。此外，氮氧化物生成還與氧濃度的平方根、N2濃度和停留時間成正比，但與燃燒溫度相比，量級較小，可見燃燒溫度對NO 生成占主導作用。因此為降低NO 生成，主要是通過降低燃燒溫度來實現。值得注意的是，當火焰溫度<1 800 K時，NO生成速率極低。然而，當火焰溫度每升高100 K，NO 生成速率將呈現6～7 倍的增長率［37-38］。

相關研究表明［39-40］，在實際燃燒室工作過程中，影響NOx排放的因素為反應速率、摻混性能、停留時間、氫氣孔徑和噴射速度等，如式（2）所示。

式中：EINOx為NOx排放指數；Dj為氫氣孔徑；Uj為射流速度；fs為化學計量混合分數；Da 為Damk?hler 數看；n=0.5。

式（2）可以簡化為式（3）：

因此，針對氫燃燒NOx排放，可以采取以下措施進行降低：

1）減少空氣中的氧含量是最為常見的方法之一，可以使用N2稀釋氣體，從而減少氧氣對燃料的過量氧化反應。這樣不僅可以降低火焰溫度，也可有效減少NOx的生成。

2）增強氫氣與空氣的摻混效果，防止局部燃料過于富集，減少火焰局部的熱點，從而控制火焰溫度<1 800 K。

3）為縮短停留時間，減小火焰尺度，可采用微混燃燒組織方式，將傳統大尺度火焰轉化為小火焰團，減少高溫燃氣的停留時間，從而降低NOx的生成速率。

綜上分析，微混燃燒技術的運用是氫燃料低污染燃燒技術的重要途徑之一。

1.3 微混燃燒原理

因氫氣密度低，射流穿透能力弱，易被高速氣流快速卷走。因此，噴注后的氫氣無法在大流量、高速進口氣流中得到充分摻混，如圖3 所示［41-42］，因此將存在局部燃料集中、過富的現象，帶來局部當量比高和高溫熱點的問題，進而生成大量的NOx。然而，采用低污染大尺度旋流的預混燃燒室雖可以抑制污染物排放，但容易出現回火、燃燒振蕩問題，如圖4 所示［43］。若進口參數過高，氫氣還易發生自燃。

圖3 常規低污染排放燃燒室Fig.3 Conventional low emission combustor

圖4 常規貧油預混燃燒室回火過程［43］Fig.4 Flashback process of conventional lean premixed combustor［43］

傳統燃燒室頭部混合器的防回火措施不適用于氫氣的高火焰傳播速度。現有氫燃燒微混技術研究大多采用微通道混合，如圖5 所示，將大尺度火焰轉化為多個微小尺度火焰，增強了空氣和氫氣的局部混合強度，提升了混合均勻度。圖5 給出了旋流微混燃燒室原理圖［44］，可以發現存在大量的微通道，所形成的小尺度火焰顯著縮短了氮氣在高溫區的駐留時間，可以大幅度降低氮氧化物生成。這種在混合通道結構尺寸<10 mm 內的燃燒現象，稱為微混燃燒。圖6 為橫向射流微混燃燒室［45］，圖7［46］和圖8［47］分別展示了通過數值仿真和試驗研究獲得的微混燃燒火焰。

圖6 微混燃燒室［45］Fig.6 Micromix combustor［45］

圖7 數值模擬微混燃燒火焰［46］Fig.7 Micromix combustion flame in numerical simulation［46］

圖8 試驗微混燃燒火焰［47］Fig.8 Micromix combustion flame in test［47］

2 微混燃燒混合結構和研究進展

常見的氫氣燃燒組織方式包括微混預混燃燒和微混非預混燃燒。微混預混燃燒是指氫氣和空氣在微通道內預先摻混，混合氣通過同一噴孔共同射流噴出。如圖9 所示［33］，采用預混燃燒能有效降低氫燃燒氮氧化物的排放，在產生相同的熱量情況下，氫預混燃燒的氮氧化物生成可降低為航空煤油的1/20。然而，預混反應中氫氣的活潑性和更高的火焰速度使火焰鋒面更薄，也使得火焰更容易向上游移動，將增加回火風險。相反，微混非預混燃燒方式是一種新型的燃燒方式，也稱為擴散燃燒。氫氣和空氣分別高速通過射流通道，氫氣在空氣出口處噴入，兩者在微通道出口處摻混燃燒。相比于預混燃燒，擴散燃燒可以避免氫氣燃燒“回火”問題，從而提高燃燒效率和穩定性。然而，擴散燃燒也會伴隨著更高的氮氧化物排放，下面針對2 種燃燒組織形式進行詳細介紹。

圖9 預混燃燒對NOx排放影響［33］Fig.9 Influence of premixing combustion on NOx emission［33］

2.1 微混預混燃燒

預混燃燒組織方式是在燃燒前將氫氣和空氣充分混合，能夠有效避免氫氣濃度集中和產生化學計量燃燒區，從而降低燃燒過程中局部熱點的形成，進而降低氮氧化物的排放量，但需額外增加防回火措施。國內外學者采用與圖10 所示貧油直噴（Lean-Direct Injector，LDI）［47-50］相似的微混合器來實現微混預混燃燒，摻混方式主要包括射流-橫流混合、旋流微混、通道內的同流混合［51］、徑向和軸向入流的小“杯”內旋流混合［52-53］、多孔介質混合［54］、螺紋回路混合［55］等方式。

