燃烧室燃烧振荡控制装置及燃烧室燃烧振荡控制方法与流程

本发明涉及能源与动力领域，特别涉及一种燃烧室燃烧振荡控制装置及燃烧室燃烧振荡控制方法。

背景技术：

化石燃料的燃烧依然是人类主要的动力和能量来源。在能源与动力领域的诸多应用中，燃烧振荡是各类燃烧器常见的主要技术挑战，广泛存在于锅炉、加热器、壁挂炉、燃气热水器、航空发动机和燃气轮机燃烧室等燃烧装置。尤其是在目前越来越严格的排放要求下，为了减少以氮氧化物(nox)为主的污染物排放，现在先进燃烧器常采用贫油燃烧模式，火焰常常工作在临近熄火的工作条件，容易受到外界扰动，产生释热率脉动。当释热率脉动与燃烧系统声学耦合时(可简单理解为满足瑞利准则)，则容易引发大幅度的释热率脉动和压力脉动，轻则影响燃烧装置的稳定工作范围，重则造成燃烧装置或其他部件硬件损坏，严重地还会威胁到整个系统的运行安全。因此，燃烧振荡是现代先进燃烧装置必须尽力规避的。

解决上述问题的方法可以分为被动控制和主动控制两类。主动控制即是使用外置的主动作动器，根据监测到的燃烧系统内的压力脉动等信号，主动地施加合适的外部激励(对进口空气或燃料供应等)，抑制或消除释热率脉动和声波之间的耦合。但这类方法需要额外的控制系统和作动器，对控制算法的要求也很高，会增加额外的成本，适用场景有限。被动控制是指在燃烧系统中加入固定地某些装置，从而抑制或消除燃烧振荡。常见的有各类声学元器件，比如亥姆霍兹共振器，可以抑制特定频率的燃烧振荡。缺点是体积较大，且仅能对特定频率有效，需提前做大量的实验和调试。另一种方法是直接作用于对火焰本身，通过改变火焰的动力学性质，在较宽的工作范围内减小火焰本身的脉动，让释热率脉动自然地与系统声学解耦，或即使耦合但幅值很小，不足以激发燃烧系统的燃烧振荡。这类直接作用于火焰本身的被动控制方法，具有适应性强，成本低的优势，但现有的燃烧器少有直接通过改变火焰的动力学性质来解决燃烧振荡这一问题，基于此本申请提出一种能够解决燃烧震荡的燃烧室燃烧振荡控制装置及燃烧室燃烧振荡控制方法。

技术实现要素：

(一)要解决的技术问题

本发明提供一种燃烧室燃烧振荡控制装置及燃烧室燃烧振荡控制方法，以解决现有燃烧室内火焰与大尺度漩涡的耦合造成燃烧振荡等问题，从而实现减小火焰和系统声学的耦合抑制燃烧振荡的目的。

(二)技术方案

为解决上述问题，本发明提供一种燃烧室燃烧振荡控制装置，包括：锥形过渡结构及同轴设置的进气机匣和火焰筒；所述火焰筒的管径大于所述进气机匣，所述火焰筒的进气端与所述锥形过渡结构的大径端连通，所述锥形过渡结构的小径端与所述进气机匣的出气端连通；其中，所述锥形过渡结构的内壁贴合火焰锋面沿火焰流向设置。

进一步地，所述火焰筒的进气端内壁上设有一圈角涡区堵块，所述角涡区堵块的内部设有锥形孔，以在所述火焰筒内形成所述锥形过渡结构，所述锥形孔的大径端朝向所述火焰筒，所述锥形孔的小径端朝向所述进气机匣。

进一步地，还包括：燃烧室头部，所述燃烧室头部与所述进气机匣同轴设置，固定在所述进气机匣内。

进一步地，所述锥形过渡结构对应侧内壁的夹角为40～150°。

进一步地，所述锥形过渡结构的小径端与所述进气机匣的出气端之间呈圆角连接。

为解决上述问题，本发明还提供一种燃烧室燃烧振荡控制方法，包括如下步骤：

步骤s1：获取火焰筒中的平均图像，确定火焰在所述火焰筒的自然张角；

步骤s2：通过所述自然张角，设计锥形过渡结构，使所述锥形过渡结构的内壁贴合火焰锋面沿火焰流向设置；

步骤s3：将所述锥形过渡结构的大径端与所述火焰筒的进气端连通，将所述锥形过渡结构的小径端与进气机匣的出气端连通。

进一步地，所述步骤s2的具体步骤包括：通过所述自然张角，在所述火焰筒的进气端内壁上设置角涡区堵块，以在所述火焰筒内形成所述锥形过渡结构；其中，所述角涡区堵块的内部设有锥形孔，所述锥形孔的大径端朝向所述火焰筒，所述锥形孔的小径端朝向所述进气机匣。

