CN108827638A - 航空发动机燃烧室部件吞水试验装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，包括纯净水生成装置、供调水装置以及喷水装置。纯净水生成装置能生成不含杂质的试验用水，可以满足航空发动机燃烧室部件吞水试验试验用水水质的要求，不会在燃烧室试验件上产生水痕，不会堵塞燃烧室试验件上的气膜孔。供调水装置可以根据燃烧室试验件对喷水量以及高压喷雾生成范围需求的变化调节供水量，确保能达到好的雾化效果。喷水装置的喷雾直径小、喷雾均匀性好，能确保液态水在较短的距离内能够完全蒸发，避免因喷水装置距离燃烧室试验件进口距离短导致无法真实模拟燃烧室部件吞水试验的问题。

Description

航空发动机燃烧室部件吞水试验装置及方法

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种航空发动机燃烧室部件吞水试验装置及方法。

背景技术

在雷雨天气飞机返场时，航空发动机吸入大气中液态水容易导致航空发动机熄火，从而引发机毁人亡的重大事故。航空发动机整机吞入大气中液态水试验是《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》(GJB 241A-2010)和《航空涡轮螺桨和涡轮轴发动机通用规范》(GJB242-1987)中规定的试验项目。航空发动机整机吞水试验通过在发动机进口管道处安装若干个喷水环，喷水环按照《航空涡轮螺桨和涡轮轴发动机通用规范》(GJB 242-1987)的要求喷出一定粒径的水滴和一定分布规律的水雾。喷水装置附带一套水量调节和供水装置。

燃烧室作为航空发动机的核心部件，其对吞入大气中液态水的耐受能力对航空发动机整机吞入液态水性能有着重要影响。由于压气机和涡轮等部件的限制，使得在整机吞入大气中液态水试验中难以对燃烧室部件的吞水极限耐受能力、性能和结构参数等进行详细监测，因此试验完毕后很难对燃烧室的优化设计工作提出有效建议。目前，国内尚未进行航空发动机燃烧室部件吞水试验的试验技术研究。

燃烧室部件吞水试验时的工作环境和喷水要求与整机吞水试验相差较大，因此不能在燃烧室部件吞水试验中直接应用整机吞水试验装置。燃烧室部件吞水试验装置相比于整机吞水试验装置的设计难度更大。主要体现在以下方面：

1)喷水装置最大流量与最小流量比(ψ)大，导致喷水装置设计难度增加。以某型回流燃烧室为例，在整机吞水试验中ψ约为7.1倍，而在燃烧室部件吞水试验中ψ达到了约39倍。

2)喷嘴雾化性能要求更高。整机吞水试验中要求喷出的水滴直径不大于2mm，且喷出的液态水滴经压气机后破碎与升温，液态水能够完全蒸发。而燃烧室部件吞水试验中喷水装置距离燃烧室进口距离短，为了保证液态水在较短的距离内能够完全蒸发，对喷嘴的喷雾直径及喷雾均匀性提出了更高的要求。

3)喷雾均匀性要求更高。燃烧室部件吞水试验装置距离燃烧室进口距离短，而且在某些试验方案中燃烧室进口处将会存在液态水，这要求喷水装置的喷雾均匀性较高，从而使得进入燃烧室的液态水的颗粒较小且分布均匀。

4)对喷水装置的堵塞比要求严格。由于喷水装置距离燃烧室进口距离较短，若喷水装置在管道中的堵塞比较大，会影响燃烧室进气流场的均匀性，同时也会增加管道的压力损失，进而影响燃烧室稳态性能参数的录取。

5)燃烧室部件吞水试验装置将处于高温高压(700K，2.0MPa)的高速气流之中，对部分部件(如喷嘴)的结构强度和可靠性有着较高的要求。

发明内容

本发明提供了一种航空发动机燃烧室部件吞水试验装置及方法，以解决航空发动机燃烧室部件吞水试验中喷水装置距离燃烧室试验件进口距离短导致不能直接应用现有的航空发动机整机吞水试验装置的问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明一方面提供了一种航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，包括用于确保吞水试验用水水质满足要求的纯净水生成装置、连通在纯净水生成装置的输出端用于试验供水和调节水量的供调水装置以及连通在供调水装置的输出端用于喷出的液态水短距离完全蒸发形成均匀喷雾并随进气气流进入燃烧室试验件内的喷水装置。

进一步地，喷水装置处于燃烧室试验件前端，喷水装置的轴向长度≤490mm，以避免对燃烧室试验件的性能试验产生不利影响。

进一步地，喷水装置包括沿燃烧室试验件轴向布设于燃烧室试验件前端的筒体、固装于筒体上用于将试验用水引入至筒体内并朝向燃烧室试验件内腔方向均匀喷射高压水雾的喷嘴组件以及布设于筒体外周用于向喷嘴组件提供试验用水的供水管。