圖10 NASA LDI 噴射器［48］Fig.10 LDI injector of NASA［48］

2005年，NASA 基于微混合燃燒原理，提出LDI 的概念，將氫燃料分為多股與空氣進行混合。圖11 為NASA 設計的一種典型的LDI 噴射器［48］，該設計中噴油裝置由同心安裝在一起的空氣環通道和氫燃環通道組成。氫噴射孔布置在空氣噴射孔內，且每個氣槽中布置了單獨的氫噴射器，實現了空氣與氫氣的對稱混合。基于圓柱形微通道，又發展了不同結構形式的混合方案，如圖11 所示。LDI 的設計提高了燃料在預燃過程中的混合質量，縮短了燃料在燃燒室內的停留時間，降低了NOx的排放。

圖11 NASA 橫向射流流動燃燒［48］Fig.11 Cross-flow combustor of NASA［48］

美國GE 公司［56］設計了一種新型的射流-橫流混合氫燃料多管噴射器（Multi-tube mixer，MT mixer），如圖12 所示，氫氣與空氣在噴射器內部形成多個微小預混區，實現了氫氣與空氣的均勻混合，避免了燃燒火焰高溫點，降低了氮氧化物的生成。在進口1.72 MPa 條件下，NOx不高于5×10-6（15%含氧量）。

圖12 GE 公司多管微預混噴射器［56］Fig.12 GE multi-tube mixer［56］

旋流微混預混器通過減小旋流裝置尺寸，增強微團擾動的湍流擴散摻混，縮短燃氣停留時間，降低NOx生成。空氣以一定的傾斜角度射入，受渦流器擾動影響，軸向射流強度有所減弱，以便與橫向射流的氫氣得到充分摻混。KIM等［57］采用旋流微混組織方式，通過將氫氣在旋流通道內垂直入射，與空氣在旋流通道2.7 mm 長度范圍內混合，如圖13 所示。整個旋流器葉片數量共14個，旋流數為0.832，氫氣噴口直徑1.78 mm，試驗研究了氫氣體積流量0～100%時的熱聲不穩定現象，發現燃燒不穩定對摻氫比例較為敏感，摻氫比例增加會使得火焰傳播速度和諧振頻率增加。

圖13 韓國首爾大學部分預混器［57］Fig.13 Partial mixer of Seoul National University［57］

伊利諾斯大學［58-61］基于旋流微混組織方式發展了旋流耦合鈍體的預混器。如圖14 所示，回流區用于形成穩定火焰，并獲得緊湊、分布均勻、互相支持的火焰結構，燃燒性能和排放特性與大尺度混合器的基本相當，但熄火邊界更寬。同時，可根據燃燒室性能需求，在較寬范圍內實現尺寸縮放并保持性能穩定。圖15 給出了4×4 陣列燃燒試驗件的甲烷摻氫光學測試原理圖，試驗結果發現，該混合器可以拓寬熄火邊界，提升火焰溫度，縮短火焰長度，火焰緊湊，提升OH 濃度，降低釋熱率波動，提升熱聲穩定性。

圖14 伊利諾斯大學旋流微混燃燒流動原理圖［58］Fig.14 Swirl micromix combustion principle of Illinois University［58］

圖15 伊利諾斯大學旋流微混燃燒單元結構［58-61］Fig.15 Swirl micromix array element of Illinois University［58-61］

LANDRY-BLAIS等［62］采用旋流微混方式將氮氧化物排放降低到預混水平。其中，氫氣孔徑0.25～0.40 mm，孔數量30～100，混合通道直徑25 mm，氫氣通過旋流葉片下游的小孔以橫向射流的方式入射到主流中，以強旋流的方式穩定火焰并增強摻混。

微通道快速旋切射流預混器也是一種可行方案。氫氣與空氣入射孔可以徑向和周向方式噴注在微通道內，切向入射可在通道內形成旋渦流動，并夾帶入射的氫氣快速混合后噴出混合器。微混通道可根據混合效果設計為平直段、擴張型和收斂型。LEI和KHANDELWAL［63］利用氫氣和空氣快速旋切射流進入柱形通道內微預混器，增強了氫氣和空氣的混合，減小火焰尺度和NOx生成。在微混通道內，空氣射流方向可垂直于通道軸線，也可為通道的切向方向，即徑向或周向入射。

國內在氫燃料燃燒室方面也開展了較多研究，如圖16 所示，文獻［64-65］采用同流混合射流的微混預混器，減小燃燒尺度，增強湍流強度，降低污染物排放。

圖16 同流混合射流的微混預混器［64］Fig.16 Micromix combustion burner based on multiple confluent turbulent round jets［64］

王陽墚旭等［66］對天然氣燃燒室進行改進優化，通過改變腔體長度、擴壓器長度、火焰筒長度和直徑等參數以適應氫燃燒特性，但會使燃燒室長度明顯增加。田曉晶等［67］研究了預混段結構對氫燃料回火的影響，發現預混段長度和水力直徑對熄火因子和回火臨界當量比有顯著作用，應盡量減少停留時間以避免回火風險。

雖然上述預混燃燒方式采用了避免回火的結構設計，但在實際的發動機燃燒室中，由于存在高湍流、高旋流等復雜環境，預混燃燒組織形式難以長期保持穩定和安全的工作狀態。此外，為了實現預混燃燒，需要采用混合器，這進一步增加了發動機的復雜程度。

2.2 微混擴散燃燒

為了規避上述問題，采用邊混合邊燃燒的方式，本質上屬于擴散燃燒，即微混擴散燃燒。氫氣通過微小噴孔橫向噴射進入頭部微孔的主流高速空氣中進行混合燃燒，迅速形成多個微小尺度的擴散火焰，使反應區域小尺度化，縮短氮氣在高溫區的駐留時間，同時在每個擴散小火焰中實現貧油燃燒和強烈摻混，降低火焰溫度，可以大幅度降低氮氧化物生成。

