一種基於氣動擾動的可控外激勵產生裝置
2023-06-06 23:08:38 1
1.本發明涉及航空燃燒室不穩定燃燒測量領域，尤其涉及一種基於氣動擾動的可控外激勵產生裝置。
背景技術：
2.不穩定燃燒現象是目前低汙染民用發動機燃燒室和先進軍用發動機加力、衝壓燃燒室設計中遇到的重要難點。當燃燒系統發生不穩定燃燒時，系統內火焰的非定常熱釋放與聲波相互耦合，由油氣比脈動、湍流流場脈動等非定常過程引起的微弱壓力擾動都可能導致壓力振蕩振幅持續增加，直至達到極限環狀態。此時，燃燒室偏離設計工況，導致效率下降。在極端情況下，劇烈的壓力脈動還會破壞燃燒室結構，導致燃燒室出現回火、熄火、爆炸等事故，給設備的效率和安全性帶來嚴重挑戰。
3.為避免不穩定燃燒現象的出現，在設計階段對燃燒室典型工況下的燃燒穩定性進行測試就顯得格外重要。在航空燃燒室燃燒穩定性測試中，常需要研究火焰在不同擾動狀態下的燃燒響應情況，以優化燃燒室結構，提高燃燒穩定性，這就要求一種可控的擾動激勵方案。目前，對於實驗室級別的燃燒室，主流激勵方案多採用揚聲器添加激勵。揚聲器主要是通過電磁鐵帶動紙盆振動產生激勵，通過控制揚聲器的功率和頻率輸出不同強度和頻率的氣流擾動。然而對於工程級別的實際航空發動機燃燒室，其典型設計工況為高溫高壓條件，在燃燒室內高壓氣體的作用下，紙盆的振動受到極大抑制，造成揚聲器實際的激勵範圍有限，大大限制了可控擾動的測試範圍，因此這種聲學激勵方案難以滿足工程實際中的測試需要。
技術實現要素：
4.為解決上述問題，以拓展燃燒室燃燒穩定性測試試驗中可控外激勵源的施加方法，為航空發動機熱聲穩定性能優化提供依據和手段，本發明提供了一種基於氣動擾動的可控外激勵產生裝置，可以運用於高溫高壓運行狀態下的真實航空發動機燃燒室測試試驗。
5.本發明的一種基於氣動擾動的可控外激勵產生裝置，包括激勵主體，以及用於設置在激勵主體上的擾流靶；所述激勵主體包括進氣管道、擾流靶安裝配板、以及多個擾流靶安裝孔；擾流靶安裝孔沿沿流向中心線設置；
6.擾流靶安裝配板設置在進氣管道的側面，擾流靶安裝配板及進氣管道的相應位置上開設擾流靶安裝孔，擾流靶通過擾流靶安裝孔、及擾流靶安裝配板設置在進氣管道上；用於調節燃燒室進口擾動振幅，擾流靶對進氣管道內的氣體進行擾動，產生具有明顯主頻和一定幅值擾動的氣流,擾流靶越靠近進氣管道的出口，所激發的擾動振幅越大。
7.當擾流靶安裝孔中沒有設置擾流靶時，擾流靶安裝孔中設置堵頭。
8.當用於激勵的氣流剛開始進入本發明的激勵發生裝置時，可近似視為定常來流，氣流經過擾流靶靶面後，靶面兩側將會周期性地脫落出旋向相反、排列規則的雙列線渦。在
re＝200～15000的範圍內，渦脫落頻率與來流速度成正比，因此可通過調節來流流速控制激勵頻率。旋渦隨流運動過程中，能量將逐步耗散，因此擾流靶越靠近上遊，激勵裝置出口提供的激勵振幅越小，使用時可根據需要調整擾流靶位置，以實現對激勵振幅的控制。
9.進一步的，所述擾流靶包括堵頭、連接段和可替換的靶面；
10.堵頭通過連接段連接靶面，靶面與連接段通過螺栓連接；
11.擾流靶通過安裝孔、及擾流靶安裝配板設置在氣管道時，靶面位於進氣管道內，堵頭位於擾流靶安裝孔中。