进一步地，喷嘴组件沿筒体的径向装配于筒体上，喷嘴组件设置有多组，多组喷嘴组件沿筒体的轴向和周向均匀布设；筒体外同一圆周上的喷嘴组件连通至同一供水管上，构成筒体上的环形喷水组件，供水管连通至供调水装置的输出端。

进一步地，喷嘴组件包括处于筒体内腔并朝向燃烧室试验件内腔方向布设的压力雾化喷嘴、连接于压力雾化喷嘴输入端的进水管、用于将进水管固定在筒体壁体上的安装法兰以及用于将进水管连通至供水管的转接管，转接管的输入端通过喷嘴进水口转接连通至供水管上。

进一步地，多组喷嘴组件在筒体轴向上彼此错位布设，相应喷嘴组件的压力雾化喷嘴彼此错位分布于筒体内腔中。

进一步地，供水管呈环状，多个环状的供水管沿筒体的轴向间隔排布，每一个环状的供水管的进水端设有电动调节阀，供水管通过电动调节阀连通至供调水装置的输出端；或者供水管呈螺旋状，喷嘴组件均连通至螺旋状的供水管上，螺旋状的供水管的进水端设有电动调节阀，供水管通过电动调节阀连通至供调水装置的输出端。

进一步地，喷水装置和燃烧室试验件设于试验舱内，试验舱的前端设有用于为喷水装置提供由喷水装置向燃烧室试验件方向移动的高压高温气流的主管道，主管道的输入端接入高压来流，主管道上设有用于对高压来流进行迅速加热的电加温器；试验舱的后端设有用于处理燃烧室试验件后端排放尾气的尾气净化塔。

进一步地，纯净水生成装置包括纯净水机、处于纯净水机输入端的自来水管网以及处于纯净水机输出端的储水箱；供调水装置包括由储水箱连通至喷水装置的供水水路，供水水路的进水端设有用于为供水水路提供高压输送动力的高压水泵、用于调节高压水泵输出功率的变频电机、处于高压水泵输出端的蓄能器、用于高压水泵泵送过程中溢流控制的溢流支路、用于控制并检测供水水路输出流量的流量控制支路、用于供水水路输出的试验用水过滤的过滤器、用于供水水路朝向喷水装置单向输出的单向阀以及用于供水水路输出水流量控制的流量控制管路。

本发明另一方面提供了一种航空发动机燃烧室部件吞水试验方法，采用上述的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，包括以下步骤：a、燃烧室试验件校准试验：按照燃烧室试验件吞水量的性能录取试验要求进行稳态吞水量的性能数据录取，验证燃烧室试验件吞水量的性能是否符合型号规范要求；b、进行预定吞水量的性能录取试验，燃烧室试验件吞入大气中液态水试验至少在空慢最小状态和起飞工况最大状态两个端点状态点上喷水至少5分钟；c、选取至少六种不同的预定吞水量，重复步骤b；d、燃烧室试验件重新校准试验：完成吞入大气中液态水试验后，待航空发动机冷却到常温，按步骤a进行重新校准；e、燃烧室试验件分解试验：吞水试验结束后，将燃烧室试验件进行分解，以检查吞入大气中液态水试验对燃烧室试验件的损伤程度。

本发明具有以下有益效果：

本发明提供的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，包括纯净水生成装置、供调水装置以及喷水装置。纯净水生成装置能生成不含杂质的试验用水，可以满足航空发动机燃烧室部件吞水试验试验用水水质的要求，不会在燃烧室试验件上产生水痕，不会堵塞燃烧室试验件上的气膜孔。供调水装置可以根据燃烧室试验件对喷水量以及高压喷雾生成范围需求的变化调节供水量，确保能达到好的雾化效果。喷水装置的喷雾直径小、喷雾均匀性好，能确保液态水在较短的距离内能够完全蒸发，避免因喷水装置距离燃烧室试验件进口距离短导致无法真实模拟燃烧室部件吞水试验的问题。本发明提出的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置和试验方法填补了航空发动机燃烧室部件吞水试验研究的空白。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是本发明优选实施例的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置的原理图；

