CN108506097A - 航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置及热流测量方法 - Google Patents

Abstract

航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置及热流测量方法，属于喷嘴性能测试技术领域。本发明是为了解决没有专门的试验装置测试燃油喷嘴的结焦性质的问题。其进气系统能提供不同种类的一定压力、温度及流量的气体，测控系统能对试验参数即时反馈记录并进行控制，加热系统具有能够提供微小结构高热流密度的快速加热的能力，背压系统为喷嘴在特定的环境下提供稳定的工作环境，喷嘴系统模拟实际研究对象的燃油供给，可视化系统可满足试验所需的CCD高速摄像机、颗粒物等产物分布、PIV等光学诊断测试设备的使用。本发明用于燃油喷嘴结焦试验。

Description

航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置及热流测量方法

技术领域

本发明涉及航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置及热流测量方法，属于喷嘴性能测试技术领域。

背景技术

航空燃料燃烧时，航空发动机的高压环境会造成燃油喷嘴处积碳，而影响发动机的安全运行和使用寿命。发动机燃烧室喷嘴严重积碳，使喷嘴的气孔被堵，又造成喷嘴喷雾的角度不良、喷油不均匀，致使喷嘴喷出的燃油雾化质量差。燃油喷雾雾烛形状的改变，会引起混合气形成的恶化，使燃烧不均匀、火焰燃烧不稳定、连续性变差，进而导致收油门发动机空中熄火停车或冒烟，严重时还可能导致飞机坠毁或伤亡事件。因此喷嘴结焦的问题需要系统科学的研究。

发动机喷嘴内外表面产生的碳沉积与所处传热、流动与燃烧的多相耦合反应，以及运行工况密切相关，其内外表面沉积机理复杂，包括液相沉积机理、气相沉积、固态沉积、连续成核理论和粘滞小滴机理等等多个机理共存并相互作用。同时，碳沉积又与喷嘴基底材料(催化生焦)及表面形貌(粗糙度越大越容易生焦)、燃油性能及温度和压力等影响因素密切相关。而目前工况范围较宽，较为系统的喷嘴结焦试验装置几乎没有。

同时，积碳问题不仅是航空发动机的一个顽疾，也是所有碳氢燃料发动机存在的问题。如：汽/柴油发动机中气缸、喷油嘴等处都易积碳。

发明内容

本发明目的是为了解决没有专门的试验装置测试燃油喷嘴的结焦性质的问题，提供了一种航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置及热流测量方法。

本发明的一方面中，提供了一种航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，它包括进气管、前支撑盘、石英腔、后支撑盘、多个热变形缓冲器、散热缸和尾管，

进气管与前支撑盘的外凸端口通过法兰盘连接，石英腔夹接在前支撑盘与后支撑盘之间，并且前支撑盘与后支撑盘之间通过多个热变形缓冲器连接，散热缸的一端连接在后支撑盘上，另一端与尾管的首端通过法兰盘连接；进气管、前支撑盘、石英腔、散热缸和尾管的内部形成一连通的空腔；

前支撑盘的外凸端口侧壁上设置进气压力温度传感器接口，进气压力温度传感器接口连接进气温度传感器和进气压力传感器；喷嘴燃油输送管路由前支撑盘的外凸端口侧壁通入空腔，并且末端连接喷嘴，喷嘴处于石英腔的中段，电磁感应加热器的加热线圈设置在石英腔外壁表面与喷嘴对应的位置；喷嘴表面的温度通过设置在石英腔外面的红外热像仪测量；

散热缸的上方侧壁上连通生成物取样管路与反应腔压力传感器通讯口，反应腔压力传感器通讯口连接反应腔压力传感器，散热缸上方侧壁上还连接防爆阀；散热缸的下方侧壁上连通气液分离器和反应腔温度传感器通讯口，反应腔温度传感器通讯口连接反应腔温度传感器；

尾管的末端侧壁上设置精密定压阀和压力表。

本发明的另一方面中，提供了一种航空发动机燃油喷嘴的热流测量方法，它基于所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置实现，

