探析航空燃烧加温器高空性能范文

燃烧加温器利用飞机燃油在燃烧室内燃烧，通过热交换方式将燃烧产生的热能传递给流经燃烧室外壁的空气，实现加温。燃烧加温器主要应用于搭载活塞发动机的轻型通用飞机，如BeechcraftBaronG58、PiperSeminole、Bell206LT等飞机。不同于国外燃烧加温器在汽车和航空领域的成熟应用，国内燃烧加温器仅在汽车行业进行了小范围应用，在航空领域的应用尚数空白。随着近年来国内通用航空的蓬勃发展，轻型通用飞机的市场保有量逐年增加，其中活塞类飞机占比过半，航空燃烧加温器的应用情景良好。本文以某轻型通用飞机为应用平台，该飞机升限为3000m，加温功率需求为5kW，试制了一台航空燃烧加温器试验样机，并开展了地面和高空加温性能试验研究。

试验样机

试验样机包括航空燃烧加温器本体和独立控制器，没有配置助燃风扇和通风风扇，其基本结构见图1所示，燃油喷嘴为雾化喷嘴，点火装置为火花塞。试验装置为了满足高空试验要求，试验台搭建于直径3m、长6m的高空模拟舱中。本试验台由助燃供气装置、通风供气装置、供油装置、数据采集系统组成，助燃空气由可调节压力、温度的气源系统提供，通风空气由高空模拟舱内的变频高压风机提供，供油装置通过燃油泵向高空模拟舱内的加温器供油，供油流量和点火时间由控制器单独控制，数据采集系统对试验数据进行采集和处理。试验原理见图2。由于试验选用的燃油流量计精度问题，对小流量的变化无法测量，故本试验中的燃油流量值是采用量杯读取燃油消耗量及对应的工作时间计算出来的。由于量杯的读数误差和计时误差，对燃油流量的计算存在一定影响。

试验内容及分析

高度对性能的影响某轻型通用飞机的使用升限为3000m，故本试验项目中高空模拟舱的高度调节范围为0～3000m。助燃空气的供气压力和供气温度按对应高度进行调节，供气流量和燃油流量保持不变。不同高度下的热功率和热效率测试结果分别见图3。从上述试验结果可知，随着高度的增加，燃烧加温器的热功率和热效率分别下降了18%和25%，导致性能下降的因素包括：随着高度增加，空气中氧气质量浓度降低，燃烧效率及产生的热能降低；为了提高燃烧室内氧气浓度，需增加助燃空气体积流量，导致燃烧排气量增加，增加了排气热损失。

过量空气系数对性能的影响

该试验项目分别在地面和3000m高度进行，燃油流量均维持在1.1L/min左右，通风空气流量维持在200kg/h，通过调节助燃空气流量改变过量空气系数，地面和3000m的助燃空气温度分别控制在28℃和－20℃左右。不同的过量空气系数对热功率和热效率的影响测试结果见图4。从上述试验结果和相关试验现象可知：不论是在地面或3000m高度下，热功率和热效率随过量空气系数的变化规律是一致的。当过量空气系数较小时，燃烧室内处于富油燃烧状态，燃油没有完全燃烧，排气存在较大浓烟，热功率和热效率较低。随着过量空气系数的提高，燃烧室内油气混合充分，燃烧状态充分稳定，排气无烟雾，热功率和热效率达到最佳。当过量空气系数继续增加时，燃烧室内处于贫油燃烧状态，混合气在燃烧室内停留的时间变短，排气温度明显升高，热功率和热效率明显降低。在各相同的过量空气系数下，3000m高度的热功率和热效率比地面状态下降较多，与4.1节的试验结果一致。对地面试验状态，使热功率和热效率最高的过量空气系数约在1.3左右，热功率约7kW。3000m试验状态，使热功率和热效率最高的过量空气系数约在1.7左右，热功率约5.5kW。

燃油流量对性能的影响

该试验项目分别在地面和3000m高度进行，通风空气流量维持在200kg/h，通过控制器和油泵调节供油流量，并通过气源系统匹配对应的助燃空气流量，使过量空气系数维持在1.5左右，地面和3000m的助燃空气温度分别控制在28℃和－20℃左右。供油流量对性能的影响测试结果见图5。从试验结果可知：不论是在地面或3000m高度，热功率和热效率随燃油流量变化的趋势完全一样，只是3000m高度存在一定程度的热功率和热效率衰减，与前文试验结果一致。对于该试验样机而言，存在一个最佳地燃油流量值，使热功率和热效率达到最佳。试验初始阶段，热功率和热效率随着燃油流量的增加而增加，当燃油流量达到1.05L/min时，热功率和热效率均达到最大值，继续增加燃油流量后，热功率基本保持不变，热效率则开始下降。导致该现象的原因可能是一方面受限于燃烧室的结构型式和尺寸，燃烧效率下降；另一方面受限于热交换器的翅片型式和面积，换热效率无法进一步提升。

结语

本文对航空燃烧加温器的试验样机进行了地面和高空状态下的性能摸底试验，初步研究了工作高度、燃油流量、过量空气系数等参数对加温性能的影响，标定出了适用于地面和3000m高度的最佳过量空气系数和燃油流量，且对应的热功率均能满足该轻型通用飞机5kW的加温需求。根据试验样机的试验结论，后续计划对试验样机匹配合适的助燃风扇和通风风扇，完善两个风扇的控制程序后，进一步开展附件匹配和性能试验。

作者：刘登程 林剑 王川 单位：珠海通用航空研发制造基地