12.使用時可根據需要更換不同大小的靶面。同時，也可通過旋轉擾流靶改變靶面和來流間的角度，進而調節擾流靶的阻塞比，以實現激勵強度的連續變化
13.進一步的，還包括引壓管；引壓管末端安裝麥克風，用於結合雙麥克風測量激勵擾動幅值和頻率；所述引壓管垂直設置在進氣管道的側面，靠近進氣管道出口，且與進氣管道連通。
14.進一步的，擾流靶的位置可調。擾流靶位於的擾流靶安裝孔越靠近進氣管道出口，所激發的擾動振幅越大。
15.進一步的，動態壓力通過引壓管從系統中引出後，通過麥克風獲取聲壓信號，最後利用雙麥克風法計算激勵特性。
16.雙麥克風測點位置附近的聲壓表示為上下行聲波的疊加：
[0017][0018]
式中，k＝ω/c0為波數，為壓力脈動幅值，分別為上下行聲波幅值。根據動量方程得到速度脈動的表達式為：
[0019][0020]
ρ0、x0分別為來流密度和聲速。將壓力脈動以複數的形式表示為:
[0021][0022]
將(3)代入(1)中，得到方程組：
[0023][0024]aa
、ba、ab、bb可通過對動態壓力信號進行fft獲取，將(4)式兩邊分別除以e
iωt
，寫成矩陣形式：
[0025][0026]
兩邊同時乘以逆矩陣可獲得上下行聲波的波幅，再從以下方程獲得雙麥克風測點位置的壓力脈動和速度脈動的表達式：
[0027][0028][0029]
通過上式即可獲得速度脈動的頻譜分布情況，進而得到激勵幅值和頻率。
[0030]
有益效果：
[0031]
(1)本發明公開的一種基於氣動擾動的可控外激勵產生裝置，不僅可作為常溫常壓下實驗室級別燃燒室燃燒穩定性實驗的激勵源，還尤其適用於高溫高壓下的工程級別航空發動機燃燒室燃燒穩定性測試試驗，滿足測試過程中對激勵源的要求。
[0032]
(2)傳統的聲激勵方式在使用過程中涉及電能向機械能的轉化，在轉換過程中存在能量損失，而本發明公開的一種基於氣動擾動的可控外激勵產生裝置在使用過程中無需額外的能量加入，也無需考慮複雜的線路控制系統，降低了實驗成本，能夠一定程度上節省實驗開支。
[0033]
(3)本發明公開的一種基於氣動擾動的可控外激勵產生裝置，設計較為簡單，成本低。相較於傳統揚聲器激勵方案，本發明中沒有易受破壞的紙盆結構和易老化的電路線路，在使用過程中幾乎不存在損耗問題，因此理論上使用壽命更長。
附圖說明
[0034]
圖1是本發明激勵裝置主體結構的正視剖面圖。
[0035]
圖2是激勵裝置主體結構左視圖。
[0036]
圖3是擾流靶結構的三維正視圖。
[0037]
圖4是激勵裝置裝配示意圖。
[0038]
其中，1—引壓管、2—激勵主體、3—擾流靶、4—法蘭連接孔、5—法蘭盤、6—擾流靶安裝配板、7—擾流靶安裝孔、8—進氣管道、301—堵頭、302—螺栓、303—靶面、304—連接段。
具體實施方式
[0039]
下面結合附圖來進一步闡明本發明。
[0040]
本發明的核心思想在於基於氣動擾動實現可控外激勵。本發明的一種基於氣動擾動的可控外激勵產生裝置，如圖1所示，為本發明激勵主體結構的正視剖面圖，包括激勵主體2，以及用於設置在激勵主體2上的擾流靶3；所述激勵主體2包括進氣管道8、擾流靶安裝配板6、以及多個擾流靶安裝孔7；擾流靶安裝孔7沿沿流向中心線設置；
