CN110186069A - 燃烧加热器 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种燃烧加热器用于燃烧尾气再加热领域，包括：外机匣；火焰筒，设置于所述外机匣的内部；喷嘴，设置于所述火焰筒的入口处；喷嘴主进气口、副气路进口和燃油进口，设置于所述外机匣的侧壁上并分别通过管路与所述喷嘴连通；点火电嘴，穿过所述外机匣的侧壁和所述火焰筒的筒壁，以对所述火焰筒进行点火；以及进口扩压段，靠近所述喷嘴并与所述外机匣的一端连接。本发明的燃烧加热器结构简单，其头部进气方式新颖，点火可靠性高，燃烧效率高，可在恶劣条件下稳定工作，适用于航空发动机地面试验台。

Description

燃烧加热器

技术领域

本发明涉及发动机试验领域，特别涉及一种用于主燃烧室尾气再加热的燃烧加热器。

背景技术

在发动机地面验证试验中，为模拟燃烧室试验件进口高温工况，需用换热器对来流新鲜空气进行间接加温。为充分利用主燃烧室尾气的余热，在发动机试验台间接加温系统中安装燃烧加热器对尾气进行加温，加温后的尾气通过换热器实现加热新鲜空气的目的。燃烧加热器具有加温迅速，温升高，体积小等优点，故广泛应用于航空发动机试验领域。

现有的燃烧加热器一般是根据航空发动机燃烧室进行改型设计，例如通过航空发动机燃烧室改造得来，其喷嘴结构一般有离心喷嘴、直射式喷嘴、空气雾化喷嘴、蒸发管式喷嘴等几种。受初始燃烧室结构设计的限制，现有的燃烧加热器在使用过程中存在以下问题：

1)使用淘汰的航空发动机作为燃烧加热器存在成本高，维修保养难度大、费用高等缺点。

2)在间接加热系统中，由于燃烧加热器长期暴露于高温来流中，结构精细的离心喷嘴会受热变形，因此不适用。

3)以航空发动机加力燃烧室为原型简化的燃烧加热器一般采用直射式喷嘴。而直射式喷嘴的雾化效果较差，导致燃烧加热器存在以下问题：点火困难，出口温度分布不均匀度较高，燃烧时会出现大量积碳并堵塞掺混孔和冷却孔，在大工况下会使得直射式喷嘴后方的火焰稳定器、火焰筒壁面以及掺混段壁面出现烧蚀现象。

4)在间接加热系统中，燃烧加热器进口气流压力较低难以达到空气雾化喷嘴的最佳设计要求，而且燃烧加热器进口气流参数变化大，使得对进口气流参数敏感的气动雾化喷嘴雾化性能波动较大，难以满足燃烧加热器稳定、高效工作的要求。

5)蒸发管式燃油喷嘴的缺点为：燃烧稳定范围窄，点火性能差，需要辅助点火系统，高温下易出现故障，可靠性差，在大状态下雾化质量不高，管内容易积碳烧蚀，且蒸发管喷嘴壁面的冷却性能较差使用寿命较短。在间接加热系统中由于燃烧加热器长期暴露于高温来流中，将放大蒸发管式燃油喷嘴的固有缺点，并严重影响燃烧加热器的可靠性。

因此，采用加力燃烧室类型的燃烧加热器虽然结构简单，但在性能上难以满足使用要求，而采用其它结构复杂的燃烧加热器在使用寿命和工作稳定性上也难以满足使用要求，且带来处成本的增加。