图2是本发明优选实施例的喷水装置的三维示意图；

图3是图2的轴向剖视图；

图4是本发明优选实施例的喷水装置的侧视图；

图5是本发明优选实施例的喷水装置的内部结构示意图；

图6是本发明优选实施例的筒体的三维示意图；

图7是图6的轴向剖视图；

图8是本发明优选实施例的喷嘴组件的结构示意图；

图9是本发明优选实施例的供水管的结构示意图；

图10是本发明优选实施例的喷嘴组件插入筒体距离为L1(未优化)时中心截面水分子质量分布图(空慢状态A流量)；

图11是本发明优选实施例的喷嘴组件插入筒体距离为L1(未优化)时喷水装置出口截面水分子质量分布图(空慢状态A流量)；

图12是本发明优选实施例的喷嘴组件插入筒体距离为L2(优化后)时中心截面水分子质量分布图(空慢状态A流量)；

图13是本发明优选实施例的喷嘴组件插入筒体距离为L2(优化后)时喷水装置出口截面水分子质量分布图(空慢状态A流量)。

附图标记说明：

1、纯净水生成装置；11、纯净水机；12、自来水管网；13、储水箱；2、供调水装置；21、高压水泵；22、变频电机；23、蓄能器；24、溢流支路；241、溢流阀；25、流量控制支路；251、第一手动阀；252、第二手动阀；253、第二流量计；254、第三手动阀；255、第三流量计；26、过滤器；27、单向阀；28、流量控制管路；281、电磁阀；282、第一流量计；29、回流支路；291、回流阀；3、燃烧室试验件；4、喷水装置；41、筒体；411、连接法兰；412、安装座；42、喷嘴组件；421、压力雾化喷嘴；422、进水管；423、安装法兰；424、转接管；425、喷嘴进水口；426、加强套管；427、连接口；428、连接螺母；429、h型铜油管；43、供水管；431、进水接头；432、出水接头；44、电动调节阀；45、密封垫；5、试验舱；6、主管道；7、高压来流；8、电加温器；9、尾气净化塔。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

图1是本发明优选实施例的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置的原理图；图2是本发明优选实施例的喷水装置的三维示意图；图3是图2的轴向剖视图；图4是本发明优选实施例的喷水装置的侧视图；图5是本发明优选实施例的喷水装置的内部结构示意图；图6是本发明优选实施例的筒体的三维示意图；图7是图6的轴向剖视图；图8是本发明优选实施例的喷嘴组件的结构示意图；图9是本发明优选实施例的供水管的结构示意图；图10是本发明优选实施例的喷嘴组件插入筒体距离为L1(未优化)时中心截面水分子质量分布图(空慢状态A流量)；图11是本发明优选实施例的喷嘴组件插入筒体距离为L1(未优化)时喷水装置出口截面水分子质量分布图(空慢状态A流量)；图12是本发明优选实施例的喷嘴组件插入筒体距离为L2(优化后)时中心截面水分子质量分布图(空慢状态A流量)；图13是本发明优选实施例的喷嘴组件插入筒体距离为L2(优化后)时喷水装置出口截面水分子质量分布图(空慢状态A流量)。

如图1所示，本实施例的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，包括用于确保吞水试验用水水质满足要求的纯净水生成装置1、连通在纯净水生成装置1的输出端用于试验供水和调节水量的供调水装置2以及连通在供调水装置2的输出端用于喷出的液态水短距离完全蒸发形成均匀喷雾并随进气气流进入燃烧室试验件3内的喷水装置4。本发明提供的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，包括纯净水生成装置1、供调水装置2以及喷水装置4。纯净水生成装置1能生成不含杂质的试验用水，可以满足航空发动机燃烧室部件吞水试验试验用水水质的要求，不会在燃烧室试验件3上产生水痕，不会堵塞燃烧室试验件3上的气膜孔。供调水装置2可以根据燃烧室试验件3对喷水量以及高压喷雾生成范围需求的变化调节供水量，确保能达到好的雾化效果。喷水装置4的喷雾直径小、喷雾均匀性好，能确保液态水在较短的距离内能够完全蒸发，避免因喷水装置4距离燃烧室试验件3进口距离短导致无法真实模拟燃烧室部件吞水试验的问题。本发明提出的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置和试验方法填补了航空发动机燃烧室部件吞水试验研究的空白。

如图1所示，本实施例中，喷水装置4处于燃烧室试验件3前端，喷水装置4的轴向长度≤490mm，以避免对燃烧室试验件3的性能试验产生不利影响。本发明对现有的燃烧室性能试验器改动较小，成本低，仅需在燃烧室试验件3前增加一段喷水装置4(轴向长度≤490mm)，而不会对常规的燃烧室性能试验产生不利影响。

如图1、图2、图3、图4、图5、图6和图7所示，本实施例中，喷水装置4包括沿燃烧室试验件3轴向布设于燃烧室试验件3前端的筒体41、固装于筒体41上用于将试验用水引入至筒体41内并朝向燃烧室试验件3内腔方向均匀喷射高压水雾的喷嘴组件42以及布设于筒体41外周用于向喷嘴组件42提供试验用水的供水管43。筒体41两端设有连接法兰411，可通过螺栓将筒体41与主管道6进行连接固定，确保喷水装置4运行的稳定性。供水管43接入供调水装置2输送的试验用水，并提供给喷嘴组件42以喷射高压水雾至燃烧室试验件3内腔。喷水装置4中的喷嘴组件42可以根据燃烧室试验件3对喷水量需求的变化而进行更换，可以适用于多种航空发动机燃烧室部件吞水试验对水量的雾化要求。