圖17 為亞琛大學橫向射流流動燃燒原理和結構［43，68］，采用多個微通道結合多個氫微噴射孔的方法來降低純氫燃燒過程中氮氧化物的排放。氫氣與空氣的高速橫向射流混合，將在下游產生穩定火焰的內、外回流區，回流區之間的剪切層用于駐留火焰。通過文獻［68］中的研究結果，亞琛大學確定了空氣孔的排布，從而獲得最優的空氣流通阻塞比，以保證合適的回流區尺寸。這樣可以在保證火焰穩定的同時，使火焰在徑向方向上分離，減少相互干擾，從而提高燃燒效率和穩定性。

圖17 亞琛大學橫向射流流動燃燒原理和結構［43，68］Fig.17 Cross-flow combustion and micromix structure of Aachen University［43，68］

同時，文獻［43］通過開展污染物排放敏感參數影響研究，發現穿透深度過大或過小都會將火焰到回流區內，進而延長停留時間，增加氮氧化物排放。

在該方案框架下，文獻［43，69-75］針對橫向射流微混結構的流動特性、燃燒穩定性和污染物排放開展了大量的研究，并分別在2 MW 級燃氣輪機和民用航空發動機上實施方案設計、工程研發和性能評估，如圖18 所示，初步驗證了微混橫向射流方案理論基礎和工程應用的可行性［76-79］。

圖18 克蘭菲爾德大學橫向射流燃燒室［46，73］Fig.18 Cross-flow combustor of Cranfield University［46，73］

基于歐盟ENABLEH2 項目［46］，文獻［73］對空氣射流孔型、尺寸參數和當量比等進行了系統研究，結果表明，NOx生成量受射流穿透火焰相互作用和孔型等多種因素的影響，減少火焰之間相互作用有助于降低NOx排放。同時，也對微混擴散燃燒室的聲不穩定現象進行了研究［80-81］，并發現了23.8 kHz 的高頻聲響應，這是由于射流孔尾跡存在聲反饋，并與空氣擋流板的軸向聲模態發生耦合所致。當圖19 中的摻混距離（Mixing Distance）從2 mm 降低到1 mm時，該響應幅值從0.035 MPa 降至0.030 MPa。而空氣進口的延長則會使該響應升高至0.047 5 MPa。因此，在設計過程中，應該合理選擇氫氣孔的軸向位置。

圖19 克蘭菲爾德大學橫向射流燃燒室關鍵參數［73］Fig.19 Key parameters of cross-flow combustor of Cranfield University［73］

英國克 蘭菲爾 德大學 的Murthy［82］、Karakurt［83］利用數值仿真方法對快速旋切的微混擴散燃燒室開展研究，如圖20 所示。結果表明采用氫氣徑向耦合空氣切向入射方式，可有效減小主燃區的高溫區域。采用切向入射和混合區漸擴的結構，可增大旋流強度、減小高溫區、提升氫氣與空氣的混合品質，并縮短燃燒室長度達40%以上。Asanitthong［84］對上述方案進行優化，通過增加空氣槽數量，增強了混合效果，降低了混合溫度。

Ziemann等［49］提出了高剪切旋流概念，如圖21所示，主流空氣產生強烈的切向剪切流，并形成高度湍流區，氫氣進入高湍流區后實現快速摻混。在高剪切旋流中，湍流強度增大，進一步縮短氫氣與空氣的混合時間，更有效降低NOx排放。

圖21 高剪切渦流燃燒室［49］Fig.21 High shear swirl combustor［49］

2.3 微混燃燒仿真

數值仿真研究是燃燒學領域中的一項重要技術手段，能夠幫助研究人員深入探究內部流場的流動特性［85-87］。在燃氣輪機燃燒室方面，高精度仿真技術的應用已經成為了研究熱點［88-89］。通過數值仿真，研究人員可以在不同的工況下模擬燃燒室內部的流動、熱傳遞和化學反應過程，從而深入研究燃燒室內的復雜物理現象。此外，數值仿真還可以幫助優化燃燒室的設計，提高燃燒效率和降低排放量。因此，數值仿真研究在燃燒學和航空發動機領域具有廣泛的應用前景。

到目前為止，數值仿真面臨的最大挑戰之一是準確地模擬和預測燃燒過程，而燃燒CFD 的復雜性來自于對流動的物理和化學反應的同時建模，準確地預測火焰的長度、形狀、位置和溫度，以及污染物排放量。

氫氣微混燃燒仿真具有較大的挑戰，并面臨以下技術難點和特點：

1）氫氣燃燒機理：正確建立可靠的氫氣燃燒機理是進行仿真的基礎。氫屬于一種燃燒速度快的小分子，并具有較高的活性和擴散性，其燃燒復雜性導致燃燒機理相對較為復雜，包括氫氣與空氣之間的化學反應、生成物組分的形成和演化過程等。因此，確定準確、細致的燃燒機理是一個挑戰。

2）反應動力學參數：對于仿真模型中的燃燒機理，需要明確各個反應的動力學參數，例如反應速率常數、活化能等。由于氫氣燃燒機理的復雜性，獲取這些動力學參數也是一個挑戰，需要借助試驗數據或理論計算進行估算。

