[发明专利]一种航空煤油高温燃气流发生装置

说明书

技术领域

本发明涉及一种航空煤油的常压高温燃气流发生装置，其燃气流温度高达2100K，温度均匀度3K/mm，可满足飞行器气动热结构试验需求。

背景技术

航空煤油常压燃烧产生高温燃气流可以用于加热试件，满足飞行器气动热结构试验需求。试件区燃气流温度是热模拟试验的一个重要性能指标，其值越高，可以模拟气动热及其对应飞行速度越高。

理论上，常压、不加氧情况，航空煤油与空气按照最佳化学当量混合比燃烧产生最高燃气流温度为2300K。目前，受燃烧室冷却和设计技术限制，我国有文献公开报道常压、不加氧情况下航空煤油与空气燃烧产生燃气流实测最高温度为1973K(约1700℃)。其基本流程如图5所示，空气流经一级燃烧室51预燃烧后达到200℃左右，然后经过一级稳定段52稳定整流后进入主燃烧室54。主燃烧室54所用的燃油由单管路供油系统53提供。

主燃烧室54采用是常压双级环管蒸发式结构。图6所示的是一种典型的现有常压双级环管蒸发式结构，它包括进口扩张段61、中心注油器62、环形注油器63、中心火焰筒64、环形火焰筒65、出口水冷收敛段66、点火器67和燃烧室外筒体68、。其中，中心火焰筒63位于主燃烧室54的前段中心，而环形火焰筒65位于主燃烧室54的中后段。进入主燃烧室54的空气同时为两个火焰筒所用，即一部分为中心火焰筒63所用；另一部分为环形火焰筒65所用。一定质量流量的空气进入主燃烧室54，两个火焰筒空气流量分配由燃烧室结构和火焰筒上每一排进气口结构决定。

两个火焰筒均有自己的注油器，即中心火焰筒64由中心注油器62注油，环形火焰筒65由中心注油器63注油。两个火焰筒采用一路供油方式，一定质量流量燃油进入燃烧室，两个火焰筒燃油流量分配由各自的结构决定。

这样，两个火焰筒实际油气比往往受燃烧室结构设计和加工精度的影响很大，偏离了最佳设计状态点，进而严重影响燃烧室实际性能及出口燃气流温度。另外，燃气流热模拟试验系统中，燃烧室出口燃气流一般须经过一段稳定和整流高温管道55后才能作用到被试件。这段高温管道55长约2m左右，且需要采用水冷方式，进而给燃气流造成较大的温度损失。为此，如何进一步提高和保障试件区燃气流温度是关系到燃气流热模拟试验范围的关键问题。

发明内容

本发明目的是在上述双环蒸发管燃烧室基础上，进一步提高试件区燃气流温度，扩展燃气流热模拟试验适用范围。

本发明解决其技术问题所采用的主要技术方案包括：

1)在燃烧室入口以高效不锈钢电加热器阵列取代上述一级预燃烧方式，避免了一级预燃烧方式降低空气流中氧含量的问题，同时可以将燃烧室入口气流温度提高到500℃，进而在进一步提高了主燃烧室燃烧效率和进出口燃气流温升的同时，可以大大提高燃烧室出口燃气流温度。

2)取代原一路供油方式，两个火焰筒采用两台变频泵分别独立供油方式，并在调试过程中，对两个火焰筒燃油分配比例值进行修正，以弥补燃烧室设计和加工误差做成的影响，保障燃烧室性能及燃气流出口温度。

3)燃烧室出口高温管道采用单纯水冷套结构造成燃气流温度损失很大，同时水冷管壁处气流温度低，喷口截面燃气流温度分布均匀性差。为此，燃烧室出口至试验段入口高温管道采用水冷内保温结构形式，即在水冷不锈钢管道内衬以氮化硅结合碳化硅的耐高温陶瓷材料，以提高壁面处燃气流温度及喷口截面温度分布均匀性。同时，在陶瓷内衬与水冷管道间填充一种主要成分是氧化锆的耐2000K高温粉状材料，填充后其硬度类似硬泡沫塑料，进而既能对陶瓷内衬起到一定的固支作用，又能避免陶瓷内衬热胀冷缩时与不锈钢管道间发生硬接触，最大程度保证了高温陶瓷内胆的安全。

附图说明

图1示意显示了根据本发明的一个实施例的航空煤油高温燃气流发生系统工艺流程图。

图2示意显示了根据本发明的一个实施例的航空煤油高温燃气流发生系统之供气子系统及电加热器设置。

图3示意显示了根据本发明的一个实施例的航空煤油高温燃气流发生系统之供油子系统工艺流程图。

图4示意显示了根据本发明的一个实施例的航空煤油高温燃气流发生系统之高温管道水冷内保温结构示意图。

图5示意显示了现有技术的某航空煤油燃烧系统流程图。

图6示意显示了现有技术的双环蒸发管燃烧室结构图。

附图标记：11-供气系统，12-供油系统，13-燃气发生器，

14-高温管道，101-电加热器，102-一级扩压段，