一种应用于航空发动机喷雾燃烧研究的模型装置

1.本发明属于燃烧实验装置领域，具体地涉及一种应用于航空发动机喷雾燃烧研究的模型装置。


背景技术：

2.燃油的雾化蒸发是燃料着火前的关键物理过程，决定了燃料和空气的混合效果，进而影响燃烧的效率与特性。燃油雾化装置作为主燃烧室的核心部件之一，结构复杂、功能多样，其精细化设计和雾化性能控制一直是主燃烧室研制中的技术难题，也是各航空大国对我国高度封锁的核心技术之一。
3.目前燃油雾化装置的作用已由单一的燃油雾化发展成燃油雾化、油气掺混及燃烧室头部流场组织，其作用越来越重要。从理论研究上来看，燃油雾化与蒸发特性将直接影响主燃烧室的点熄火特性、燃烧效率、出口温度分布、污染物排放等关键性能。但是国内对燃油雾化装置的微观工作过程及燃油雾化蒸发的机理研究不够深入，对极端复杂流动条件下燃油雾化蒸发过程的认识不清，缺少工程可用的高精度燃油雾化模型；
4.而对新型组合式燃油雾化装置的雾化机理研究，燃烧室典型工况下受限空间内的燃油雾化/蒸发过程的实验探索仍处于起步阶段，尤其是对复杂旋流气动以及跨临界条件下的燃油雾化、蒸发和掺混机理认识尚不全面，严重影响了我国航空发动机/燃机主燃烧室的工程研制，已成为阻碍“两机”主燃烧室部件试制和性能优化的关键症结所在。
5.为此，设计了一种应用于航空发动机喷雾燃烧研究的模型装置，用于研究带有旋流器和文氏管的新型组合式燃油雾化装置的燃油雾化机理，具有适用范围广、能进行可视实验的优点，具有显示意义和良好的应用前景。


技术实现要素：

6.本发明旨在提供一种应用于航空发动机喷雾燃烧研究的模型装置，以解决上述问题。为此，本发明采用的具体技术方案如下：
7.一种应用于航空发动机喷雾燃烧研究的模型装置，其可包括：
8.进气调整段，所述进气调整段中安装有蜂窝式整流板；
9.弧形导流通道，所述弧形导流通道安装在所述进气调整段中，位于所述蜂窝式整流板下游，与所述进气调整段形成作为进气通道的环腔；
10.旋流器，所述旋流器可更换地安装在所述弧形导流通道的端面上，并且其旋流叶片末端至出口之间以文氏管过渡；
11.燃油喷嘴，所述燃油喷嘴安装在所述弧形导流通道的端面中心并与所述旋流器同心；以及
12.可视化燃烧室，所述可视化燃烧室的入口与所述进气通道连接；
13.其中，来流空气进入所述环腔并通过所述旋流器形成旋流，从而促进所述燃油喷嘴喷出的燃油雾化，所述文氏管用于促进喷雾破碎，喷雾在所述可视化燃烧室中燃烧。
14.进一步地，所述进气调整段包括密封连接在一起的上游进气扩压段、中间进气直管段和下游进气直管段，上下两块所述蜂窝式整流板分别安装在所述上游进气扩压段和中间进气直管段之间以及所述中间进气直管段和下游进气直管段之间，所述弧形导流通道同轴安装在所述下游进气直管段内。
15.进一步地，所述上游进气扩压段、中间进气直管段和下游进气直管段彼此之间通过法兰连接。
16.进一步地，所述可视化燃烧室上固定安装有转接环，所述下游进气直管段可移动地密封安装于所述转接环和所述可视化燃烧室中。
17.进一步地，所述下游进气直管段的末端安装有可更换头部，所述旋流器固定安装在所述弧形导流通道和所述可更换头部上。
18.进一步地，所述可更换头部的下端周布有多个螺孔，用于安装圆柱形玻璃罩或圆环。
19.进一步地，所述下游进气直管段与所述可更换头部之间通过阶梯状结构配合。
20.进一步地，所述弧形导流通道包括上游段和下游段，所述上游段两端分别连接于所述下游段和条幅法兰，以及下游段两端分别连接于所述旋流器和所述上游段，其中所述条幅法兰内置于所述下游进气直管段，位于下面一块所述蜂窝式整流板的下方。