3）多尺度建模與耦合：氫氣微混燃燒涉及多個尺度的物理過程，包括燃料注入、混合、傳輸、燃燒和傳熱等。如何有效地將這些不同尺度的過程耦合進行仿真，并提高模型的計算效率和準確性，是一個亟待解決的問題。

4）網格生成與求解算法：進行氫氣微混燃燒仿真需要生成適當的計算網格，并選擇合適的求解算法。特別是，湍流的作用對火焰形狀有重要影響，使火焰表面起皺和拉伸，從而增加了燃燒和未燃物之間的擴散混合程度。由于氫氣燃燒的特殊性，需要考慮穩定的數值算法和細網格的生成，以解決計算精度和計算效率之間的矛盾。

綜上所述，氫氣微混燃燒仿真面臨燃燒機理建立、反應動力學參數確定、多尺度建模與耦合、網格生成與求解算法等技術難點，需要綜合考慮并克服這些難題才能進行準確可靠的仿真研究。

表2 給出了國內外［47，59，64-65，73，90-91］微混燃燒數值仿真研究情況，包含進氣條件、湍流模型等。以亞琛大學的對射流-橫流方案下不同當量比的燃燒性能數值仿真模擬為例進行說明。計算得到了溫度場分布，如圖22 所示［47］，可以看出仿真火焰保持了典型的獨特的微混合火焰結構，均沿著剪切層中的反應區，火焰在各個方向上明顯分離，沒有合并的傾向，與試驗結果基本一致。

表2 微混燃燒仿真研究對比Table 2 Comparison of numerical simulation investigations into micromix combustion

圖22 亞琛大學溫度場和NO 濃度分布仿真結果［47］Fig.22 Temperature and NO mass fraction results of Aachen University［47］

燃燒反應機理是燃燒學研究中的核心問題之一，對于氫燃燒室的設計和優化具有重要的意義。掌握燃燒反應機理，可以更好地理解氫燃燒室內的燃燒過程，分析不同燃燒條件下的燃燒特性，評估試驗研究結果的不確定性。此外，在進行燃燒室內部流場的數值模擬時，需要考慮燃燒反應機理的影響，以便更加準確地預測燃燒室內的溫度、壓力、速度等物理量的變化規律。還需要根據燃燒反應機理建立相應的數學模型，并進行求解，以獲得燃燒室內各種物理量的分布規律。因此，燃燒反應機理的準確描述對于數值仿真的結果具有重要的影響。

在過去的十年中，國內外學者提出了幾種新的氫燃燒機理。文獻［92］對19 種燃燒機理在模擬點火延遲時間、流動反應器的濃度-時間分布、火焰速度、噴射攪拌器出口濃度等性能進行對比分析，按綜合性能預測精度由最佳到最差進行了排列，如表3 所示［93-99］。點火延遲時間和火焰速度重現性最 好的機理是Kéromnès-2013，其次是Starik-2009和GRI3.0-1999。而射流攪拌反應器（Jet-Stirred Reactor，JSR ）試驗和流動反應器型線分別用GRI3.0-1999和Starik-2009 重現性最好。在表3 的反應機理中，Kéromnès-2013 的預測精度最高，其次是NUIGNGM-2010、OEConaire-2004、Konnov-2008和Li-2007［92］。

表3 氫燃燒機理對比Table 3 Comparison of hydrogen combustion mechanisms

2.4 微混燃燒試驗

燃燒試驗可對燃燒過程進行觀測和分析，通過測量燃燒室內的溫度、壓力、速度和組分等參數，獲取更為詳細和準確的燃燒反應信息［100-102］，可全面了解燃燒過程。此外，燃燒試驗還可以提供燃燒室內壁面溫度、氧化物和氮氧化物等有害物質的生成和排放信息［103］。燃燒試驗與數值仿真相輔相成，相互支撐，可為燃燒技術的研究和應用提供重要的支持。

伊利諾伊大學在4×4 旋流微混陣列原理試驗件上進行了不同摻氫比例的火焰形態、壓力脈動測試，如圖23 所示，研究發現摻氫比例可顯著增強原天然氣的火焰中的OH基，縮短火焰長度，增強火焰穩定性，拓寬熄火邊界［61］。其中，XH2表示氫氣的體積分數。

圖23 摻氫比例對火焰形態影響［61］Fig.23 Effects of hydrogen addition on flame［61］

文獻［62］在旋流-橫向射流微混器上進行了試驗研究，研究了4 種燃料（氫氣、甲烷、丙烷、航空煤油）的火焰宏觀結構、氮氧化物排放和壓力脈動情況。在進氣壓力為0.1 MPa、進氣溫度為950～1 000 K 的條件下，當Damkohler 數在臨界值以下時，氮氧化物可以降低到預混水平。在低進氣溫度和低Damkohler 數時，碳基燃料容易發生熱聲不穩定問題，而氫氣反應速度較快，火焰比較穩定。在0.1 MPa和950 K 的條件下，所有燃料燃燒的氮氧化物排放<10×10-6（15% 含氧量）。

亞琛大學在橫向射流微混擴散研究30 多年基礎上，目前已經發展到了第6 代微混燃燒室。在環境壓力下，該燃燒室以100%氫氣為燃料進行了燃燒原理試驗［71-72］，如圖24 所示，測得氮氧化物排放<2.5×10-6（15%含氧量）。基于數值分析和低壓試驗測試經驗，亞琛大學在輔助動力裝置Honeywell/Garrett GTCP 36-300 上進行了全尺寸氫氣微混燃燒室的工程驗證［71］。高壓試驗表明，在發動機加速、慢車以及慢車與主發動機起動（Main Engine Start，MES）模式之間的負荷變化過程中，系統運行穩定，且在全工況范圍內氮氧化物排放<10×10-6，如圖25 所示，證明了該方案在低排放應用方面的潛力。2020年，該方案在川崎公司的2 MW 燃機上進行了全工況、全尺寸整機測試［43］，如圖26 所示。基于雙燃料分級燃燒設計方案，在全工況運行條件下，NOx排放<35×10-6（16%含氧量），如圖27 所示。