在不通油的情况下，使电磁感应加热器在功率Wi下对喷嘴加热，同时采用红外热像仪测试喷嘴表面选定点的初始稳定温度，计算所述初始稳定温度与环境温度的差值Ti，由差值Ti确定Wi-Ti损失曲线；

然后，进行通油实验，对喷嘴燃油输送管路通油，使电磁感应加热器在功率Wj下对喷嘴加热，同时采用红外热像仪测试喷嘴表面选定点的通油稳定温度，再计算所述通油稳定温度与环境温度的差值Tj；

由Wi-Ti损失曲线，获得在不通油情况下，初始稳定温度与环境温度的差值为Tj时的电磁感应加热器功率Wk，则获得通油情况下喷嘴消耗的电磁感应加热器功率为Wj-Wk；设定对喷嘴的加热热流作用面积为A，则对喷嘴加热的热流密度为(Wj-Wk)/A；

其中i＝1，2，3，……，j＝1，2，3，……，k＝1，2，3，……。

本发明的优点：本发明公开的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置及热流测量方法，其进气系统能提供不同种类的一定压力、温度及流量的气体，测控系统能对试验参数即时反馈记录并进行控制，加热系统具有能够提供微小结构高热流密度的快速加热的能力，背压系统为喷嘴在特定的环境下提供稳定的工作环境，喷嘴系统模拟实际研究对象的燃油供给，可视化系统可满足试验所需的CCD高速摄像机、颗粒物等产物分布、PIV等光学诊断测试设备的使用。

本发明针对航空发动机喷嘴结焦的现象，可提供准确稳定的压力、温度、燃料和氧化剂流量、热流量等喷嘴试验条件，该试验装置结构简单，零部件更换方便，价格便宜且工艺上容易实现，为使用各种在线诊断设备提供了可能，有益于喷嘴结焦复杂性的研究。

附图说明

图1是本发明所述航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置的结构示意图；

图2是图1的仿真示意图；

图3是热变形缓冲器的结构示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：下面结合图1至图3说明本实施方式，本实施方式所述航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，它包括进气管1、前支撑盘2、石英腔3、后支撑盘4、多个热变形缓冲器5、散热缸6和尾管7，

进气管1与前支撑盘2的外凸端口通过法兰盘连接，石英腔3夹接在前支撑盘2与后支撑盘4之间，并且前支撑盘2与后支撑盘4之间通过多个热变形缓冲器5连接，散热缸6的一端连接在后支撑盘4上，另一端与尾管7的首端通过法兰盘连接；进气管1、前支撑盘2、石英腔3、散热缸6和尾管7的内部形成一连通的空腔；

前支撑盘2的外凸端口侧壁上设置进气压力温度传感器接口2-1，进气压力温度传感器接口2-1连接进气温度传感器和进气压力传感器；喷嘴燃油输送管路2-2由前支撑盘2的外凸端口侧壁通入空腔，并且末端连接喷嘴3-1，喷嘴3-1处于石英腔3的中段，电磁感应加热器的加热线圈3-2设置在石英腔3外壁表面与喷嘴3-1对应的位置；喷嘴3-1表面的温度通过设置在石英腔3外面的红外热像仪测量；

散热缸6的上方侧壁上连通生成物取样管路6-1与反应腔压力传感器通讯口6-2，反应腔压力传感器通讯口6-2连接反应腔压力传感器，散热缸6上方侧壁上还连接防爆阀6-3；散热缸6的下方侧壁上连通气液分离器6-4和反应腔温度传感器通讯口6-5，反应腔温度传感器通讯口6-5连接反应腔温度传感器；

尾管7的末端侧壁上设置精密定压阀7-1和压力表7-2。

本公开属于碳氢燃料喷嘴系统试验技术领域。其装置整体包括进气系统、测控系统、加热系统、背压系统、喷嘴系统以及可视化系统；

其中进气系统包括进气管1、前支撑盘2及进气温度传感器接口2-1，进气管1通入的气体可分为三种，分别为高纯氮气、氢气以及空气；当进气系统关闭时为无进气的密闭试验工况，当进气系统反抽气体时为负压工况绝对压力低于大气压至真空。

