CN115076729B - 燃烧室及燃烧室吸声效果的验证方法 - Google Patents

燃烧室及燃烧室吸声效果的验证方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种燃烧室，其用于航空发动机，所述燃烧室包括环形的燃烧室机匣，所述燃烧室机匣沿空气流动方向依次形成扩压腔和燃烧腔，所述燃烧室机匣的表面覆设耐热材料，所述燃烧室还包括声衬，所述声衬包括：无偏流声衬，所述无偏流声衬至少布置于所述燃烧室机匣位于扩压腔内的机匣表面；有偏流声衬，所述有偏流声衬至少布置于所述燃烧室机匣位于燃烧腔内的机匣表面。通过设置无偏流声衬和有偏流声衬进行组合的方式，将声阻尼和燃烧室流动传热结构耦合设计，利用不同空间位置的声传播特性，形成组合式声阻尼***，来抑制燃烧室热声不稳定现象。

Description

燃烧室及燃烧室吸声效果的验证方法
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，尤其涉及一种燃烧室及燃烧室吸声效果的验证方法。
背景技术
环境意识的提高使燃烧过程中污染物排放的减少成为航空发动机研制中的主要挑战之一。为了获得更低的NOx排放，同时不增加尾气一氧化碳和未燃烧烃类的浓度，利用贫油预混燃烧的低排放燃烧形式在燃气轮机及航空发动机中得到了更多的研究和应用。
相较与传统的扩散火焰燃烧室，贫油预混燃烧室的冷却空气和稀释空气孔更少。冷却空气和二次空气在扩散火焰燃烧室在一定程度上扮演了声阻的作用，衰减了燃烧振荡。同时，由于燃烧更多的发生在吹熄极限附近，贫油预混燃烧对于燃料当量比变化也更加敏感，小的当量比波动就会产生大的热释放率变化。和扩散火焰相比，预混火焰对于声场波长来讲也更紧凑，意味着压力和热释放率的耦合更容易发生。综上，贫油预混燃烧在带来低排放的同时也带了更加不稳定的燃烧。当热释放率波动和压力波动形成正反馈的时候，燃烧不稳定就会发生。不稳定燃烧产生的压力波和燃烧室自身的声学特性相作用，通过对流场参数如速度和燃料当量比等参数的影响进一步放大自激振荡。和正常稳定运行不同，燃烧室在发生热声不稳定时将会在离散频率点上产生很大的压力幅值振荡，从而对燃烧室结构和其他部件产生破坏。
为了抑制燃烧不稳定，一种方法是将热声振荡产生的压力波通过一定方式吸收，从而消弱燃烧和压力的耦合作用、及气动抑制作用。这种方式通常又被称为被动控制方法，相比于具有反馈回路的主动控制方法，主要通过几何及声阻尼装置作为固定结构来进行抑制控制。常见的被动控制装置有亥姆霍兹管，四分之一波长管和声衬等，这些装置被部分或组合应用于燃气轮机燃烧不稳定抑制中。
发明内容
本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中的航空发动机的燃烧室难以运用被动控制方案来抑制燃烧不稳定的缺陷，提供一种燃烧室及燃烧室吸声效果的验证方法。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
一种燃烧室，其用于航空发动机，所述燃烧室包括环形的燃烧室机匣，所述燃烧室机匣沿空气流动方向依次形成扩压腔和燃烧腔，所述燃烧室机匣的表面覆设耐热材料，所述燃烧室还包括声衬，所述声衬包括：
无偏流声衬，所述无偏流声衬至少布置于所述燃烧室机匣位于扩压腔内的机匣表面；
有偏流声衬，所述有偏流声衬至少布置于所述燃烧室机匣位于燃烧腔内的机匣表面。
