CN114658566B - 一种基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器及其试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明一种基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器及其试验方法，属于航空发动机温度畸变发生器领域；温度畸变发生器包括管组和试验段壳体，管组包括进气系统、供油系统、点火系统、爆震管组件、弯管组件；爆震管组件包括管组壳体和设置于其内的爆震管,爆震管的入口端设置有供油嘴和火花塞；所述管组壳体的出口端通过弯管组件通入试验段壳体内，用于向试验段壳体内通入燃气，使得通入燃气与试验段进气口通入的试验气体在相同流向掺混。本发明中的基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器利用爆震燃烧其温升率高、释热速率大的特性，可实现航空发动机进口处不同温升值、温升率、高温区范围的温度畸变。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机温度畸变发生器领域，具体涉及一种基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器及其试验方法。
背景技术
在进行航空发动机设计时，气动稳定性是评估其性能优良的关键指标。由于各种影响因素会对发动机可用稳定裕度造成影响，故根据相关指南要求，对于飞行包线范围内的所有工况点，发动机都应具有一定量的稳定裕度。过往研究表明，总温畸变和总压畸变对气动稳定性存在决定性的影响。然而在现有的畸变影响研究中，国内外主要关注的是总压畸变，温度畸变相比于压力畸变在常规测试中更难以模拟，且跟飞机火力系统有关，民用飞机遇到温度畸变的可能性极小。但这并不意味温度畸变不重要，相反在军事应用方面温度畸变比压力畸变对发动机的气动稳定性会产生更大的影响。温度畸变一般会发生在以下情况：战斗机发射导弹时进气道对导弹火焰、气流吸入以及对其他飞机尾喷管中排出尾气吸入，舰载机弹射起飞时的蒸汽吸入。对直升机来说，当其在空中盘旋或降落时，由于吸入自己排出的尾气都可能会导致温度畸变。
为定量分析温度畸变对于气动稳定性的影响以及评估发动机抗温度畸变的性能，国内外一般采用温度畸变发生器进行试验研究。温度畸变发生器是一种模拟不同进气条件下温度畸变的装置，通过其在航空发动机进口产生温度畸变以测试发动机在不同进气条件下抗温度畸变的能力。为了模拟不同进气温度畸变，国内外相关研究机构设计研制了多种类型的温度畸变发生设备，其中应用较多的主要是其中两种温度畸变发生器。一种是美国阿诺德工程研究发展中心设计的Air Jet Distortion Generator,简称AJDG,其基本原理是将气流在外部的热交换器进行加热器，然后通过管道通入发动机进口，该装置最初用来研究发动机进口的压力畸变，但后来也用于温度畸变研究；第二种是NASA设计的燃烧器式的温度畸变发生器，这种畸变发生器工作原理是将燃料输送到发动机进口并点燃，生成的燃气作为温度畸变源，所使用的燃料一般为气态燃料，如甲烷、丙烷、氢气等，其中又以氢气应用最为广泛，其基本工作原理是将氢气通过管道输运到发动机进口进行燃烧，产生的高温燃气作为温度畸变源，可在高温区实现20-400K的温升值以及10-300K/s的温升率。但氢燃烧式的温度畸变发生器需将燃烧室布置在进气道内部，这既干扰了试验段气体的正常流动，也增加了布置的难度。
实际工程应用中，吸入武器发射时排放的尾气、垂直短距起降时的排气再吸入、吸入短舱回流气体、吸入前排飞机排出的废气等工况都会诱发不同程度的温度畸变，通常这一系列的温度畸变为瞬态畸变，以吸入武器发射时的尾气为例，其高温区的温升在350-500K，温升率则可以高达2500K/s。
脉冲爆震燃烧是一种以爆震波极快的释热速度来实现快速化学反应的周期性过程。和传统燃烧产生的缓燃火焰相比，脉冲爆震燃烧产生的爆震波传播速度可达 1900m/s。
发明内容
要解决的技术问题：
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器及其试验方法，主要借助于脉冲爆震燃烧释热速率高、爆震波传播速度快等特点，模拟瞬态响应、高温升的温度畸变对于小涵道比军用涡扇发动机的气动稳定性的影响。
本发明的技术方案是：一种基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器，其特征在于：包括管组和试验段壳体，所述管组包括进气系统、供油系统、点火系统、爆震管组件、弯管组件；
所述爆震管组件包括管组壳体和设置于其内的爆震管,爆震管的入口端设置有供油嘴和火花塞；所述管组壳体的出口端通过弯管组件通入试验段壳体内，用于向试验段壳体内通入燃气，使得通入燃气与试验段进气口通入的试验气体在相同流向掺混；