发明内容

本发明的目的在于提供一种结构简单、性能可靠的燃烧加热器。

为实现上述目的，本发明所采用的方案为：

一种燃烧加热器，包括：

外机匣；

火焰筒，设置于所述外机匣的内部；

喷嘴，设置于所述火焰筒的入口处；

喷嘴主进气口、副气路进口和燃油进口，设置于所述外机匣的侧壁上并分别通过管路与所述喷嘴连通；

点火电嘴，穿过所述外机匣的侧壁和所述火焰筒的筒壁，以对所述火焰筒进行点火；以及

进口扩压段，靠近所述喷嘴并与所述外机匣的一端连接。

在一些实施例中，所述燃油进口的管路部分地包含在所述喷嘴主进气口的管路中。

在一些实施例中，所述喷嘴为超声波雾化喷嘴或超声波气泡组合雾化喷嘴。

在一些实施例中，还包括旋流器，设置于所述喷嘴的周边。

在一些实施例中，所述旋流器为轴流式旋流器。

在一些实施例中，所述火焰筒的筒壁上设有主燃孔和补燃孔。

在一些实施例中，所述火焰筒的筒壁上设有多个掺混孔。

在一些实施例中，所述火焰筒的筒壁上设有多排气膜冷却孔。

在一些实施例中，每个所述气膜冷却孔与所述火焰筒的筒壁的夹角在30°～45°之间。

在一些实施例中，每个所述气膜冷却孔的孔径为0.6～1.5mm。

本发明的燃烧加热器结构简单，其头部进气方式新颖，点火可靠性高，燃烧效率高，可在恶劣条件下稳定工作，十分适用于航空发动机试验中。

附图说明

图1为本发明的燃烧加热器的结构示意图；

图2为图1中圆圈内部分的局部放大图。

其中，附图标记说明如下：

1-进口扩压段

2-外机匣

3-火焰筒

4-喷嘴

5-旋流器

6-进口法兰

7-扩压段法兰

8-机匣前法兰

9-喷嘴主进气口

10-副气路进口

11-燃油进口

12-点火电嘴

13-主燃孔

14-补燃孔

15-第一掺混孔

16-第二掺混孔

17-气膜冷却孔

18-出口法兰

19-螺纹接头

20-油雾出口

具体实施方式

下面根据具体实施例对本发明的技术方案做进一步说明。本发明的保护范围不限于以下实施例，列举这些实例仅出于示例性目的而不以任何方式限制本发明。

在主燃烧室性能试验中，采用间接加温系统对试验件进口气流进行加温。间接加温系统中所用的换热器需要一股高温气流通过热交换对低温进口空气进行加温，以提高主燃烧室试验件的进气温度，从而满足主燃烧室试验对进气温度的要求。由于间接加温系统对燃烧加热器的可靠性，出口温度分布不均匀度等指标提出了较高的要求，使得现有的燃烧加热器很难满足该要求。

当主燃烧室试验件进行燃烧试验时，试验件排出的高温尾气(＞1000℃)经过喷水冷却装置降温至≤500℃(高温蝶阀长期工作的耐受温度)，通过高温蝶阀及直管段进入燃烧加热器。燃烧加热器的进口气流是试验件燃烧后的高温尾气，尾气中含有大量的水蒸气及少量固体颗粒(如炭黑等)，且尾气的含氧量也较低。这样的进口气流会导致以下问题：

a)由于进口气流含氧量较低且携带水蒸气，将导致燃烧加热器出现点火困难、燃烧不充分、稳定性较差等问题；

b)由于进口温度较高，将导致燃烧加热器内部结构容易变形、部件耐久性下降；

c)由于进口气流本身即存在炭黑等固体颗粒，加之燃烧加热器本身燃烧不充分产生的炭黑将使得火焰筒壁面小孔容易堵塞，而喷嘴雾化性能较差，导致燃烧加热器出口出现局部烧蚀、温度分布不均匀等问题。

因此，在间接加热系统中，利用现有的燃烧加热器进行尾气余热再加温，存在着燃烧效率低，冒黑烟，污染物排放高，出口温度分布不均匀度较高，燃烧加热器工作寿命短和维修保养成本高等问题。

本发明的燃烧加热器为一种新型的单管燃烧加热器，可克服燃烧稳定性差、燃烧效率低、出口冒黑烟及故障率高等问题。

图1为本发明的燃烧加热器的结构示意图，如图1所示，燃烧加热器包括进口扩压段1、外机匣2、火焰筒3、喷嘴4、喷嘴主进气口9、副气路进口10、燃油进口11以及点火电嘴12。

外机匣2为圆筒形结构，用于容纳火焰筒3并与进口扩压段1连接。

火焰筒3设置于外机匣2的内部。喷嘴4设置于火焰筒3的入口处。

喷嘴主进气口9、副气路进口10和燃油进口11设置于外机匣2的侧壁上并分别通过管路与喷嘴4连通，喷嘴主进气口9、副气路进口10和燃油进口11的管路上可设有螺纹接头19，以分别通过不同的管路连接在喷嘴4的不同位置上。