通过在燃烧室的燃烧室机匣表面布置耐热材料，使得燃烧室机匣的耐温性能提高，导致冷却空气大幅减小，从而使得以传热为主要考虑特性的燃烧室机匣表面通过在扩压腔和燃烧腔上设置声学阻尼装置，形成针对不同频率的组合式声学阻尼***，通过设置无偏流声衬和有偏流声衬进行组合的方式，将声阻尼和燃烧室流动传热结构耦合设计，利用不同空间位置的声传播特性，形成组合式声阻尼***，来抑制燃烧室热声不稳定现象。相比现有技术中的被动控制方法，本方案对发动机在重量、空间尺寸和传热性能上的影响和限制较小，能够满足航空发动机的设计需求。
不同于传统将多个或单个声阻尼装置独立看待的方法，将声阻尼和燃烧室流动传热结构耦合设计，利用不同空间位置的声传播特性，形成环形燃烧室组合式声阻尼***。
较佳地，所述燃烧腔包括同心设置的内壁面和外壁面，所述有偏流声衬分别设置在所述内壁面和所述外壁面的表面。
该结构设置方案，可提高有偏流声衬在燃烧腔内的覆盖区域，进而提高这些声衬对燃烧腔区域的声阻尼效果。
较佳地，所述燃烧室还包括旋流器，所述旋流器的头部设置在所述内壁面和所述外壁面之间，位于所述内壁面和所述外壁面上的所述有偏流声衬具有朝所述旋流器的头部方向设置的声衬小孔。
该结构设置方案，空气流经有偏流声衬之后通过声衬小孔朝旋流器的头部方向流动，提高声阻尼的效果。
较佳地，所述旋流器的燃料管穿过所述外壁面并连通至所述旋流器的头部。
该结构设置方案，提供一种向旋流器供燃料的较佳实施方案。通过塑料罐穿过外壁面的方式向旋流器供燃料，燃烧腔外壁面的结构完整性好。
较佳地，所述扩压腔的扩压器壁面和所述燃烧室机匣的外壁面共同围成所述扩压腔的所述无偏流声衬。
以提供一种在扩压腔内设置无偏流声衬的较佳实施方案。该结构设置方案中无偏流声衬的设置，对扩压腔的结构改动较小，便于实施。
较佳地，位于所述燃烧腔的所述有偏流声衬的孔隙率随所述燃烧室的传热冷却需求对应调节。
该结构设置方案，基于燃烧室的传热冷却需求调整有偏流声衬的孔隙率，使得有偏流声衬在燃烧室内的布局改动不变或改动较小的情况下，实现基于热冷却需求调整有偏流声衬的目的。
该结构设置方案，使得这些有偏流声衬在满足声阻尼需求的同时，对应于燃烧室传热冷却需求改变而对应调整结构的改动程度大幅降低，便于通用性设计。
较佳地，所述耐热材料为陶瓷基复合材料。
该结构设置方案，可进一步使得燃烧室机匣的耐温性能提高，以更方便在燃烧室机匣的各处设置对应的声衬。
一种燃烧室吸声效果的验证方法，其用于验证如上所述的燃烧室的特定区域的吸声效果，所述验证方法包括：
通过声腔阻抗公式分别计算所述区域中所有的有偏流声衬的声腔阻抗和无偏流声衬的声腔阻抗；
通过组合所述区域的有偏流声衬的声场阻抗和无偏流声衬的声腔阻抗来获得所述区域的声反射系数；
通过所述反射系数计算所述区域的整体吸声系数，通过比较整体吸声系数和所述燃烧室的设计需求以判断所述区域的吸声效果。
该燃烧室吸声效果的验证方法，分别计算特定区域内的声衬的声腔阻抗之后，基于该区域计算声反射系数，再基于声反射系数计算整体吸声系数。不同于传统中将燃烧室某一区域内的多个声阻尼装置独立计算的方法，该验证方法对区域内的各声阻尼装置进行整体计算和评价，实现在目标频率范围内的最佳吸声特性，提高燃烧室在该区域中的吸音效果。
较佳地，在通过比较整体吸声系数和所述燃烧室的设计需求以判断所述区域的吸声效果的步骤中，若判断吸声效果的结论为无法满足设计需求，则在调整所述区域内声衬的背腔体积区域后重新计算整体吸声系数，并与设计需求进行比较。
该燃烧室吸声效果的验证方法，通过调整对应区域内的声衬的背腔体积的方式，满足或匹配燃烧室的吸声设计需求。
通过修改背腔体积的修改方案在设计需求发生改变的情况下，可快速匹配性设计需求，改动量相对较小，改动效果较佳。