[0041]
擾流靶安裝配板6設置在進氣管道8的側面，擾流靶安裝配板6及進氣管道8的相應位置上開設擾流靶安裝孔7，擾流靶3通過擾流靶安裝孔7、及擾流靶安裝配板6設置在進氣管道8上；用於調節燃燒室進口擾動振幅，擾流靶3越靠近進氣管道8的出口，所激發的擾動振幅越大。
[0042]
當擾流靶安裝孔7中沒有設置擾流靶3時，擾流靶安裝孔7中設置堵頭301。
[0043]
進氣管道8通入的氣流經過擾流靶作用後，產生具有明顯主頻和一定幅值的擾動，帶擾動的氣流通過出口匯入主流，向燃燒室添加激勵。
[0044]
所述擾流靶3包括堵頭301、連接段304和可替換的靶面303；堵頭301通過連接段304連接靶面303，連接段304與靶面303之間通過螺栓302連接；擾流靶3通過安裝孔、及擾流靶安裝配板6設置在氣管道時，靶面303位於進氣管道8內，堵頭301位於擾流靶安裝孔7中。
[0045]
本發明裝置還包括引壓管1；所述引壓管1垂直設置在進氣管道8的側面，靠近進氣管道8出口，且與進氣管道8連通。引壓管1主要用於將系統內壓力引出，便於通過雙麥克風法測量其激勵特性。
[0046]
本發明的激勵裝置主體採用304不鏽鋼製作，若來流溫度較高可考慮銅和合金等材料，流道面積可根據實驗工況設計，本實例中進氣管道8流通截面為50mm*50mm正方形截面，流道總長度為270mm，壁厚2mm。
[0047]
進氣管道8的出口端通過法蘭與燃燒室上遊需要添加激勵的位置相連。法蘭盤5上開設有法蘭連接孔4；
[0048]
激勵裝置進口端通過法蘭連接上遊氣源，若上遊氣源為離心式風機等具有周期性擾動的氣源，可在上遊增設整流裝置以穩定氣源，降低實驗不確定度，如蜂窩狀整流格柵等。
[0049]
本實例中法蘭盤5厚5mm，採用4根螺栓進行連接，螺母側安裝墊片。考慮到實際使用過程中需要通過旋轉調節擾流靶3阻塞比，因此在擾流靶3安裝位置採用底板進行了局部加厚，以滿足螺紋孔的工藝要求。擾流靶安裝孔7採用螺紋孔的形式安裝擾流靶3，軸向上可設置多個擾流靶安裝孔7以滿足不同激勵強度需求，本實例中，螺紋採用m20*1.5細牙螺紋，並設置了4個擾流靶安裝孔7，相鄰安裝孔圓心距為30mm。
[0050]
圖2為激勵裝置主體結構左視圖，本發明裝置的進口端與出口端通過法蘭盤5分別連接氣源和燃燒室進氣管路。
[0051]
圖3為擾流靶結構的三維正視圖，連接段304通過長方體不鏽鋼塊和標準堵頭301焊接而成，焊接時焊縫應應儘量小，以免對氣流造成影響，增加實驗不確定度。靶面303設計為可替換，可通過改變靶面303大小調整擾流靶阻塞比。靶面303的材料可選擇銅或者各類合金，本實例中，由於試驗工況中來流速度不大，溫度也不高，出於成本考慮，採用304不鏽鋼加工。
[0052]
圖4為激勵裝置裝配示意圖，本實例只展示了其中一種模式，將擾流靶3安裝於第二個安裝點，其餘安裝點安裝了堵頭301。在實際使用過程中，擾流靶3可根據實際需要安裝於四個安裝點的任何位置，並可通過轉動改變對來流的阻塞比。