所述测控系统又包括压力测控、温度测控、生成物测控及流量测控；压力测控采用绝压模拟信号传感器，包括与进气压力温度传感器接口2-1连接的进气压力传感器及与反应腔压力传感器通讯口6-2连接的反应腔压力传感器；所述喷嘴燃油输送管路2-2的压力由油泵提供。

所述的温度测控可以包括两种形式，一种是通过热电偶测量控制，分别安装于进气压力温度传感器接口2-1和反应腔温度传感器通讯口6-5处；另一种是采用红外热像仪通过石英腔3对喷嘴3-1表面进行测温。

所述的生成物测控包括气液分离器6-4及生成物取样管路6-1，它们均安装于散热缸6上，生成物取样管路6-1可以为可拆卸的表面钝化的陶瓷毛细管。

所述的流量测控可以通过后面提到的热流测量方法实现。

所述的加热系统除了外置的喷嘴燃油及进气的加热外，还包括由电磁感应加热器提供的喷嘴端口电磁感应加热，电磁感应加热器的加热线圈3-2安装于石英腔3外，并贴紧其外腔面，加热线圈3-2的中点为喷嘴3-1处高热流加热部分。

所述背压系统包括前支撑盘2、石英腔3、后支撑盘4、热变形缓冲器5、散热缸6、防爆阀6-3、尾管7、精密定压阀7-1、压力表7-2和石墨密封垫8，其中石英腔3在前支撑盘2和后支撑盘4之间，由热变形缓冲器5拉紧，并在前支撑盘2与石英腔3之间配合石墨密封垫8密封，石英腔3与后支撑盘4及散热缸6之间也可以采用石墨密封垫8密封，石墨密封垫8采用耐高温密封环面密封；散热缸6和尾管7由法兰连接，背压由精密定压阀7-1、压力表7-2和防爆阀6-3协调控制。

所述石墨密封垫8还可采用耐高温耐腐蚀的柔性石墨料填充垫。试验证明，柔性石墨料填充垫具有很好的高温高压密封性，其零部件间的连接采用法兰等螺栓连接。

关于热变形缓冲器5，如图3所示，其每一个连接螺杆5-1上有两个定位螺母5-2，可以在支撑盘的两侧将连接螺杆5-1与支撑盘的相对位置固定；其中连接螺杆5-1可采用耐高温绝缘材料制成。

所述喷嘴系统除了外设的供油加热及测控系统外，还包括喷嘴燃油输送管路2-2及喷嘴3-1，喷嘴3-1与管路可为可拆卸的螺纹连接，喷嘴3-1与管路的密封方式采用面密封；喷嘴燃油输送管路2-2输送的燃油包括航空煤油、柴油、汽油及其替代单质或混合燃料，喷嘴3-1为试验要求的喷嘴。

所述可视化系统为石英腔3，石英腔13采用高透射率透明石英材料制成，可通过石英腔13进行光学测量，例如可以提供CCD高速摄像机、红外热像仪、颗粒物以及活性基或官能团等产物分布、PIV等光学诊断测试设备的在线测量。

所述尾管7的外轮廓呈圆台状，并由首端至末端半径逐渐变小。

所述进气温度传感器和反应腔温度传感器包括热电偶。

喷嘴燃油输送管路2-2通过三根并联的管路连通喷嘴3-1。

所述多个热变形缓冲器5均匀分散连接在前支撑盘2与后支撑盘4的外环边缘之间。

所述热变形缓冲器5包括一对连接螺杆5-1、四个定位螺母5-2、拉紧弹簧5-3和光管5-4，

拉紧弹簧5-3设置于光管5-4内腔，光管5-4的两端外表面分别对应滑动连接一个连接螺杆5-1的首端，并且拉紧弹簧5-3的两端分别固定连接一个连接螺杆5-1的相应位置，每个连接螺杆5-1的末端相应地连接在支撑盘上，并且每个连接螺杆5-1与支撑盘通过两个定位螺母5-2固定。

