一种大尺度高焓风洞来流模拟燃烧装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及大尺度高焓风洞来流模拟燃烧装置，以解决现有技术中大流量高压挤压系统设计制作难度大、成本高，大流量空气供应系统存贮难度大、调节精度差，燃烧装置中燃料燃烧不稳定、燃烧效率低的问题。本发明专利技术包括壳体组件、第一加热单元、第二加热单元、第一级液氮集液管和第二级液氮集液管；壳体组件包括第一主壳体和第二主壳体；第一主壳体安装在第二主壳体上且连通，第一加热单元主要包括点火器和燃料入口，安装在第一主壳体上且加热单元腔体与第一级燃烧室连通；第一主壳体与第二主壳体结构类似，第二加热单元与第一加热单元结构相同且安装在第二主壳体上；壳体组件上安装有第一级液氮集液管和第二级液氮集液管并连通。液氮集液管和第二级液氮集液管并连通。液氮集液管和第二级液氮集液管并连通。

【技术实现步骤摘要】
一种大尺度高焓风洞来流模拟燃烧装置


[0001]本专利技术涉及吸气式发动机模拟燃烧装置，具体涉及一种大尺度高焓风洞来流模拟燃烧装置。

技术介绍

[0002]飞行中的吸气式发动机，从大气中吸取空气作为工质，通过自身携带燃料与吸入的空气进行燃烧从而产生推力。飞行环境参数决定了发动机的进气道入口的气流参数，飞行参数主要由压力、温度和飞行速度决定。对于吸气式发动机试验而言，需要在地面模拟发动机飞行过程中气流状参数，即流量、压力和温度三个参数。一般地面试验需要加热空气达到要模拟的温度，通过加热器燃烧室几何参数、流量、温度模拟所需的压力，然后通过拉瓦尔射流喷管膨胀加速模拟马赫数。
[0003]来流加热是整个来流模拟装置中最关键的部分，来流加热技术有蓄热式、电加热式及燃烧加热式，蓄热式来流模拟总温低，工作时间短，而吸气式发动机试验需要模拟长程试验时往往无法进行；电加热式加热装置如果加热流量大，耗费电能往往是惊人的，在试验系统设计时往往因电能不足而无法实现大流量、全速域的温度模拟。燃烧加热因释热迅速，燃气热流密度大，功率高，起动迅速，所以国内主流的吸气式发动机地面试验来流模拟均为燃烧加热。
[0004]近年来，吸气式发动机研制从小尺度到中等尺度过渡，目前国内在役的主流高焓风洞不超过Φ4m，其流量不超过1000kg/s，主要集中在马赫数Ma5～7，采用燃料、氧化剂燃烧加热空气，为发动机提供所需高焓来流。氧化剂、燃料供应方式均为挤压式供应，同时系统配置均为最高设计压力为35MPa的高压系统。
[0005]随着中、大尺度冲压发动机研制的开展，发动机模型的截面面积越来越大，其当量直径甚至超过了Φ1m，对应的喷管出口直径需求已经超过Φ3m，部分发动机大攻角试验所需的风洞喷管接近甚至超过Φ4m，同时由于模拟总流量、总温、总压均大幅度提高(见表1)，给供应系统设计带来了极大的挑战，系统设备设计压力甚至超过了35MPa，系统在运行过程中存在较大水击压力，可能会超过50MPa，供应系统负担重、系统所需设备甚至无法设计，国内尚未有报道超过42MPa的高焓风洞燃烧加热器供应系统。
[0006]表1风洞自由流参数
[0007]马赫数/Ma高度/km喷管尺寸/m总流量/kg/s总温/K总压/MPa318Φ413446040.28826Φ4746269024318Φ521006040.28826Φ51166269024
[0008]加热器空气流量压力随着马赫数的变化急剧变化，甚至从不足1000kg/s到超过2000kg/s，采用高压气瓶+调压阀的模式已经无法满足供应的需求，即燃烧室压力为24MPa、高压气瓶为35MPa(目前设备常用最高设计压力)，调压阀无法达到音速状态从而导致调节
精度与范围变差，由于高压气瓶可用的范围很小，空气流量的大范围变化，将导致高压气瓶数量也是惊人的，其建设的经济性可能是无法承受。
[0009]目前加热器采用燃料与氧化剂燃烧加热空气，实现高焓来流的模拟，其加热器为单台燃烧装置，而大尺度的加热器喷注器的直径也将超过Φ1m，如果采用单台装置研制，必然面临燃烧不稳定性的世界性难题，给燃烧装置喷注器设计带来巨大的技术障碍。
[0010]因此传统的高焓风洞来流模拟的试验模式无法满足大尺度高焓风洞试验。