较佳地，在通过比较整体吸声系数和所述燃烧室的设计需求以判断所述区域的吸声效果的步骤中，若判断吸声效果的结论为无法满足设计需求，则在调整所述区域内的声衬的孔隙率和/或孔径和/或孔高度后重新计算整体吸声系数，并与设计需求进行比较。
该燃烧室吸声效果的验证方法，通过调整对应区域内的声衬的孔隙率、孔径及孔高度的方式，满足或匹配燃烧室的吸声设计需求。
通过修改方案在设计需求发生改变的情况下，可快速匹配性设计需求，改动量相对较小，改动效果较佳。
本发明的积极进步效果在于：
该燃烧室及燃烧室吸声效果的验证方法中，通过在燃烧室的燃烧室机匣表面布置耐热材料，使得燃烧室机匣的耐温性能提高，导致冷却空气大幅减小，从而使得以传热为主要考虑特性的燃烧室机匣表面通过在扩压腔和燃烧腔上设置声学阻尼装置，形成针对不同频率的组合式声学阻尼***，通过设置无偏流声衬和有偏流声衬进行组合的方式，将声阻尼和燃烧室流动传热结构耦合设计，利用不同空间位置的声传播特性，形成组合式声阻尼***，来抑制燃烧室热声不稳定现象。相比现有技术中的被动控制方法，本方案对发动机在重量、空间尺寸和传热性能上的影响和限制较小，能够满足航空发动机的设计需求。
该方法不同于传统将多个或单个声阻尼装置独立看待的方法，将声阻尼和燃烧室流动传热结构耦合设计，并综合考虑环形燃烧室声阻尼特性，利用不同空间位置的声传播特性，形成环形燃烧室组合式声阻尼***，从而使得航空发动机燃烧热声不稳定得到抑制。
附图说明
图1为本发明一实施例的燃烧室的平面结构示意图。
图2为本发明一实施例的无偏流声衬的结构示意图。
图3为本发明一实施例的有偏流声衬的结构示意图。
图4为本发明一实施例的燃烧室的立体结构示意图。
图5为本发明一实施例的燃烧室吸声效果的验证方法的流程示意图。
附图标记说明：
机匣1
扩压腔11，扩压器壁面11a
燃烧腔12，内壁面12a，外壁面12b
无偏流声衬13
有偏流声衬14
旋流器15
燃料管16
具体实施方式
下面通过实施例的方式进一步说明本发明，但并不因此将本发明限制在所述的实施例范围之中。
本发明提供一种燃烧室，其用于航空发动机，该燃烧室包括环形的燃烧室机匣1。机匣1的具体结构如图1所示，在机匣1沿着空气流动的方向A依次形成有扩压腔11和燃烧腔12，其中，燃烧室机匣1的表面覆设耐热材料。该燃烧室还包括声衬，声衬包括无偏流声衬13和有偏流声衬14，无偏流声衬13至少布置在燃烧室机匣1位于扩压腔11内的机匣1表面上，而有偏流声衬14至少布置在燃烧室机匣1位于燃烧腔12内的机匣1表面上。无偏流声衬13和有偏流声衬14的布置形态和结构可参见图2和图3。
通过在燃烧室的机匣1表面上布置耐热材料，使得燃烧室机匣1的耐温性能相对提高，进而导致冷却空气大幅减小。因此，在以传热为主要考虑特性的燃烧室机匣1表面可通过在扩压腔11和燃烧腔12上对应设置声学阻尼装置，形成针对不同频率的组合式声学阻尼***。具体的，通过设置无偏流声衬13和有偏流声衬14进行组合的方式，将声阻尼和燃烧室流动传热结构耦合设计，利用不同空间位置的声传播特性，形成组合式声阻尼***，来抑制燃烧室热声不稳定现象。相比现有技术中的被动控制方法，本方案对发动机在重量、空间尺寸和传热性能上的影响和限制较小，能够满足航空发动机的设计需求。
不同于传统将多个或单个声阻尼装置独立看待的方法，将声阻尼和燃烧室流动传热结构耦合设计，利用不同空间位置的声传播特性，形成环形燃烧室组合式声阻尼***。
本实施例中，为进一步使燃烧室机匣1的耐温性能提高，以更方便在燃烧室机匣1的各处设置对应的声衬。耐热材料采用陶瓷基复合材料(CMC)。