圖24 亞琛大學微混原理試驗件和測試方案［72］Fig.24 Micromix combustor and test scheme of Aachen University［72］

圖25 亞琛大學Honeywell/Garrett GTCP 36-300 全尺寸微混燃燒室試驗結果［71］Fig.25 Aachen University full-scale gas turbine combustion chamber test on Honeywell/Garrett GTCP 36-300［71］

圖26 亞琛大學微混燃燒室在川崎2 MW 燃機上整機驗證［43］Fig.26 Application of micromix combustor of Aachen University on KHI 2 MW gas turbine engine［43］

圖27 亞琛大學微混燃燒室整機驗證排放結果［43］Fig.27 NOx emissions of engine test of Aachen University［43］

英國克蘭菲爾德大學開發了氫燃燒的試驗平臺，用于測試橫向射流微混擴散燃燒室，壓力高達1.5 MPa，進口溫度可達600 K，當量比達0.5。該試驗平臺可以測量NOx排放、火焰宏觀結構和火焰傳遞函數［104］，如圖28 所示。

圖28 克蘭菲爾德大學原理試驗件和試驗裝置［46，104］Fig.28 Micromix combustor and test rig of Cranfield University［46，104］

美國GE 公司對微混預混燃燒器進行了尺寸放大，如圖29 所示［56］，并進行了全尺寸單個噴嘴的光學測試，以獲取火焰的宏觀結構和穩定性，如圖30所示［56］。在1.7 MPa和停留時間33 ms的條件下，純氫氣燃燒的氮氧化物排放<4×10-6（15%含氧量），如圖31 所示［56］。在全環試驗中，100% 空氣進口條件下，NOx排放最低為8×10-6。由于傳熱、冷卻和漏氣等因素導致燃燒區和出口溫度升高。但當在空氣中摻入20%的N2時，NOx排放不超過3×10-6（15% 含氧量），如圖32 所示［56］，其原因是摻入N2后，氧含量降低，使得燃燒過程中的氧與燃料之間的反應速率降低。這樣可以減緩燃料的氧化速度，降低火焰溫度，氮氧化物排放顯著降低，另一個原因是排氣中減少的O2濃度使得NOx換算為15%含氧量后的數值減小［56］。

圖29 GE 微混試驗件和試驗裝置［56］Fig.29 GE micromix combustion and test rig［56］

圖30 GE微混火焰結構特征含2%～4%CH4［56］Fig.30 GE micromix combustion flame structure with 2%-4% CH4［56］

圖31 GE 公司微混燃燒單噴嘴全尺寸試驗結果［56］Fig.31 NOx emission of micromix combustion nozzle of GE［56］

圖32 GE 微混燃燒全環試驗結果［56］Fig.32 NOx emission of micromix combustion wholering of GE［56］

NASA 基于9 通道微預混試驗件［105］，在環境壓力下開展了火焰宏觀測試和OH 基平面激光誘導熒光（Planar Laser Induced Fluorescence，PLIF）試驗，以研究火焰穩定性和火焰鋒面，如圖33和圖34 所示。該試驗件通道直徑為6.72 mm，氫氣孔徑為0.906 mm，內置于微混通道徑向對稱分布。采用丙酮作為示蹤粒子，因其在1 200 K 時會產生火花，只能在非燃燒流動下測試摻混情況，氫氣則用摻有丙酮的空氣替代。圖35 給出了不同當量比下的火焰宏觀結果，可以看出隨著當量比的降低，火焰根部被吸附在頭部位置，各個通道形成的火焰相互獨立，燃燒趨向不穩定。

圖33 NASA 微混燃燒實驗試驗件［105］Fig.33 Micromix combustion injector of NASA［105］

圖34 NASA 微混燃燒試驗件氫氣孔局部放大圖［105］Fig.34 Enlarged view of micromix combustion injector［105］

圖35 NASA 微混燃燒火焰宏觀結構［105］Fig.35 Flame structure of NASA micromix combustion injector［105］

本文將國內、外微混燃燒研究方案進行對比，包含研究機構、摻混方式、進氣條件、燃料種類和NOx水平，見 表4［43，48，51，56，61，64-65，73，106］。可 以看出，國外已經完成了從原理試驗到工程應用，在污染物排放抑制中有很大成效。例如，可以通過氮氣稀釋空氣的方式降低火焰溫度，進而降低NOx生成，GE 采用微通道多管混合器，NOx<3×10-6（15%含氧量）；亞琛大學與日本川崎采用微混擴散燃燒，在2 MW 燃機上驗證，NOx<35×10-6（16%含氧量）。