所述弯管组件包括扩张段和弯段，所述扩张段的收敛口与管组壳体出口连接；所述弯段包括直段和90°的弯段，直段与扩张段的扩张口连接，90°的弯段伸入试验段壳体内，其出口轴向与试验段壳体轴向相同；
所述进气系统用于为爆震管组件进气口和试验段壳体进气口提供空气；所述供油系统和点火系统分别为爆震管组件的爆震管供油和点火。
本发明的进一步技术方案是：所述爆震管组件内包括多个并列设置的爆震管，同一相位的两根爆震管使用固定装置连接，固定装置的两端焊接在管组壳体的内壁上。
本发明的进一步技术方案是：所述爆震管长径比大于20。
本发明的进一步技术方案是：所述弯管组件的扩张段位于试验段壳体外，扩张段的面积扩张比为1.5～2，其长度不超过2倍爆震管管径；所述扩张段的流道为直线扩张型或钟型扩张式。
本发明的进一步技术方案是：所述温度畸变发生器包含多个管组，各管组的弯段出口的位置分布避免相互干涉；在周向方向上，不同管组的出口应减小重叠投影面积；管组之间的水平距离大于300mm；在轴线方向上，弯段出口应与试验段的轴线方向平行；弯段出口距离发动机进口大于4倍的发动机进口直径。
本发明的进一步技术方案是：所述进气系统由气源、控制电路、管道构成；所述供油系统由油库、控制电路、氮气增压器、油路、供油嘴构成，油库的燃油由氮气加压后经油路输送至供油嘴喷出；所述点火系统由控制电路和火花塞构成，火花塞包含射流器。
本发明的进一步技术方案是：所述供油嘴距离爆震管进口的距离为2～3倍爆震管管径；火花塞距离爆震管进口的距离为6倍爆震管管径；所述火花塞和供油嘴的相位差在0～60°之间变化，火花塞伸入爆震管内壁的深度在10～25mm之间调节。
一种基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器的试验方法，其特征在于具体步骤如下：
步骤1：向所述试验段进气口通入主流空气；
步骤2：向所述爆震管进气口通入爆震管所需要的空气；
步骤3：爆震管内喷油、点火进行燃烧，燃气通过依次通过弯管组件的扩张段、弯段后，被排入试验段壳体与试验段气流进行掺混；
步骤4：掺混后的高温气体经试验段壳体内传播后，通过试验段壳体出口通入发动机进口；
步骤5：同时，设置在发动机进口的温度和压力测量系统记录不同时刻下各测点的温度和压力数据；
步骤6：记录下的数据进入数据处理系统，后处理得到温升值、温升率、温度畸变范围、温度畸变强度。
本发明的进一步技术方案是：对于10～150K/s的低温升温度畸变试验，利用一个管组即可达到理想的温升、温升率要求。试验段进气口通入试验气体，保持流量稳定。爆震管进气口通入燃烧所需空气，待温度和压力测量系统示数稳定后喷油、点火进行燃烧，燃烧后得到的燃气经扩张段减压增速后，经过弯段排入试验段，与试验段气流进行掺混。在试验段进行一段距离的传播后，燃气压力脉动继续降低，最终汇入发动机进口，在发动机进口截面形成一定强度的温度畸变。
本发明的进一步技术方案是：对于150～3000K/s的高温升的温度畸变试验，可采用多个管组以达到理想的温升、温升率要求。试验段进气口通入试验气体，保持流量稳定。爆震管进气口通入燃烧所需空气，待温度和压力测量系统示数稳定后喷油、点火进行燃烧，燃烧后得到的燃气经扩张段减压增速后，经过弯段排入试验段，与试验段气流进行掺混。在试验段进行一段距离的传播后，燃气压力脉动继续降低，最终汇入发动机进口，在发动机进口截面形成一定强度的温度畸变。
有益效果
本发明的有益效果在于：和传统的氢燃烧式的温度畸变发生器相比，本发明中的基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器利用爆震燃烧其温升率高、释热速率大的特性，可实现航空发动机进口处不同温升值、温升率、高温区范围的温度畸变。同时，一方面减小了由于温度畸变发生器设置对于试验段气流的扰动，另一方面避免了传统温度畸变发生器运输、储存、燃烧氢气带来的安全隐患，使试验安全系数提高、维护成本降低。
为验证本实施例中温度畸变发生器的可行性，对其开展了数值模拟验证，算例中采用一个管组进行计算，计算结果如图9所示，可求得一个循环内面平均温升值为 397K，温升率为397K/s，和普通氢燃烧式温度畸变发生器不同的是，本实施例中的脉冲爆震燃烧温度畸变发生器可在50μs内达到3000K的温度(数值模拟的结果偏理想化，实际的试验中，爆震管出口温度也可达到2000K)，这种即时、高响应的温度畸变可以较为准确地模拟导弹尾气吸入等复杂的瞬时温度畸变工况。本实施例相较于氢燃烧式温度畸变发生器的另一优势在于，试验系统均布置在远离发动机进口的上游位置，可以避免由于装置本身对于发动机进口流场的影响。此外，数值模拟中也发现，压力脉动经扩张段、弯段、试验段之后已控制在极小的区间(数十帕的波动)，这极大程度地保证试验结果的真实性，排除了总压畸变对试验结果的影响。
附图说明
图1是本发明的流程框架示意图；
图2是本发明爆震管的三维剖面图；