其中，如图1和图4所示，本实施例中的机匣1整体是环状的，图4所展示的是机匣1的局部结构，机匣1位于燃烧腔12处包括同心设置的内壁面12a和外壁面12b，以分别形成燃烧室外环和燃烧室内环，在内壁面12a的外侧和外壁面12b的内侧均分别设置有偏流声衬14。该结构设置，用于提高有偏流声衬14在燃烧腔12内的覆盖区域，进而提高这些声衬对燃烧腔12区域的声阻尼效果。
另外，燃烧室还包括旋流器15，旋流器15的头部设置在内壁面12a和外壁面12b之间的区域，位于内壁面12a和外壁面12b上的有偏流声衬14具有朝该旋流器15的头部方向设置的声衬小孔，除了上述声衬小孔外，有偏流声衬14朝向无偏流声衬13的一侧也同样设置声衬小孔(参见图3)。在空气流经有偏流声衬14前后两侧的声衬小孔之后最终朝着旋流器15的头部方向流动，提高有偏流声衬14的声阻尼的效果。
如图1所示，旋流器15的燃料管16穿过外壁面12b并连通至旋流器15的头部。该结构设置方案，提供一种向旋流器15供燃料的较佳实施方案。通过塑料罐穿过外壁面12b的方式向旋流器15供燃料，燃烧腔12外壁面12b的结构完整性好。旋流器15的具体结构也实现方案为现有技术，因此在此不再赘述。
具体的，空气从扩压腔11流入燃烧腔12。一部分空气通过区域III，经过有偏流声衬14到达燃烧室外环II和燃烧室内环I区域处。一部分空气通过区域III，经过另外设置的有偏流声衬14达到燃烧区域VI。另一部分空气通过区域III，经过旋流器15头部，达到燃烧室区域VI。燃料通过燃料管161进入旋流器15头部，在区域VI发生化学反应，形成已燃气体离开燃烧室。其中，在扩压腔11处，扩压器壁面11a和机匣1的外侧壁面共同围成位于扩压腔11的无偏流声衬13。这种具体的设置方案，对扩压腔11的结构改动较小，便于实施。
具体的，本实施例中，位于燃烧腔12的有偏流声衬14的孔隙率可随燃烧室的传热冷却需求对应调节。该结构设置方案，基于燃烧室的传热冷却需求调整有偏流声衬14的孔隙率，使得有偏流声衬14在燃烧室内的布局改动不变或改动较小的情况下，实现基于热冷却需求调整有偏流声衬14的目的。该结构设置方案，使得这些有偏流声衬14在满足声阻尼需求的同时，对应于燃烧室传热冷却需求改变而对应调整结构的改动程度大幅降低，便于通用性设计。
本发明还提供一种燃烧室吸声效果的验证方法，用于验证燃烧室的特定区域的吸声效果，流程如图5所示，该验证方法包括：
S1、通过声腔阻抗公式分别计算该区域中的有偏流声衬14的声腔阻抗和无偏流声衬13的声腔阻抗。
以本实施例为例，若要计算燃烧室的整个完整区域的吸声效果，则先分别计算各无偏流声衬13及有偏流声衬14的声腔阻抗。其中，燃烧室的区域I，II和III为有偏流存在的声衬形式：
本实施例中，有偏流声衬的声衬阻抗公式为
在公式中，声衬孔隙率定义为σ，μ为流体粘度，h为声衬孔高度，d为声衬孔等效直径，Mb为声衬偏流马赫数，Mg为掠过流马赫数。
而燃烧室的区域IV和区域V所组成的声衬为无偏流形式：
本实施例中，无偏流声衬的声腔阻抗公式为
在公式中，He为声腔形成的亥姆霍兹数。
S2、通过组合上述区域的有偏流声衬14的声场阻抗和无偏流声衬13的声腔阻抗来获得区域的声反射系数R。
计算R的具体公式为：
S3、通过反射系数R计算上述区域的整体吸声系数α，通过比较整体吸声系数α和燃烧室的设计需求以判断该区域的吸声效果。
计算α的具体公式为：α＝1-|R|2。