技术实现思路

[0011]本专利技术提供了一种大尺度高焓风洞来流模拟燃烧装置，以解决现有技术中存在的大流量高压挤压系统设计制作难度大、成本高，大流量空气供应系统存贮难度大、调节精度差，燃烧装置中燃料燃烧不稳定、燃烧效率低的问题，该装置采用了泵压式供应系统具有生产成本低、易于加工以及可实现性强的优点，采用了燃料、氧化剂及液氮新的配比方式具有存储简单、精准调节的优点，采用了组合式模块化多级燃烧装置具有燃料燃烧稳定、燃烧效率高的优点。
[0012]为实现上述目的，本专利技术所提供的技术解决方案是：
[0013]一种大尺度高焓风洞来流模拟燃烧装置，其特殊之处在于：
[0014]包括壳体组件以及与壳体组件相连的第一加热单元、第二加热单元、第一级液氮集液管和第二级液氮集液管；
[0015]所述壳体组件包括同轴设置的第一主壳体和第二主壳体；
[0016]所述第一主壳体内侧设置为空腔形成的第一级燃烧室，第一主壳体的壳体内部设置有第一壳体夹层，所述第一壳体夹层与第一级燃烧室通过设置在第一级燃烧室内壁上的多个第一液氮喷孔连通；所述第一主壳体的左端与第一加热单元连接；
[0017]所述第二主壳体内侧设置为空腔形成的第二级燃烧室，所述第二级燃烧室左侧与第一级燃烧室相连通；所述第二主壳体的壳体内部设置有第二壳体夹层，所述第二壳体夹层与第二级燃烧室通过设置在第二级燃烧室内壁上的多个第二液氮喷孔连通；
[0018]所述第一加热单元包括加热单元主壳体、设置在加热单元主壳体内的加热单元夹层、安装在加热单元主壳体左端的多个氧化剂入口与点火器、安装在加热单元主壳体外侧的多个燃料入口、加热单元主壳体内侧为空腔形成的加热单元腔体以及连通加热单元夹层与加热单元腔体的多个燃料喷孔；
[0019]所述第一加热单元腔体与第一级燃烧室、燃料入口以及氧化剂入口均连通；
[0020]所述第二加热单元与第一加热单元结构相同，且第二加热单元与第二级燃烧室连通；
[0021]所述第一级液氮集液管与第一主壳体连接且与第一壳体夹层连通；所述第二级液氮集液管与第二主壳体连接且与第二壳体夹层连通。
[0022]进一步地，所述第一加热单元的右端设有第三法兰，第一加热单元通过第三法兰固定在第一主壳体的左侧壳体上；
[0023]所述点火器安装在第一加热单元左侧的中心位置，所述氧化剂入口环绕点火器均匀分布，所述燃料入口环绕加热单元主壳体均匀分布；
[0024]所述第二加热单元与第一加热单元结构相同；
[0025]所述多个第一液氮喷孔和多个第二液氮喷孔分别在第一级燃烧室和第二级燃烧室内壁上沿轴向分布的多个圆周上均布。
[0026]进一步地，所述第一主壳体与第二主壳体连接端的直径小于第二主壳体的直径；
[0027]所述第二加热单元在第二主壳体左侧环绕第一主壳体分布，安装数量为1～14台；
[0028]所述第一加热单元的数量为1～7台；所述氧化剂入口的数量不少于2个；所述燃料入口数量不少于2个。
[0029]进一步地，所述第二加热单元在第二主壳体上的安装数量为12台且环绕第一主壳体均匀分布，在使用第二加热单元加热过程中，根据需要控制所有第二加热单元上的点火器间隔点火或者全部点火，使得对第二级燃烧室加热过程稳定、受热均匀；
[0030]所述第一加热单元在第一主壳体上的安装数量为7台，其中1台安装在第一主壳体左侧壳体的中心处，其余6台围绕中心处的第一加热单元均匀分布；这种安装方式使得第一加热单元对第一级燃烧室加热稳定充分，受热均匀；所述氧化剂入口和燃料入口的数量均为2个。