表4 微混燃燒試驗研究對比Table 4 Comparison of micromix combustion test results

2.5 微混燃燒熱聲不穩定

文獻［57，62，73，81，105］均發現了氫氣微混燃燒會伴隨著熱聲不穩定現象，嚴重的熱聲振蕩會對燃燒室造成損壞，進而影響發動機壽命。因此，有必要對氫燃燒熱聲振蕩發生機理進行深入研究。早在1878年，Rayleigh 準則［107］明確了燃燒不穩定性問題的發生機理，主要原因是流動、燃燒非定常熱釋放和聲波之間的相互作用，如圖36 所示［108］，即流動的擾動會引起熱釋放脈動。當熱釋放與聲波同相位時，熱聲耦合，聲能量急劇增加，若聲場獲得的能量大于耗散量，將發生共振現象［109］。而氫氣微混燃燒產生的小尺度火焰系綜容易受到高頻燃燒不穩定性的影響［110］，因此，燃燒不穩定性的準確預測和控制將是至關重要的。實現燃燒穩定性可通過以下2 個方面控制：一是主動控制，即削弱燃燒室系統的熱聲耦合問題；二是被動控制，即增加燃燒室系統的聲學耗散［111］。

圖36 熱聲不穩定性反饋周期［108］Fig.36 Feedback cycle for thermoacoustic instabilities［108］

國內外學者在氫燃燒熱聲振蕩方面開展了一系列研究。然而，與甲烷-空氣火焰相比，氫氣燃燒不穩定性的試驗難度要大，相關試驗數據在最近才開始在文獻中報道。文獻［112-113］發現相對于甲烷-空氣火焰同一火焰溫度下，氫氣微混火焰的高階聲模態優先被激發，在極短距離內存在更強的縱向振蕩，火焰表面湮滅是強噪聲產生的主要原因。熱聲不穩定現象與噴射孔徑之間存在較強的相關性。一般而言，較小尺寸火焰的系綜更優先耦合到較高頻率的聲學模態。熱聲響應可隨燃燒室長度的變化重復出現。如圖37 所示［112-113］，保持氫氣預混噴射器面積不變，發現噴射孔徑不同時，均在3 階和4 階模態下發生了明顯的熱聲振蕩，幅值也基本相當。小孔徑的方案在400 Hz 以下的低頻區域較為穩定，在1 800 Hz 附近發生了高頻熱聲不穩定，而大孔徑方案在此頻率下較為穩定。這表明小尺度氫火焰系綜在4 倍極限環振蕩頻率范圍以內可以保持穩定，但容易受到高頻燃燒不穩定性的影響。

圖37 噴注直徑對微混預混火焰燃燒不穩定性的影響［112-113］Fig.37 Effect of jet diameter on combustion instability of micromix premixed flame［112-113］

文獻［114］開展了常壓下摻氫甲烷燃料微預混火焰燃燒不穩定性試驗研究。如圖38 所示［114］，在氫含量為10%和20%時，預混火焰出現振蕩燃燒現象，且激發更高階的諧波；在更高氫含量下微混火焰出現高頻脈動，但幅值較低。發現一階模態都表現為與整體脈動主頻相同的體積振蕩，二階模態都表現為軸向脈動，脈動頻率是主頻的2倍。隨著氫含量進一步升高，軸向模態漸漸轉變為火焰間相互作用。

圖38 10%和20%氫含量時的OH 強度和前兩階模態［114］Fig.38 OH intensity and first two modes at 10% and 20% hydrogen content［114］

昌運鑫等［29］在北京航空航天大學BASIS 燃燒器開展了富氫甲烷燃燒振蕩問題研究。發現對于大多數當量比的工況，富氫甲烷火焰都處于同一模態，不會產生燃燒振蕩。然而，當主燃級當量比為0.60 與0.55時，富氫甲烷火焰脈動振幅隨摻氫比加大，先增后減，分別有42%和32%的工況發生燃燒振蕩。需要將主燃級和預燃級設置的非常貧油才能保證大摻氫功率的穩定燃燒。

Cao等［115］開展了蒸汽稀釋微混合氫火焰演化、頻率及振蕩特性試驗研究，研究了不同當量比和蒸氣含量對放熱量和熱聲穩定性的影響，圖39為動態模式分解（Dynamic Mode Decomposition，DMD）得到的主要模態和對應的OH-PLIF圖。發現當量比φ 為0.4時，水的摩爾體積分數D 為25%時，振蕩發生在CRZ區，而增大到0.5時，則不穩定區域開始向火焰臂區（Flame Arm Zone，FAZ）和火焰尾帶（Flame Tail Zone，FTZ）發展，呈現雙葉膨脹型。當量比增加到0.8時，振蕩頻率為213 Hz，與熱釋放頻率217 Hz 非常接近，說明葉型的臂區是熱聲振蕩的主要發生區域。此現象發生在蒸氣含量25%時，當蒸氣含量增加或減少，OH質量濃度會發生明顯變化，未發現周期性振蕩。

圖39 DMD 模態和對應的OH-PLIF圖［115］Fig.39 DMD mode and corresponding OH-PLIF image［115］

3 微混擴散燃燒室設計

與氫氣微混預混燃燒相比，微混擴散燃燒的NOx排放較高，設計難度較大，為此，梳理總結了微混擴散燃燒設計的關鍵參數，包括徑向和周向孔間距、孔徑、孔型、空氣通道面積和混合區長度等。在典型的橫向射流擴散燃燒中，這些參數會影響動量通量比，進而影響氫氣的穿透深度、火焰的形狀和駐留位置，最終影響燃氣的停留時間和NOx的生成。動量通量比的定義如式（4）［116］所示，動量通量比越大，氫氣對主流空氣的穿透力越大，因此在垂直方向上混合越充分。

式中：J 為動量通量比；ρj為氫氣密度；ρ∞為空氣密度；uj為氫氣速度；u∞為空氣速度。

穿透深度是微混燃燒中的一個重要參數，影響火焰結構和NOx排放，受到了業界學者的廣泛研究。Lefebvre［116］總結了橫流中射流的穿透軌跡和穿透深度計算如式（5）所示。該式表明射流穿透深度隨著下游距離的增加而不斷增大。