该燃烧室吸声效果的验证方法，分别计算特定区域内的声衬的声腔阻抗之后，基于该区域计算声反射系数，再基于声反射系数计算整体吸声系数。不同于传统中将燃烧室某一区域内的多个声阻尼装置独立计算的方法，该验证方法对区域内的各声阻尼装置进行整体计算和评价，实现在目标频率范围内的最佳吸声特性，提高燃烧室在该区域中的吸音效果。
其中，在完成步骤S3之后，若判断吸声效果的结论为无法满足设计需求，则在调整上述区域内声衬的背腔体积区域后重新计算整体吸声系数α，并与设计需求进行比较。其中，背腔体积的变化在有偏流声衬14的声衬阻抗公式中体现为声衬偏流马赫数Mb以及掠过流马赫数Mg的数值变化。
通过调整对应区域内的声衬的背腔体积的方式，满足或匹配燃烧室的吸声设计需求。具体的，在设计需求发生改变的情况下，这种调整方式可快速匹配设计需求，改动量相对较小，改动效果较佳。
此外，在完成步骤S3之后，若判断吸声效果的结论为无法满足设计需求，还可以在调整上述区域内的声衬的孔隙率σ、孔径d或者孔高度h后重新计算整体吸声系数α，并与设计需求进行比较。这种改动方案的改动量也相对较小，改动效果也较佳。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种燃烧室，其用于航空发动机，所述燃烧室包括环形的燃烧室机匣，所述燃烧室机匣沿空气流动方向依次形成扩压腔和燃烧腔，其特征在于，所述燃烧室机匣的表面覆设耐热材料，所述燃烧室还包括声衬，所述声衬包括：
无偏流声衬，所述无偏流声衬至少布置于所述燃烧室机匣位于扩压腔内的机匣表面；
有偏流声衬，所述有偏流声衬至少布置于所述燃烧室机匣位于燃烧腔内的机匣表面；
其中，所述燃烧腔包括同心设置的内壁面和外壁面，所述有偏流声衬分别设置在所述内壁面和所述外壁面的表面；
所述燃烧室还包括旋流器，所述旋流器的头部设置在所述内壁面和所述外壁面之间，位于所述内壁面和所述外壁面上的所述有偏流声衬具有朝所述旋流器的头部方向设置的声衬小孔。
2.如权利要求1所述的燃烧室，其特征在于，所述旋流器的燃料管穿过所述外壁面并连通至所述旋流器的头部。
3.如权利要求1所述的燃烧室，其特征在于，所述扩压腔的扩压器壁面和所述燃烧室机匣的外壁面共同围成所述扩压腔的所述无偏流声衬。
4.如权利要求1-3任一项所述的燃烧室，其特征在于，位于所述燃烧腔的所述有偏流声衬的孔隙率随所述燃烧室的传热冷却需求对应调节。
5.如权利要求1-3任一项所述的燃烧室，其特征在于，所述耐热材料为陶瓷基复合材料。
6.一种燃烧室吸声效果的验证方法，其特征在于，其用于验证如权利要求1-5任一项所述的燃烧室的特定区域的吸声效果，所述验证方法包括：
通过声腔阻抗公式分别计算所述区域中所有的有偏流声衬的声腔阻抗和无偏流声衬的声腔阻抗；
通过组合所述区域的有偏流声衬的声场阻抗和无偏流声衬的声腔阻抗来获得所述区域的声反射系数；
通过所述声反射系数计算所述区域的整体吸声系数，通过比较整体吸声系数和所述燃烧室的设计需求以判断所述区域的吸声效果。
7.如权利要求6所述的燃烧室吸声效果的验证方法，其特征在于，在通过比较整体吸声系数和所述燃烧室的设计需求以判断所述区域的吸声效果的步骤中，若判断吸声效果的结论为无法满足设计需求，则在调整所述区域内声衬的背腔体积区域后重新计算整体吸声系数，并与设计需求进行比较。
8.如权利要求6所述的燃烧室吸声效果的验证方法，其特征在于，在通过比较整体吸声系数和所述燃烧室的设计需求以判断所述区域的吸声效果的步骤中，若判断吸声效果的结论为无法满足设计需求，则在调整所述区域内的声衬的孔隙率和/或孔径和/或孔高度后重新计算整体吸声系数，并与设计需求进行比较。
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