点火电嘴12穿过外机匣2的侧壁和火焰筒3的筒壁，以对火焰筒3进行点火。

进口扩压段1靠近喷嘴4并与外机匣2的一端连接，即进口扩压段1设置在火焰筒3的入口一侧。进口扩压段1可为喇叭形结构，靠近连接处的截面尺寸大于另一端的截面尺寸，通过扩张流通面积，使来流减速增压，进而提高燃烧加热器的点火性能。

进口扩压段1与外机匣2之间可通过扩压段法兰7和机匣前法兰8进行连接固定。

进口扩压段1的前端设有进口法兰6，外机匣2的后端设有出口法兰18，分别与试验台管路上的法兰连接。

喷嘴4采用超声波雾化喷嘴或超声波气泡组合雾化喷嘴，具有自洁净功能，可以有效预防喷嘴结焦、积碳和堵塞，喷嘴4的进气与燃烧加热器的进气(燃烧尾气)相互独立。

采用独立进气式燃油雾化喷嘴，可以大大减小燃烧加热器前端新鲜空气的补充量，减少气源负载。在间接加热系统中，燃烧加热器前端需要一根新鲜空气补充管，以提高燃气加热器进口来流的含氧量。这种补氧方式需要较多的新鲜空气(管径Φ100mm)，会增加气源负载。而本发明由于采用了喷嘴的独立进气方式，新鲜空气在喷嘴中直接参与燃油的雾化过程，可以用少量的新鲜空气即可保持火焰筒头部可燃混气的含氧量处于较高水平。

喷嘴4的内部设有油雾出口20，油雾出口20紧邻火焰筒3的表面。

燃油进口11的管路(燃油管路)可部分地包含在喷嘴主进气口9的管路(主进气管路)中，可利用喷嘴主进气口9的管路来防护燃油进口11的管路，避免其长期暴露于燃烧加热器进口的高温来流中，从而预防燃油管路和喷嘴4发生结焦，提供有效的热防护，提高热端部件使用寿命。燃烧室头部的气流主要来自于喷嘴4，以保证火焰筒头部主燃区的含氧量足够高。

喷嘴4的周边可设有旋流器5，从而在火焰筒3的入口处形成回流区，点火电嘴12在回流区将可燃混气点燃，并形成值班火焰。旋流器5可为轴流式旋流器。

旋流器5+喷嘴4的组合形式不仅起到燃油雾化的作用，同时还承担了油气混合和燃烧的作用，可以保证在低功率状态下获得高的燃烧效率、良好的点火性能和较宽的贫油熄火范围，又可以满足在大状态下高负荷燃烧性能要求。

火焰筒3的筒壁上可设有主燃孔13和补燃孔14，主燃孔13用以保障主燃区的油气比，使可燃混气稳定燃烧，其数量可为6个，尺寸可为Φ24mm，补燃孔14有助于可燃物充分燃烧，其数量可为12个，尺寸可为Φ16mm。

火焰筒3的筒壁上可设有多个掺混孔，例如第一掺混孔15和第二掺混孔16，以使燃烧室出口温度降至需要的出口温度，第一掺混孔15和第二掺混孔16的数量可分别为12个，尺寸分别为Φ12mm。

火焰筒3的筒壁上还可设有多排气膜冷却孔17，通过发散冷却实现对火焰筒3壁面的保护，可以有效控制壁面温度，防止火焰筒3壁温过高。图2为图1中圆圈内部分的局部放大图，如图2所示，每个气膜冷却孔17与火焰筒的筒壁之间具有夹角α，α的范围在30°～45°之间。相邻两个气膜冷却孔17之间的间距为L，L可根据气流速度选择，气流速度大则L大，气流速度小则L小。每个气膜冷却孔17的孔径为0.6～1.5mm，以防止气膜冷却孔17被堵塞。

气膜冷却孔17的总排数可根据火焰筒3的长度确定，每排可设置40～60个孔。

燃烧加热器可通过火焰筒3上的主燃孔13、补燃孔14、第一掺混孔15、第二掺混孔16和气膜冷却孔17来实现火焰筒3内的流量分配。

本发明的燃烧加热器可通过以下方式组装而成：

先将喷嘴4、旋流器5与火焰筒3通过螺纹连接固定，再将火焰筒3与外机匣2连接固定。

将喷嘴主进气口9、副气路进口10、燃油进口11通过螺纹接头19与喷嘴4连接。

通过螺栓将扩压段法兰7和机匣前法兰8连接，从而将进口扩压段1与外机匣2连接并紧固。

将进口法兰6和出口法兰18与试验台管路上的法兰连接，并将点火电嘴12，喷嘴主进气口9，副气路进口10，燃油进口11与试验台的相应管路或点火装置进行连接，从而将燃烧加热器组装完成，可进行后续的点火和调试工作。