21.进一步地，所述可视化燃烧室的四周安装有石英玻璃视窗。
22.进一步地，所述旋流器根据实验要求可更换以改变几何参数，优选地，所述旋流器为双级旋流器。
23.本发明采用上述技术方案，具有的有益效果是：
24.1)旋流器及文氏管可更换，便于进行不同旋流数下的喷雾以及燃烧实验，以及探究不同文氏管几何参数对喷雾以及燃烧的影响；
25.2)进气调整段相对可视化燃烧室可以移动，保障喷雾形成在光学可视化视窗视窗中间以及实验仪器的最佳视野范围内，满足实验的要求。
26.3)通过可视化燃烧室，可利用高速相机、piv、pdpa等实验技术对喷雾的形态，喷雾粒径、喷雾流场、喷雾燃烧流场等参数进行测量，深入探究燃油雾化及燃烧的机理；
27.4)本模型装置结构通用性强，便于进行结构改进与部件更换，可适应不同实验要求。
附图说明
28.为进一步说明各实施例，本发明提供有附图。这些附图为本发明揭露内容的一部分，其主要用以说明实施例，并可配合说明书的相关描述来解释实施例的运作原理。配合参考这些内容，本领域普通技术人员应能理解其他可能的实施方式以及本发明的优点。图中的组件并未按比例绘制，而类似的组件符号通常用来表示类似的组件。
29.图1为本发明的一种应用于航空发动机喷雾燃烧研究的模型装置的立体图；
30.图2为图1所示的应用于航空发动机喷雾燃烧研究的模型装置的剖视图；
31.图3为图1所示的应用于航空发动机喷雾燃烧研究的模型装置的进气调整段的立体分解图；
32.图4为图1所示的应用于航空发动机喷雾燃烧研究的模型装置的转接环的立体图；
33.图5为图1所示的应用于航空发动机喷雾燃烧研究的模型装置的弧形导流通道的立体图；
34.图6为图1所示的应用于航空发动机喷雾燃烧研究的模型装置的条幅法兰的立体图；
35.图7为图1所示的应用于航空发动机喷雾燃烧研究的模型装置的可更换头部的立体图；
36.图8为图1所示的应用于航空发动机喷雾燃烧研究的模型装置的可更换头部的另一立体图；
37.图9是图1所示的应用于航空发动机喷雾燃烧研究的模型装置的旋流器的立体图。
38.图中，1、进气调整段；11、上游进气扩压段；12、中间进气直管段；121、直孔；122、隔壁等径两通接头；13、下游进气直管段；131、密封圈安装槽；132、高度调节螺栓；133、o形密封圈；2、弧形导流通道；21、上游段；211、第二固定螺孔；22、下游段；221、圆形凹槽；3、可视化燃烧室；31、视窗；32、安装孔；4、旋流器；41、文氏管；42、一级叶片；43、二级叶片；5、燃油喷嘴；61、上蜂窝式整流板；62、下蜂窝式整流板；7、转接环；8、条幅法兰；81、中心管；811、第一固定螺孔；9、可更换头部；91、圆槽；92、紧定螺孔；93、圆孔；94、圆形凹槽。
具体实施方式
39.需要说明的是，下述实施方案中所述实验方法，如无特殊说明，均为常规方法，所述试剂和材料，如无特殊说明，均可从商业途径获得；在本技术的描述中，术语“横向”、“纵向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，并不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
40.此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。