进一步地，所述步骤s2的具体步骤包括：通过所述自然张角，设计所述锥形过渡结构，使所述锥形过渡结构对应侧内壁的夹角大于或等于所述自然张角。

进一步地，所述步骤s3的步骤包括子步骤：调整所述锥形过渡结构，使所述锥形过渡结构的小径端与所述进气机匣的出气端之间呈圆角连接。

进一步地，所述锥形过渡结构对应侧内壁的夹角为40～150°。

(三)有益效果

本发明提供一种燃烧室燃烧振荡控制装置及燃烧室燃烧振荡控制方法，该燃烧室燃烧振荡控制装置通过设置锥形过渡结构，将火焰筒的进气端与锥形过渡结构的大径端连通，将锥形过渡结构的小径端与进气机匣的出气端连通，并使锥形过渡结构的内壁贴合火焰锋面沿火焰流向设置，根据火焰在自然状态下的火焰张角，改变火焰筒限制域的形状，消除火焰筒角涡区，从而减小了大尺度漩涡结构对火焰的影响，并限制火焰的运动，最终起到抑制燃烧振荡的作用，实践发现该装置对单旋流火焰，分层旋流火焰等均有显著的效果，具有较好的通用性。

附图说明

图1是本发明第一优选实施例中提供的燃烧室燃烧振荡控制装置的结构示意图；

图2是图1中燃烧室燃烧振荡控制装置的局部示意图；

图3是本发明第二优选实施例中提供的燃烧室燃烧振荡控制装置的结构示意图；

图4是常规突扩燃烧室的结构示意图；

图5是常规突扩燃烧室的火焰筒和设置有锥形过渡结构的火焰筒的燃烧振荡数据；

其中，1：燃烧室头部；2：进气机匣；3锥形过渡结构；4：火焰筒；5：空气；6：火焰锋面；7：未燃混合气；8:夹角；10：角涡区堵块；11：火焰；12：自然张角；13：角涡区；14：圆角。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明实施例提供一种燃烧室燃烧振荡控制装置，如图1所示，该燃烧室燃烧振荡控制装置包括：

锥形过渡结构3及同轴设置的进气机匣2和火焰筒4。火焰筒4的管径大于进气机匣2的管径，火焰筒4的进气端与锥形过渡结构3的大径端连通，锥形过渡结构3的小径端与进气机匣2的出气端连通，进气机匣2通过锥形过渡结构3与火焰筒4连通。其中，锥形过渡结构3可以通过修改火焰筒4型面来实现。锥形过渡结构3的内壁贴合火焰锋面6沿火焰流向设置。

本实施例中，该燃烧室燃烧振荡控制装置还包括：燃烧室头部1，燃烧室头部1与进气机匣2同轴设置，固定在进气机匣2内。

工作过程中，由于将锥形过渡结构3的内壁贴合火焰锋面6沿火焰流向设置，进气机匣2进入空气5，基于康恩达效应，锥形过渡结构3构成过渡限制域，燃烧室头部2出口的空气和燃料的未燃混合气7会贴合锥形过渡结构3流动，从而火焰锋面6将会尽可能地贴近锥形过渡结构3的内壁流动，从而减小释热率脉动，使其与燃烧系统声学系统解耦，最终抑制燃烧振荡。

本发明实施例提供一种燃烧室燃烧振荡控制装置，该燃烧室燃烧振荡控制装置通过设置锥形过渡结构3，将火焰筒4的进气端与锥形过渡结构3的大径端连通，将锥形过渡结构4的小径端与进气机匣2的出气端连通，并使锥形过渡结构3的内壁贴合火焰锋面6沿火焰流向设置，根据火焰在自然状态下的火焰张角，改变火焰筒4限制域的形状，消除火焰筒4角涡区，从而减小了大尺度漩涡结构对火焰的影响，并限制火焰的运动，最终起到抑制燃烧振荡的作用，实践发现该装置对单旋流火焰，分层旋流火焰等均有显著的效果，具有较好的通用性。

基于上述实施例，在一个优选的实施例中，如图2所示，为最大限度利用康恩达效应，本实施例中，锥形过渡结构3的小径端与进气机匣2的出气端之间呈圆角14连接，无毛刺和尖角，使未燃混合气7贴合锥形过渡结构3的内壁流动，从而限制了火焰锋面6的运动。

基于上述实施例，在一个优选的实施例中，在常规的燃烧室中，火焰筒4一般都会采用突扩结构，如图3所示，可在火焰筒4的角涡区填入角涡区堵块10，在火焰筒4进气端的内壁上设置一圈角涡区堵块10，角涡区堵块10的内部设有锥形孔，以在火焰筒4内形成锥形过渡结构3,锥形孔的大径端朝向火焰筒4，锥形孔的小径端朝向进气机匣2，从而使锥形过渡结构3的内壁贴合火焰锋面6沿火焰流向设置。

其中，锥形过渡结构3对应侧内壁的夹角8，即过渡限制域的夹角8，主要通过火焰在火焰筒4的自然张角来获取，锥形过渡结构3对应侧内壁的夹角8与火焰在火焰筒4的自然张角接近，一般选取的锥形过渡结构3对应侧内壁的夹角8应大于或等于自然张角。优选地，锥形过渡结构3对应侧内壁的夹角8为40～150°。