所述喷嘴3-1与石英腔3的轴线重合。

本发明所述的试验装置可以使用较宽范围的不同种类、压力、温度、流量的气体作为喷嘴的背景环境，不同燃油进口温度、压力、流量的烯烃类单质或化合物进行实验研究，可以模拟真实发动机的工作工况、稀释的燃料结焦情况以及验证性实验。测控主要分为三部分，第一部分为进气的温度、压力、流量测量及反馈控制，集成于进气压力温度传感器接口2-1处；第二部分为喷嘴燃油及吹除气体的温度、压力、流量测量及反馈控制，集成于喷嘴燃油输送管路2-2处；第三部分为背压系统温度、压力的测量及反馈控制，均安装于散热缸6上，背压由精密定压阀7-1、压力表7-2和防爆阀6-3协调控制及确保安全。

对于研究喷嘴结焦机理，生成物的提取及测量非常重要，所述试验装置的生成物取样管路6-1可提取气态及固态产物，并且电磁感应加热器不会对取样口进行加热，气液分离器6-4提取的生成物包括气液两态产物，可以将喷嘴结焦过程中的气液固三态产物进行提取及保存。

所述试验装置又采用透明的石英腔作为提供喷嘴反应的腔体，考虑加热过程中石英与金属的热膨胀系数不同造成石英腔破坏，使用热变形缓冲器5来解决热胀冷缩的问题，

这样可视化系统可以提供CCD高速摄像机、红外热像仪、颗粒物以及活性基或官能团等产物分布、PIV等光学诊断测试设备的在线测量。

具体实施方式二：本实施方式所述航空发动机燃油喷嘴的热流测量方法，它基于上述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置实现，

由于喷嘴在工作的过程中，除了进气来流的气动加热、传热外，还有来自于燃烧室燃烧的辐射传热，具有高热流密度的特性，本发明方法采用电磁感应加热器加热，能够提供喷嘴口微小结构的高热流密度的加热需求，同时保证加热器不与喷嘴相接触，以免造成对结焦的影响或污染。通过红外热像仪进行喷嘴表面的测温及换热的标定方法如下：

在不通油的情况下，使电磁感应加热器在功率Wi下对喷嘴3-1加热，同时采用红外热像仪测试喷嘴3-1表面选定点的初始稳定温度，计算所述初始稳定温度与环境温度的差值Ti，由差值Ti确定Wi-Ti损失曲线；所述对喷嘴3-1加热的位置可选择为喷嘴端口位置，当红外热像仪测量的温度稳定后，可以确定在这种结构下，初始稳定温度为Ti时，热损失为Wi；至少进行三次测试后，确定Wi-Ti损失曲线；

然后，进行通油实验，对喷嘴燃油输送管路2-2通油，使电磁感应加热器在功率Wj下对喷嘴3-1加热，同时采用红外热像仪测试喷嘴3-1表面选定点的通油稳定温度，再计算所述通油稳定温度与环境温度的差值Tj；

由Wi-Ti损失曲线，获得在不通油情况下，初始稳定温度与环境温度的差值为Tj时的电磁感应加热器功率Wk，则获得通油情况下喷嘴消耗的电磁感应加热器功率为Wj-Wk；设定对喷嘴的加热热流作用面积为A，则对喷嘴加热的热流密度为(Wj-Wk)/A；

其中i＝1，2，3，……，j＝1，2，3，……，k＝1，2，3，……。

上述实施例是为了清楚的说明本发明技术方案的举例，并非是对本发明的限制，对于所属领域的技术人员来说，在上述说明的基础上可以做出其他形式的变化或改动，这里无法穷举，凡是在本发明精神及原则之内所做的任何修改、替换、改进等，均应包含在本发明权利要求保护的范围内。

Claims (9)

1.一种航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，其特征在于，它包括进气管(1)、前支撑盘(2)、石英腔(3)、后支撑盘(4)、多个热变形缓冲器(5)、散热缸(6)和尾管(7)，

