[发明专利]空气流量分区控制的燃烧室试验装置及其试验方法

说明书

本发明公开的一种空气流量分区控制的燃烧室试验装置及其试验方法，试验装置主要包括燃烧室主体、点火系统、进气系统、供油系统和光学测量窗口等。燃烧室主体取消外机匣结构，进入燃烧室的气流分为五路单独供给，并且分别对其流量进行测量。其中一路气流通过燃烧室头部通道，流经旋流器进入燃烧室；另外四路气流分别通过上、下壁面主燃孔和掺混孔进气通道，流经上、下主燃孔和掺混孔进入燃烧室。从而实现燃烧室各区域空气流量的准确测量及单独控制。本发明的燃烧室结构简单，并且采用单独进气的方式不仅不会影响燃烧室射流孔的射流轨迹，还可以实现燃烧室不同区域空气流量对燃烧室性能影响的孤立研究。

技术领域

本发明涉及航空燃气轮机技术领域，具体是一种空气流量分区控制的燃烧室试验装置及其试验方法。

背景技术

燃烧室作为航空发动机三大核心部件之一，是将燃料的化学能转变为热能的一种装置。燃烧室性能的发展，不仅与发动机的发展水平密切相关，而且与燃烧系统的基础研究和应用水平密切相关。虽然现代航空发动机燃烧室的基本性能和结构已经达到相当高的水平，但是仍存在大量的难题和挑战。新研究方法、新测量手段、新结构及新概念的发展才是保证其持续进步的根源。在传统的航空发动机燃烧室研究中，无论是单头部、多头部还是全环结构，燃烧室均包含内外机匣结构，气流进入燃烧室进口后通过自由分配的方式，分别由头部、主燃孔和掺混孔进入火焰筒参与燃烧。如专利“蒸发管式微小型发动机燃烧室”，专利号：200510086539.4，燃烧室由内机匣、外机匣、3～12个Т型蒸发管和燃油喷嘴组成。专利“全环微小尺寸回流燃烧室试验器”，专利号：CN104236917A，燃烧室结构包括内机匣和外机匣，燃烧室出口周向设置多个测量耙，以达到燃烧室性能的试验研究。从上述专利来看，虽然包含内外机匣结构的燃烧室与真实燃烧室工作模式相同，但是由于航空发动机燃烧室的结构复杂，燃烧室性能的影响因素繁多，并且各气动热力参数之间相互联系，可以说是牵一发而动全身，当燃烧室内孔径、孔位或孔型改变时，其流量分配也随之改变，并且各部分空气流量无法准确测量与单独控制。这样很难将燃烧室各部分流量固定，实现燃烧室各区域流量及流量分配对燃烧室性能影响的孤立研究。

另一方面，航空发动机燃烧室中的燃烧过程非常复杂，包括气流流动、燃油雾化蒸发和混合、化学反应、燃气的辐射、传热传质等综合因素，完全掌握各种过程的机理是很困难的。因此，新的燃烧室测试技术是十分必要的。长期以来对于燃烧室温度、压力、速度以及组分的测量，是依靠热电偶、总压管、静压管、热线风速仪及燃气分析仪等各种物理探针来实现。由于物理探针容易干扰流场、容易受到环境的限制以及测量的是平均物理量，因此其使用范围有限，并且缺乏足够的测量精度、空间以及时间分辨率。近些年随着计算机和光学技术的迅猛发展，出现了如PIV(Particle Image Velocimetry)、CARS(Coherent Anti-Stokes Raman Scattering)及PLIF(Planar Laser Induced Fluorescence)等流场、火焰结构及温度的非接触测量方法，大大提高了燃烧室测量的精度及适用范围。专利“一种航空发动机主燃室的综合光学测量平台”，专利号：CN104764609A，采用多种光学测量手段，对航空发动机燃烧室内燃油雾化、速度、温度和组分的测量，实现了航空发动机燃烧室的精细测量。但是该专利可能受限于燃烧室结构，虽然测量范围覆盖了燃烧室大部分区域，但是旋流器出口及射流孔出口处无法测量。

发明内容

本发明为了解决现有技术的问题，提供了一种空气流量分区控制的燃烧室试验装置及其试验方法，不仅简化了燃烧室的结构，还达到了对燃烧室气动热力参数进行孤立研究的目的，有效的增大了光学测量窗口的测量范围。

本发明提供了一种空气流量分区控制的燃烧室试验装置，包括燃烧室主体、主燃孔进气通道、掺混孔进气通道、光学测量窗口、点火电嘴及供油管道。

其中燃烧室主体为一矩形通道，头部端口焊接法兰用于与进气支管连接，旋流器安装在头部进气通道内，燃烧室主体两侧壁面分别设置光学测量窗口，上、下壁面分别安装主燃孔进气腔体及进气通道、掺混孔进气腔体及进气通道、电嘴和油管接头。