41.在本技术的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
42.现结合附图和具体实施方式对本发明进一步说明。
43.如图1和2所示，一种应用于航空发动机喷雾燃烧研究的模型装置可包括进气调整段1、弧形导流通道2、可视化燃烧室3、旋流器4和燃油喷嘴5。其中，进气调整段1中安装有上蜂窝式整流板61和下蜂窝式整流板62，以对来流空气进行整流。弧形导流通道2安装在进气调整段1中，位于下蜂窝式整流板62的下游，与进气调整段1(内壁)形成作为进气通道的环腔。弧形导流通道2可以减小气体流动分离，使得旋流器4入口的气流更加均匀。可视化燃烧室3连接于进气调整段1的下游端，其作为燃烧腔体，可承受高达50bar的腔内压力，可适应不同喷雾背压以及燃烧压力的工况要求。可视化燃烧室3采用光学可视化视窗，可做可视实
验，可利用高速相机、piv、pdpa等实验技术对喷雾的形态、喷雾粒径、喷雾流场、喷雾燃烧流场等参数进行测量，深入探究燃油雾化及燃烧的机理。旋流器4可更换地安装在弧形导流通道2和可视化燃烧室3之间并且中心设有文氏管41，文氏管41用于促进喷雾破碎。具体地，旋流器4可更换地安装在弧形导流通道2的端面上，并且其旋流叶片末端至出口之间以文氏管41过渡。旋流器4周向合理布置有8个旋流叶片，保证气体旋流强度，减少气体的流动分离以及旋流器下游尾涡的产生。燃油喷嘴5安装在弧形导流通道2内并伸进文氏管41中。具体地，燃油喷嘴5安装在所述弧形导流通道2的端面中心并与所述旋流器同心。燃油喷嘴5的结构是公知的，且可替换以研究不同喷嘴的喷雾以及燃烧效果，这里不再赘述。工作时，来流空气进入进气调整段1降速扩压，经过上蜂窝式整流板61和下蜂窝式整流板62整理流向，进入弧形导流通道2与进气调整段1形成的环腔，通过旋流器4形成旋流；燃油通过燃油喷嘴5喷入旋流空气形成喷雾，喷雾在可视化燃烧室3中燃烧。弧形导流通道2将油路与气路隔开，保证旋流器4进口空气的均匀性，减小流动损失。
44.请参阅图2、3和4，进气调整段1包括密封连接(例如，通过相应法兰和密封圈)在一起的上游进气扩压段11、中间进气直管段12和下游进气直管段13。上游进气扩压段11呈圆锥筒状，用于对来流空气降速扩压。中间进气直管段12设有直径为4mm的直孔121和隔壁等径两通接头122，用于连接装置内外两侧的燃料管道。下游进气直管段13可移动地安装在可视化燃烧室3上，以适应不同高度的旋流器4的装配。具体地，带有法兰盘的转接环7通过多个(例如，6个)螺栓固定在可视化燃烧室3上，下游进气直管段13的外周壁上设有密封圈安装槽131并且其法兰上设有多个(3个)高度调节螺栓132。密封圈安装槽131套有o形密封圈133，以使下游进气直管段13密封安装于转接环7和可视化燃烧室3中。当要调整高度时，通过旋拧高度调节螺栓132即可实现，非常方便。上蜂窝式整流板61和下蜂窝式整流板62分别安装在上游进气扩压段11和中间进气直管段12之间以及中间进气直管段12和下游进气直管段13之间。具体地，上蜂窝式整流板61内置于上游进气扩压段11的下端，下蜂窝式整流板62内置于中间进气直管段12的下端。