区别于上述实施例，本实施例通过在火焰筒4进气端的内壁上设置角涡区堵块10，在火焰筒4内形成锥形过渡结构3，从而使锥形过渡结构3的内壁贴合火焰锋面6沿火焰流向设置，根据火焰在自然状态下的火焰张角，改变火焰筒4限制域的形状，消除火焰筒4角涡区，从而减小了大尺度漩涡结构对火焰的影响，并限制火焰的运动，最终起到抑制燃烧振荡的作用。

本发明实施例还提供一种燃烧室燃烧振荡控制方法，如图1至图5所示，该燃烧室燃烧振荡控制方法包括如下步骤：

步骤s1：获取火焰筒4中的平均图像，确定火焰11在火焰筒4的自然张角12。

具体地，如图4所示，常规突扩燃烧室中的火焰筒4，在角涡区13存在大尺度的漩涡。在这样的火焰筒4中，测量自然状态下的火焰11的平均图像，从而确定火焰11在火焰筒4中的自然张角12。

步骤s2：通过自然张角12，设计锥形过渡结构3，使锥形过渡结构3的内壁贴合火焰锋面6沿火焰流向设置。

确定了自然张角12后，通过自然张角12，设计锥形过渡结构3，使锥形过渡结构3对应侧内壁的夹角8大于或等于自然张角12。主要方法是通过获取常规火焰筒4的火焰图像来设计锥形过渡结构3。对比常规突扩燃烧室的火焰筒4和带锥形过渡结构3的火焰筒4中的火焰11图像。例如，在常规突扩的火焰筒4中呈现自然张角12为56°，据此设计锥形过渡结构3对应侧内壁的夹角8为60°，此时未燃混合气7完全贴合了锥形过渡结构3的内壁，火焰锋面6与锥形过渡结构3的夹角8一致。

其中，锥形过渡结构3对应侧内壁的夹角8主要通过火焰11在火焰筒4的自然张角12来获取，锥形过渡结构3对应侧内壁的夹角8与火焰11在火焰筒4的自然张角接近，一般选取的锥形过渡结构3对应侧内壁的夹角8应大于或等于自然张角12。优选地，锥形过渡结构3对应侧内壁的夹角8为40～150°。

此外，还可通过自然张角12，在火焰筒4进气端的内壁上设置角涡区堵块10，以在火焰筒4内形成锥形过渡结构3，使锥形过渡结构3的内壁贴合火焰锋面6沿火焰11流向设置。其中，角涡区堵块10的内部设有锥形孔，锥形孔的大径端朝向火焰筒4，锥形孔的小径端朝向进气机匣2。

步骤s3：将锥形过渡结构3的大径端与火焰筒4的进气端连通，将锥形过渡结构3的小径端与进气机匣2的出气端连通；其中，火焰筒4的管径大于进气机匣2的管径。

确定了锥形过渡结构3的角度后，再将锥形过渡结构3的大径端与火焰筒4的进气端连通，将锥形过渡结构3的小径端与进气机匣2的出气端连通。

工作过程中，由于将锥形过渡结构3的内壁贴合火焰锋面6沿火焰11流向设置，进气机匣2进入空气5，基于康恩达效应，锥形过渡结构3构成过渡限制域，燃烧室头部2出口的空气和燃料的未燃混合气7会贴合锥形过渡结构3流动，从而火焰锋面6将会尽可能地贴近锥形过渡结构3的内壁流动，从而减小释热率脉动，使其与燃烧系统声学系统解耦，最终抑制燃烧振荡。如图5所示，在压力脉动的频率一致的情况下，常规的燃烧室中的火焰筒4中压力脉动幅值为279pa，而设置有锥形过渡结构3的火焰筒4的压力脉动幅值为20.2pa。可以看出，本实施例中设置了锥形过渡结构3的火焰筒4显著地抑制了燃烧振荡，同时，根据目前的实验，本发明设计的具有锥形过渡结构3的燃烧器适用于常见的工作范围，例如当量比0.50～0.70的范围内，均能显著地抑制燃烧振荡。

综上所诉，本发明实施例提供一种燃烧室燃烧振荡控制方法，通过设置锥形过渡结构3，将火焰筒4的进气端与锥形过渡结构3的大径端连通，将锥形过渡结构4的小径端与进气机匣2的出气端连通，并使锥形过渡结构3的内壁贴合火焰锋面6沿火焰11流向设置，根据火焰11在自然状态下的火焰11张角，改变火焰筒4限制域的形状，消除火焰筒4角涡区，从而减小了大尺度漩涡结构对火焰11的影响，并限制火焰11的运动，最终起到抑制燃烧振荡的作用，实践发现该装置对单旋流火焰，分层旋流火焰等均有显著的效果，具有较好的通用性。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。