式中：Y 表示穿透距離；Dj表示氫氣孔徑；J 為動量通量比；X 表示橫向距離。

在實際中，射流深度會在其噴射點下游相當短的距離內達到最大值。對于單個和多個圓形射流孔的最大射流穿透深度，Lefebvre［116］推薦分別采用式（6）和式（7）進行計算。

式中：Ymax為射流穿透深度最大值；θ 為射流角度。

式中：mg為燃氣流量；mj為射流的氫氣流量。

文獻［45］總結了射流穿透深度的無量綱設計準則，如式（8）所示。

式中：yn，j為無量綱穿透深度；hgate為空氣射流孔高度；φj為工況j 點時的當量比；φdp為設計點時的當量比。

此外，Holdeman［117］通過試驗總結了射流穿透軌跡并可用式（9）來描述。

微混擴散燃燒的燃料混合時間尺度也對NOx生成有重要影響［118］。混合時間如式（10）所示，氫氣和空氣的摻混時間與結構尺寸成正比，可表示為噴射孔徑、當量比、密度比的關系式［119］，可見，通過減小孔徑和增加射流速度，縮短混合時間，抑制NOx生成。

式中：τm為混合時間；Ψs為燃料化學計量比。

3.1 氫氣孔徑

氫氣孔徑直接影響射流穿透深度，從而影響火焰駐留位置。當氫氣孔徑變大時，氫氣在燃燒室中的噴射速度會減慢。同時，由于氫氣分子量最小，其運動慣性也較小，導致其在流場中的擴散速度較慢。因此，氫氣較難與高速主流混合，氫氣射流的穿透深度也相應減小，過大的孔徑會導致氫氣在邊界層內發生燃燒，導致回火問題。相反，當氫氣孔徑減小時，氫氣的速度增加，氫氣射流的穿透深度也相應增大，容易穿過剪切層并在回流區中燃燒，增加了燃氣駐留時間，NOx排放增加。因此，通過調整氫氣孔徑，可以有效地控制射流的穿透深度，從而實現火焰位置和尺寸的合理控制，最終達到縮短燃氣停留時間、減小火焰尺度、降低氮氧化物排放目的。

亞琛大學針對氫氣孔徑開展了火焰形態測量，當氫氣孔徑由0.45 mm 增大為0.55 mm時，燃燒會發生在外回流區，如圖40 所示，導致火焰集中和尺寸增大，從而不利于降低NOx排放［47］。同時，外回流區溫度過高，會增加火焰筒壁面的熱負荷，此時空氣需要以更高的速度繞過火焰，入射到外回流區，對壁面冷卻。內外回流區有阻隔相鄰火焰高溫傳遞的作用，因此理想情況下，兩者內部應無高溫區，盡可能保證高溫區主要集中在剪切層內。

圖40 不同孔徑火焰形態［47］Fig.40 Flame structure of different hydrogen hole diameters［47］

亞琛大學還建立了微混燃燒室優化設計流程，如圖41 所示，總結穿透深度臨界值yn，j，圖41中PD 為功率密度，BRAGP為空氣導流板的阻塞比，S 為噴射孔間距，dAGP為內導流板高度，DAGP為外導流板高度。當式（8）穿透深度等于臨界深度時，可有效保證火焰恰好駐留在內、外回流區之間剪切層內，如圖17（a）所示的溫度分布，最終達到縮短燃氣停留時間、降低氮氧化物排放的目的。

圖41 亞琛大學優化設計流程［45］Fig.41 Design framework of micromix combustor optimization from Aachen University［45］

為了保證氫氣與空氣的充分混合，需要適當減小氫氣孔徑以促進氫氣射流穿透能力，減小混合時間尺度。然而，過小的氫氣孔徑將需要更多數量的噴孔，這給實際工藝帶來了難度。因此，只能降低到合理的制造極限，以便在滿足氮氧化物排放的同時，保證工藝的可行性。

3.2 射流孔型

氫氣和空氣的射流孔型也是微混燃燒室設計中的一個重要參數。射流孔型直接影響著湍流燃燒特性，包括摻混效果、流場渦流結構、以及火焰形態、駐留位置、溫度分布等。因此，在微混燃燒室的設計過程中，射流孔型是不可忽視的一個主要參數。文獻［73］表明，空氣孔的不同形狀會直接影響回流區尺寸和火焰駐留位置。如圖42 所示，發現橢圓形孔5和跑道型孔6 的應用可以使火焰穩定在剪切層內，同時內回流區的溫度也得到了有效的降低。此外，氮氧化物的生成也發生在剪切層內。

圖42 不同空氣射流孔型的流場和溫度分布Fig.42 Flow field and temperature of different injection hole types

合理的射流孔型可以有效地提高燃燒效率、減小火焰尺度、降低氮氧化物排放，并且具有較好的工藝性能。在實際工程中，通常采用圓形、橢圓形或方形等不同形狀的射流孔型，以實現最佳的燃燒性能和工藝性能。