图3是本发明管组中使用的爆震管固定装置示意图；
图4是本发明同一相位的两根爆震管使用固定装置后的示意图；
图5是本发明扩张段连接弯段后的示意图；
图6是本发明一个完整管组的示意图；
图7是本发明试验段使用了两个管组后的俯视图；
图8是本发明试验段使用了两个管组后的三轴视图；
图9是本发明数值模拟下的试验段出口温度变化情况线形图(两个循环)；
附图标记说明：1、爆震管；2、供油嘴；3、火花塞；4、固定装置；5、管组壳体； 6、扩张段；7、弯段；8、试验段壳体。
具体实施方式
下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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，而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。
参见图1所示，该流程图展示了本实施例中所涉及的试验系统、测量系统、后处理系统，以及大致的试验流程。
参见图2～图8所示，本实施例一种基于爆震燃烧的高温升率温度畸变发生器，由爆震管1、供油嘴2、火花塞3、固定装置4、管组壳体5、扩张段6、弯段7、试验段壳体8组成。
参见图2所示，需要注意的是，图中展示的为简化爆震管的剖面图，实际的爆震管中往往布置有复杂的爆震增强装置，例如Schelkin螺旋障碍物，以加速爆震波的形成，但为保证示意图的可视性以及数值模拟的简洁性，在图中并未画出此结构。进口处连接的是上游的高压气源，气源提供的空气压力应大于5个大气压。图中采用的爆震管为长径比为20的直管，以往的实验和数值结果已验证长径比大于20的爆震管能确保爆震波的形成。在距离进口3倍管径处布置了供油嘴2(示意图中以小圆柱体表示)，供油嘴2上游连接油库，油库采用氮气对油路加压，压力应保持在5个大气压左右，供油嘴2伸入爆震管1内壁10mm。为保证油雾和空气可以充分掺混后形成可燃物，火花塞3距离供油嘴2的距离应大于3倍管径。
请参见图3、图4和图6，为保证爆震管1的正常工作位置，固定装置4的两端(图中的长方形区域)焊接至管组壳体5的内壁上(图4为清楚展示爆震管1和固定装置 4的位置关系故未画出管组壳体5)。可见图6所示的管组内包含四根爆震管1，四个固定装置4，可分为相位相差九十度的两套，如图4所示，每一组由两根爆震管1，两个固定装置4组成。同一组的固定装置4之间的距离应在8倍管径以上，以减小爆震管1的机械振动。不同组之间的固定装置4之间距离不应小于2倍管径。同时，每一根爆震管1上均装有供油嘴2和火花塞3。爆震管1出口连接的是扩张段5，其作用是让超声速的燃气增速减压，另外也减小爆震燃烧所产生的压力脉动，面积的扩张比应在1.5～2。扩张段5后连接的是九十度的弯段6，弯段出口与试验段8的轴线方向平行。
请参见图7和图8，试验段主气流进口的空气流量(mm)，所有管组的高温燃气流量(mb)，发动机进口所需的空气流量(mi)应满足以下数学关系：mm+mb＝mi。
作为本发明的一种优选方案，扩张段5不应探入试验段壳体8，弯段6距离试验段壳体8避免的距离应在20mm以上，以减小弯段6与试验段壳体8壁面之间的传热量。
作为本发明的一种优选方案，根据实际对于温升、温升率、高温区周向范围、温度畸变持续时间等温度畸变参数的不同需求，可采用多管组的设置方案。需注意的是，图7和图8展示的是对整个发动机进口截面进行温度畸变试验的普通工况，若仅对发动机进口截面的局部区域进行温度畸变试验，可将试验段的出口进行相适应的几何设计，例如，若需在进口截面的某扇形区域进行温度畸变试验，则可以将扇段管道接到试验段壳体8的尾部，之后与进口截面相应位置对齐。
作为本发明的一种优选方案，若使用多个管组，则弯段6出口在试验段内分布应满足互相影响较小的原则，在周向方向上，不同管组的出口应减小重叠面积；在轴向方向上，不同管组的出口轴向距离应在200mm以上。
作为本发明的一种优选方案，弯段6出口与试验段出口截面(发动机进口截面) 的距离应大于四倍发动机进口直径，以降低由于爆震燃烧产生的压力脉动对于试验结果的干扰。
采用本发明产生温度畸变的步骤如下：通过爆震管进气口为管组提供空气，在供油嘴2后喷油后，经过一段掺混距离后在爆震管1内点火燃烧，产生爆震波。部分空气进入爆震管1参与燃烧，其余空气沿爆震管1间的空隙流动。在爆震管1出口，燃气和未参与燃烧的空气混合进入扩张段5，以减小压力脉动带来的影响。混合气通过扩张段5后，进入弯段6，在弯段6中气流进行充分的减速，并进一步减小压力脉动。高温燃气出弯段6之后与试验段主气流进行掺混，在试验段进行一段距离的传播后，压力脉动继续降低，传至试验段出口(发动机进口)时，会在其出口截面(发动机进口截面)形成高温区域，从而达到温度畸变的目的。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
Claims (10)