进气管(1)与前支撑盘(2)的外凸端口通过法兰盘连接，石英腔(3)夹接在前支撑盘(2)与后支撑盘(4)之间，并且前支撑盘(2)与后支撑盘(4)之间通过多个热变形缓冲器(5)连接，散热缸(6)的一端连接在后支撑盘(4)上，另一端与尾管(7)的首端通过法兰盘连接；进气管(1)、前支撑盘(2)、石英腔(3)、散热缸(6)和尾管(7)的内部形成一连通的空腔；

前支撑盘(2)的外凸端口侧壁上设置进气压力温度传感器接口(2-1)，进气压力温度传感器接口(2-1)连接进气温度传感器和进气压力传感器；喷嘴燃油输送管路(2-2)由前支撑盘(2)的外凸端口侧壁通入空腔，并且末端连接喷嘴(3-1)，喷嘴(3-1)处于石英腔(3)的中段，电磁感应加热器的加热线圈(3-2)设置在石英腔(3)外壁表面与喷嘴(3-1)对应的位置；喷嘴(3-1)表面的温度通过设置在石英腔(3)外面的红外热像仪测量；

散热缸(6)的上方侧壁上连通生成物取样管路(6-1)与反应腔压力传感器通讯口(6-2)，反应腔压力传感器通讯口(6-2)连接反应腔压力传感器，散热缸(6)上方侧壁上还连接防爆阀(6-3)；散热缸(6)的下方侧壁上连通气液分离器(6-4)和反应腔温度传感器通讯口(6-5)，反应腔温度传感器通讯口(6-5)连接反应腔温度传感器；

尾管(7)的末端侧壁上设置精密定压阀(7-1)和压力表(7-2)。

2.根据权利要求1所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，其特征在于，它还包括石墨密封垫(8)，用于前支撑盘(2)与石英腔(3)之间的密封。

3.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，其特征在于，所述尾管(7)的外轮廓呈圆台状，并由首端至末端半径逐渐变小。

4.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，其特征在于，所述进气温度传感器和反应腔温度传感器包括热电偶。

5.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，其特征在于，喷嘴燃油输送管路(2-2)通过三根并联的管路连通喷嘴(3-1)。

6.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，其特征在于，所述多个热变形缓冲器(5)均匀分散连接在前支撑盘(2)与后支撑盘(4)的外环边缘之间。

7.根据权利要求6所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，其特征在于，

所述热变形缓冲器(5)包括一对连接螺杆(5-1)、四个定位螺母(5-2)、拉紧弹簧(5-3)和光管(5-4)，

拉紧弹簧(5-3)设置于光管(5-4)内腔，光管(5-4)的两端外表面分别对应滑动连接一个连接螺杆(5-1)的首端，并且拉紧弹簧(5-3)的两端分别固定连接一个连接螺杆(5-1)的相应位置，每个连接螺杆(5-1)的末端相应地连接在支撑盘上，并且每个连接螺杆(5-1)与支撑盘通过两个定位螺母(5-2)固定。

8.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，其特征在于，

所述喷嘴(3-1)与石英腔(3)的轴线重合。

9.一种航空发动机燃油喷嘴的热流测量方法，它基于权利要求1-8中任一项所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置实现，其特征在于，

在不通油的情况下，使电磁感应加热器在功率Wi下对喷嘴(3-1)加热，同时采用红外热像仪测试喷嘴(3-1)表面选定点的初始稳定温度，计算所述初始稳定温度与环境温度的差值Ti，由差值Ti确定Wi-Ti损失曲线；

然后，进行通油实验，对喷嘴燃油输送管路(2-2)通油，使电磁感应加热器在功率Wj下对喷嘴(3-1)加热，同时采用红外热像仪测试喷嘴(3-1)表面选定点的通油稳定温度，再计算所述通油稳定温度与环境温度的差值Tj；

由Wi-Ti损失曲线，获得在不通油情况下，初始稳定温度与环境温度的差值为Tj时的电磁感应加热器功率Wk，则获得通油情况下喷嘴消耗的电磁感应加热器功率为Wj-Wk；设定对喷嘴的加热热流作用面积为A，则对喷嘴加热的热流密度为(Wj-Wk)/A；

其中i＝1，2，3，……，j＝1，2，3，……，k＝1，2，3，……。