本发明的燃烧加热器在进行试验时，其进口空气流量约为(3.5～5.0)kg/s，进口空气温度约为常温～500℃，进口压力约为0.15MPa，温升约为(300～700)℃，出口最高温度约为900℃，喷嘴空气流量约为(0.05～0.5)kg/s，喷嘴空气压力约为(0.5～1.5)MPa，燃油流量约为(10～300)g/s。

喷嘴的进气与燃烧加热器的进气是相互独立的，可根据燃烧加热器工况的不同，对其空气流量、燃油流量进行适当的调控。

当燃烧加热器进口参数一定时，仅需要调节燃油流量的大小，即可调控燃烧加热器出口温度的高低。

当管道气流温度高于300℃时，即使燃烧加热器不点火工作，喷嘴的主进气口和副进气口仍然需要保持通气，以降低喷嘴温度，提高喷嘴的使用寿命。

本发明的燃烧加热器点火稳定性强，在复杂工况下燃烧效率均能保持较高的水平。采用独立进气的燃油喷嘴，使得燃烧加热器的点火、雾化性能不再受燃烧加热器进口来流的影响。由于喷嘴进气量可独立调控，不论燃烧加热器来流流速的高低，燃油雾化效果均可保持在一个较高水平，因此燃烧加热器的燃烧效率能够始终保持较高的水平。本发明的燃烧加热器可以在复杂来流条件下稳定点火，大大的提高了燃烧加热器的点火可靠性和点火边界。

综上所述，本发明的燃烧加热器结构简单，其头部进气方式新颖，点火可靠性高，燃烧效率高，可在恶劣条件下稳定工作，十分适用于航空发动机试验中。

本发明的燃烧加热器既可作为主燃烧室试验件尾气余热再加温系统中的燃烧加热器，也可作为航空发动机地面验证试验加温系统中的直接加热器。

本发明的燃烧加热器已经过数值计算和试验验证工作，其燃烧效率、点火性能等均较为优异，表面该燃烧室基本结构较合理。

本领域技术人员应当注意的是，本发明所描述的实施方式仅仅是示范性的，可在本发明的范围内作出各种其他替换、改变和改进。因而，本发明不限于上述实施方式，而仅由权利要求限定。

Claims (10)

1.一种燃烧加热器，其特征在于，包括：

外机匣；

火焰筒，设置于所述外机匣的内部；

喷嘴，设置于所述火焰筒的入口处；

喷嘴主进气口、副气路进口和燃油进口，设置于所述外机匣的侧壁上并分别通过管路与所述喷嘴连通；

点火电嘴，穿过所述外机匣的侧壁和所述火焰筒的筒壁，以对所述火焰筒进行点火；以及

进口扩压段，靠近所述喷嘴并与所述外机匣的一端连接。

2.根据权利要求1所述的燃烧加热器，其特征在于，所述燃油进口的管路部分地包含在所述喷嘴主进气口的管路中。

3.根据权利要求1所述的燃烧加热器，其特征在于，所述喷嘴为超声波雾化喷嘴或超声波气泡组合雾化喷嘴。

4.根据权利要求1所述的燃烧加热器，其特征在于，还包括旋流器，设置于所述喷嘴的周边。

5.根据权利要求4所述的燃烧加热器，其特征在于，所述旋流器为轴流式旋流器。

6.根据权利要求1所述的燃烧加热器，其特征在于，所述火焰筒的筒壁上设有主燃孔和补燃孔。

7.根据权利要求1所述的燃烧加热器，其特征在于，所述火焰筒的筒壁上设有多个掺混孔。

8.根据权利要求1所述的燃烧加热器，其特征在于，所述火焰筒的筒壁上设有多排气膜冷却孔。

9.根据权利要求8所述的燃烧加热器，其特征在于，每个所述气膜冷却孔与所述火焰筒的筒壁的夹角在30°～45°之间。

10.根据权利要求9所述的燃烧加热器，其特征在于，每个所述气膜冷却孔的孔径为0.6～1.5mm。