1.一种基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器，其特征在于：包括管组和试验段壳体，所述管组包括进气系统、供油系统、点火系统、爆震管组件、弯管组件；
所述爆震管组件包括管组壳体和设置于其内的爆震管,爆震管的入口端设置有供油嘴和火花塞；所述管组壳体的出口端通过弯管组件通入试验段壳体内，用于向试验段壳体内通入燃气，使得通入燃气与试验段进气口通入的试验气体在相同流向掺混；
所述弯管组件包括扩张段和弯段，所述扩张段的收敛口与管组壳体出口连接；所述弯段包括直段和90°的弯段，直段与扩张段的扩张口连接，90°的弯段伸入试验段壳体内，其出口轴向与试验段壳体轴向相同；
所述进气系统用于为爆震管组件进气口和试验段壳体进气口提供空气；所述供油系统和点火系统分别为爆震管组件的爆震管供油和点火。
2.根据权利要求1所述基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器，其特征在于：所述爆震管组件内包括多个并列设置的爆震管，同一相位的两根爆震管使用固定装置连接，固定装置的两端焊接在管组壳体的内壁上。
3.根据权利要求1所述基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器，其特征在于：所述爆震管长径比大于20。
4.根据权利要求1所述基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器，其特征在于：所述弯管组件的扩张段位于试验段壳体外，扩张段的面积扩张比为1.5～2，其长度不超过2倍爆震管管径；所述扩张段的流道为直线扩张型或钟型扩张式。
5.根据权利要求1所述基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器，其特征在于：所述温度畸变发生器包含多个管组，各管组的弯段出口的位置分布避免相互干涉；在周向方向上，不同管组的出口应减小重叠投影面积；管组之间的水平距离大于300mm；在轴线方向上，弯段出口应与试验段的轴线方向平行；弯段出口距离发动机进口大于4倍的发动机进口直径。
6.根据权利要求1所述基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器，其特征在于：所述进气系统由气源、控制电路、管道构成；所述供油系统由油库、控制电路、氮气增压器、油路、供油嘴构成，油库的燃油由氮气加压后经油路输送至供油嘴喷出；所述点火系统由控制电路和火花塞构成，火花塞包含射流器。
7.根据权利要求6所述基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器，其特征在于：所述供油嘴距离爆震管进口的距离为2～3倍爆震管管径；火花塞距离爆震管进口的距离为6倍爆震管管径；所述火花塞和供油嘴的相位差在0～60°之间变化，火花塞伸入爆震管内壁的深度在10～25mm之间调节。
8.一种根据权利要求1-7任一项所述基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器的试验方法，其特征在于具体步骤如下：
步骤1：向所述试验段进气口通入主流空气；
步骤2：向所述爆震管进气口通入爆震管所需要的空气；
步骤3：爆震管内喷油、点火进行燃烧，燃气通过依次通过弯管组件的扩张段、弯段后，被排入试验段壳体与试验段气流进行掺混；
步骤4：掺混后的高温气体经试验段壳体内传播后，通过试验段壳体出口通入发动机进口；
步骤5：同时，设置在发动机进口的温度和压力测量系统记录不同时刻下各测点的温度和压力数据；
步骤6：记录下的数据进入数据处理系统，后处理得到温升值、温升率、温度畸变范围、温度畸变强度。
9.根据权利要求8所述基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器的试验方法，其特征在于：对于10～150K/s的低温升温度畸变试验，所述温度畸变发生器包括一个管组。
10.根据权利要求8所述基于脉冲爆震燃烧的温度畸变发生器的试验方法，其特征在于：对于150～3000K/s的高温升的温度畸变试验，所述温度畸变发生器包括多个管组。
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| CN (1) | CN114658566B (zh) |
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2022
- 2022-03-06 CN CN202210212940.1A patent/CN114658566B/zh active Active
Patent Citations (6)
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