3.3 微混單元間距

微混單元間距對相鄰單元的流場、火焰尺寸和位置有重要影響。當孔間距增大時，可防止相鄰火焰聚合形成大尺寸火焰，保證火焰尺寸較小，縮短燃氣停留時間。

文獻［120］基于橫向射流原理，探究了徑向單元間距對NOx排放的影響。研究結果表明，隨著單元間距的增加，內回流區的氣動流動空間增大，幾乎充滿整個燃燒室，整體溫度水平有所降低，說明主流內參與燃燒的空氣量相對增加，局部當量比減小，可降低火焰溫度和NOx排放。其中，相比于空氣徑向孔間距，氫氣徑向孔間距對溫度場和NOx的影響更加顯著。這一發現為進一步降低航空發動機的NOx排放提供支撐。在此基礎上，提出了基于試驗設計的（Design of Experiment，DOE）多目標優化方法，可識別影響NOx生成的敏感參數，并獲得性能最優的燃燒室方案。

然而，對于甲烷摻氫預混混合器，縮短孔間距有利于拓寬燃燒穩定邊界，伊利諾斯大學［57-61］在旋流微混陣列單元試驗中發現混合單元密集排布時熄火邊界拓寬8.8%，火焰溫度升高56.4 K，同時釋熱波動更小，熱聲阻尼更好。

4 總結與展望

氫燃燒已經成為當前國內外研究的熱點，國外的研究已經從原理試驗進入集成驗證和整機應用階段。國內在氫燃燒尤其是面向航空發動機和燃氣輪機應用領域的研究仍處于仿真機理研究和原理試驗階段，尚需要進行大量的探索和應用驗證。本文回顧了國內外近30 年的氫氣微混燃燒技術研究進展，從燃燒機理、摻混方式、NOx影響因素和控制措施方面開展了綜述，獲得如下結論：

1）流動燃燒機理

氫氣具有密度低、燃燒速度快、火焰溫度高特點。采用傳統預混燃燒組織方式容易出現回火、燃燒振蕩，如果進口參數高易發生自燃。為了規避上述風險，采用氫氣微混燃燒組織方式，即通過微通道混合，將大尺度火焰轉化為多個微小尺度火焰，增強空氣和氫氣的局部摻混強度，進而提升混合均勻度。其優點是小尺度火焰，顯著縮短了停留時間，并避免了回火問題。然而，由于噴孔數量眾多，使得管路布局復雜、加工難度增大，可考慮增材制造工藝結合電火花加工和精密機加工等手段實現氫微混燃燒技術的工程應用。

2）氫氣和空氣摻混方式

氫微混燃燒主要是通過射流渦耦合其他形式渦流來增強主流擾動和摻混。射流-橫流是最為常見的摻混方式，氫氣垂直入射，在橫向來流作用下，形成1 對射流渦，通過卷吸主流空氣，產生強烈的相互作用，增強了氫氣在湍流旋渦中的擴散，提升了摻混強度和摻混效率。其他摻混方式是在射流-橫流的基礎上，進一步增加旋流或擾流，加強摻混。例如“小杯”內旋流混合、通道內的同流混合、多孔介質混合、螺紋回路混合等。

3）氮氧化物排放

氮氧化物生成時，在小于平衡態的反應過程中，核心的影響變量為反應區溫度，其與氮氧化物排放呈現指數關系。其次為氧濃度、氮氣濃度以及停留時間。因此，可以在空氣中增加氮氣以降低氧氣含量，使反應區內單位體積的可利用氧氣量大幅降低，進而降低火焰溫度，減少氮氧化物生成，且在換算為15%氧含量時，NOx數值減小。同時，可以通過增強氫氣與空氣之間的摻混，防止局部燃料過富問題，進而減少火焰局部熱點。通過微混合減小火焰尺寸，縮短高溫燃氣停留時間。

4）氫氣微混燃燒技術難點

不同的燃燒方式具有各自的優缺點和技術難點。氫氣微混燃燒技術可將燃料與空氣預先均勻混合，降低NOx排放。GE 公司通過采用多管預混噴射器在1.7 MPa 全環試驗中實現了NOx排放<3×10-6（15%含氧量），然而預混方式最大問題是存在回火風險，易引發安全問題；而微混擴散燃燒方式雖避免了回火風險，但燃料與空氣的混合程度降低，且當發動機負載突然變化時，燃料噴注可能會有一定的延遲，導致燃料與空氣的比例失衡，影響燃燒的穩定性和混合質量。因此微混擴散燃燒有變負荷適應差、穩燃范圍窄、NOx排放偏高的缺點。在工程設計中，應根據實際應用的需求、環境限制和技術可行性等因素進行綜合考慮。

5）氫氣微混燃燒技術發展趨勢

隨著對清潔能源和低碳經濟的需求不斷增加，氫氣微混燃燒技術因具有零碳排放和低NOx排放潛力也將不斷發展。通過微混燃燒技術難點分析，未來微混燃燒結構尺寸會更小，以提高燃料和空氣噴射速度，有效防止回火，縮短燃氣停留時間，提升混合充分性。在現有射流-橫流混合、旋流鈍體混合、通道內的同流混合、多孔介質混合、螺紋回路混合等微通道混合結構基礎上，未來的發展方向將是進一步增強旋流或擾流。例如以上混合結構的多種組合方式，以形成更強的流向渦強度和更低的渦流軸向流速，從而增加燃料和空氣的混合程度。此外，可適當結合分級燃燒技術，通過分階段控制氫氣和空氣供應，調節混合區當量比和燃燒溫度，提高燃燒穩定性，實現超低NOx生成。

另一方面，應充分發揮產學研聯合的優勢，集中國內優勢力量和資源，開展氫燃燒設計技術研究，重點圍繞氫燃燒室的地面集成驗證和飛行驗證，深入推進氫氣基礎燃燒科學發展和工程應用，為零碳低氮排放和氫動力的發展提供有力支撐。