45.请参阅图2、5和6，弧形导流通道2同轴安装在下游进气直管段13内。弧形导流通道2分为两部分(即，上游段21和下游段22)，以便于实验装配。上游段21和下游段22通过阶梯结构卡接在一起，形成流线型，以减小流动损失；同时设计为阶梯结构，可以减轻重量以及避免材料的浪费。上游段21的上端通过条幅法兰8固定。具体地，条幅法兰8内置于中间进气直管段12和下游进气直管段13之间，位于下蜂窝式整流板62下方。条幅法兰8的中心管81上设有多个(例如，2个)第一固定螺孔811，上游段21的上端设有相应第二固定螺孔211，安装时，上游段21的上端插入中心管81并使第一固定螺孔811和第二固定螺孔211对齐，最后用螺钉锁定即可。下游段22的底部设置外径40mm、内径35mm、深1.8mmm的圆形凹槽221，用于装配旋流器4；以及中间设计m10的螺孔，用于固定燃料喷嘴5。
46.请参阅图2、3、7和8，进气调整段1的下游进气直管段13的末端安装有可更换头部9，该可更换头部9设置圆槽91，周布4个紧定螺孔92，可以通过螺钉紧定圆柱形玻璃罩或圆环(未示出)，根据不同实验要求，对头部进行不同装配。可更换头部9还设置有直径为30mm的圆孔93，用于放置旋流器4，并设置有外径40mm、内径35mm、深1.8mmm的圆形凹槽94，用于装配旋流器4，数目为6的m1螺钉用于固定旋流器4。即，旋转器4固定安装在可更换头部9上并且文氏管41穿过圆孔93进入可视化燃烧室3中。
47.在本实施例中，下游进气直管段13与可更换头部9之间通过阶梯状结构配合连接，以方便安装和减轻重量以及避免材料的浪费。此外，下游进气直管段13与可更换头部9可以根据不同要求，更换透明材质或者不透明材质。
48.如图9所示，旋转器4为双级旋流器。旋转器4可以根据实验要求更换不同几何参数。在所示实施例中，旋流器4的一级叶片42和二级叶片43的数量均为8片，呈圆弧状。一级叶片42和二级叶片43的高度可以根据需要设计，在一具体实施例中，一级叶片42和二级叶片43的高度分别是2.7mm和4.7mm，其出口角度约为55度。
49.请参阅图1，可视化燃烧室3的四个侧面设有圆形视窗31，通过石英玻璃密封；并且加工有多个安装孔32，用于安装各种检测仪或传感器等。应该理解，视窗31也可以是其它形状，并且不一定采用石英玻璃。此外，可视化燃烧室3的下游还连接有排烟管道，该排烟管道上设有消声器，以避免噪音影响。
50.本模型装置具有以下优点：
51.1)装置上游设置有减少气体流动分离的气流调整管道，保证下游旋流器入口气流均匀。
52.2)旋流器可更换为单级或双级结构，并具有文氏管，根据实验方案可设置为透明材质，能够表征文氏管内部喷雾雾化现象，便于进行不同旋流数下的喷雾以及燃烧实验，以及探究不同文氏管几何参数对喷雾的影响；
53.3)通过可视化燃烧室，可利用高速相机、piv、pdpa等实验技术对喷雾的形态，喷雾粒径、喷雾流场、喷雾燃烧流场等参数进行测量，深入探究燃油雾化及燃烧的机理；
54.4)本模型装置结构通用性强，便于进行结构改进与部件更换，可适应不同实验要求。
55.现有喷雾燃烧研究装置多为模拟内燃机燃烧，很少涉及模拟航空发动机的喷雾燃烧，且对于组合式燃烧装置中的喷雾研究视野范围多局限于组合式喷雾装置下游，几乎没有对于文式管内部的雾化现象和机理的研究。现有装置很少考虑保证下游旋流器入口气流均匀。本模型装置设计有减少气体流动分离的流道、可更换的组合式喷嘴和可视化燃烧室，具有丰富的实验变量，其中特别设计透明材质的文式管，可通过光学测试方案对文氏管内部的喷雾进行测量与表征，便于通过实验充分理解燃油雾化及燃烧机理。
56.尽管结合优选实施方案具体展示和介绍了本发明，但所属领域的技术人员应该明白，在不脱离所附权利要求书所限定的本发明的精神和范围内，在形式上和细节上可以对本发明做出各种变化，均为本发明的保护范围。