[0031]进一步地，所述第一级液氮集液管由圆环形的第一管体本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种大尺度高焓风洞来流模拟燃烧装置，其特征在于：包括壳体组件(1)以及与壳体组件(1)相连的第一加热单元(2)、第二加热单元(3)、第一级液氮集液管(4)和第二级液氮集液管(5)；所述壳体组件(1)包括同轴设置的第一主壳体(101)和第二主壳体(102)；所述第一主壳体(101)内侧设置为空腔形成的第一级燃烧室(1012)，第一主壳体(101)的壳体内部设置有第一壳体夹层(1011)，所述第一壳体夹层(1011)与第一级燃烧室(1012)通过设置在第一级燃烧室(1012)内壁上的多个第一液氮喷孔(1013)连通；所述第一主壳体(101)的左端与第一加热单元(2)连接；所述第二主壳体(102)内侧设置为空腔形成的第二级燃烧室(1023)，所述第二级燃烧室(1023)左侧与第一级燃烧室(1012)相连通；所述第二主壳体(102)的壳体内部设置有第二壳体夹层(1021)，所述第二壳体夹层(1021)与第二级燃烧室(1023)通过设置在第一级燃烧室(1012)内壁上的第二液氮喷孔(1022)连通；所述第一加热单元(2)包括加热单元主壳体(201)、设置在加热单元主壳体(201)内的加热单元夹层(204)、安装在加热单元主壳体(201)左端的多个氧化剂入口(203)与点火器(206)、安装在加热单元主壳体(201)外侧的多个燃料入口(202)、加热单元主壳体(201)内侧为空腔形成的加热单元腔体(208)以及连通加热单元夹层(204)与加热单元腔体(208)的多个燃料喷孔(205)；所述第一加热单元腔体(208)与第一级燃烧室(1012)、燃料入口(202)以及氧化剂入口(203)连通；所述第二加热单元(3)与第一加热单元(2)结构相同，且第二加热单元(3)与第二级燃烧室(1023)连通；所述第一级液氮集液管(4)与第一主壳体(101)连接且与第一壳体夹层(1011)连通；所述第二级液氮集液管(5)与第二主壳体(102)连接且与第二壳体夹层(1021)连通。2.根据权利要求1所述的大尺度高焓风洞来流模拟燃烧装置，其特征在于：所述第一加热单元(2)的右端设有第三法兰(207)，第一加热单元(2)通过第三法兰(207)安装在第一主壳体(101)的左侧壳体上；所述点火器(206)安装在第一加热单元(2)左侧的中心位置，所述氧化剂入口(203)环绕点火器(206)均匀分布，所述燃料入口(202)环绕加热单元主壳体(201)均匀分布；多个第一液氮喷孔(1013)和多个第二液氮喷孔(1022)分别在第一级燃烧室(1012)和第二级燃烧室(1023)内壁上沿轴向分布的多个圆周上均布。3.根据权利要求2所述的大尺度高焓风洞来流模拟燃烧装置，其特征在于：所述第一主壳体(101)与第二主壳体(102)连接端的直径小于第二主壳体(102)的直径；所述第二加热单元(3)在第二主壳体(102)左侧环绕第一主壳体(101)分布，安装数量为1～14台；所述第一加热单元(2)的数量为1～7台；所述氧化剂入口(203)的数量不少于2个；所述燃料入口(202)数量不少于2个。4.根据权利要求3所述的大尺度高焓风洞来流模拟燃烧装置，其特征在于：所述第一级液氮集液管(4)由圆环形的第一管体(402)、与第一管体(402)相连通的多
个第一液氮入口(401)、连接第一管体(402)与第一主壳体(101)的多个第一导流管(403)组成；所述第一管体(402)通过第一导流管(403)与第一壳体夹层(1011)连通；所述第二级液氮集液管(5)由圆环形的第二管体(502)、与第二管体(502)相连通的多个第二液氮入口(501)、连接第二管体(502)与第二主壳体(102)的多个第二导流管(503...

【专利技术属性】
技术研发人员：麻军德，张洪春，王岳，安成琳，于广雷，
申请(专利权)人：西安航天动力试验技术研究所，
类型：发明
国别省市：