如图1、图2、图3、图4和图5所示，本实施例中，喷嘴组件42沿筒体41的径向装配于筒体41上，喷嘴组件42设置有多组，多组喷嘴组件42沿筒体41的轴向和周向均匀布设；筒体41外同一圆周上的喷嘴组件42连通至同一供水管43上，构成筒体41上的环形喷水组件，供水管43连通至供调水装置2的输出端。多组喷嘴组件42沿筒体41的轴向和周向均匀布设，使得喷水口在筒体41内均匀分布，喷雾的均匀性更好。

如图1、图2、图3、图4、图5、图6、图7和图8所示，本实施例中，喷嘴组件42包括处于筒体41内腔并朝向燃烧室试验件3内腔方向布设的压力雾化喷嘴421、连接于压力雾化喷嘴421输入端的进水管422、用于将进水管422固定在筒体41壁体上的安装法兰423以及用于将进水管422连通至供水管43的转接管424，转接管424的输入端通过喷嘴进水口425转接连通至供水管43上。采用压力雾化喷嘴421相比于喷水环(直射式喷嘴)，可以提供更加均匀和良好的雾化效果。喷水装置4是航空发动机燃烧室部件吞水试验的关键部件，其可以根据燃烧室试验件3的工况选用合适流量范围的压力雾化喷嘴421，在对燃烧室试验件3进口参数影响尽量小的前提下，能够提供足够均匀的喷雾场。安装法兰423将喷嘴组件42牢牢地固定在筒体41的安装座412上，避免在喷雾过程中喷嘴组件42产生晃动，影响喷雾的均匀性。供水管43提供的试验用水从喷嘴进水口425进入，并通过转接管424、进水管422输送至压力雾化喷嘴421产生均匀喷雾。可选地，安装法兰423通过加强套管426与进水管422连接，加强套管426可以减少进水管422受力损坏的风险，且通过选用合适的加强套管426可以方便地将不同尺寸大小的安装法兰423与进水管422连接起来。可选地，进水管422通过连接口427与转接管424连接，并通过连接螺母428进行固定。连接口427和连接螺母428构成可拆卸连接，便于组装和拆卸，部件损坏后可及时进行更换。可选地，安装法兰423上设有密封垫45，密封垫45有利于安装法兰423与安装座412的紧密连接，防止漏水。

如图2、图3、图4和图5所示，本实施例中，多组喷嘴组件42在筒体41轴向上彼此错位布设，相应喷嘴组件42的压力雾化喷嘴421彼此错位分布于筒体41内腔中。多组喷嘴组件42及相应的压力雾化喷嘴421彼此错位分布于筒体41的内腔中，使得喷水口在筒体41内均匀分布，喷雾的均匀性更好。

如图1、图2、图3、图4和图5所示，本实施例中，供水管43呈环状，多个环状的供水管43沿筒体41的轴向间隔排布，每一个环状的供水管43的进水端设有电动调节阀44，供水管43通过电动调节阀44连通至供调水装置2的输出端；或者供水管43呈螺旋状，喷嘴组件42均连通至螺旋状的供水管43上，螺旋状的供水管43的进水端设有电动调节阀44，供水管43通过电动调节阀44连通至供调水装置2的输出端。电动调节阀44能进一步调节供调水装置2输送给喷水装置4的供水量，保证雾化效果。多个环状的供水管43能确保给喷嘴组件42提供足够的试验用水，也能通过电动调节阀44调节单个喷嘴组件42的供水量。喷嘴组件42均连通至螺旋状的供水管43上，采用螺旋输送方式，形成水流的螺旋推进加速效果，使得每个喷嘴组件42的供水量相同，能产生更均匀的喷雾。

如图1所示，本实施例中，喷水装置4和燃烧室试验件3设于试验舱5内，试验舱5的前端设有用于为喷水装置4提供由喷水装置4向燃烧室试验件3方向移动的高压高温气流的主管道6。主管道6的输入端接入高压来流7。主管道6上设有用于对高压来流7进行迅速加热的电加温器8。试验舱5的后端设有用于处理燃烧室试验件3后端排放尾气的尾气净化塔9。试验舱5能为喷水装置4和燃烧室试验件3提供良好且稳定的试验环境。高压来流7通过电加温器8的迅速加热形成高压高温气流并沿着主管道6进入喷水装置4，高压高温气流带着喷水装置4产生的均匀喷雾进入燃烧室试验件3进行吞水试验，排放的尾气由尾气净化塔9进行处理，避免试验产生的废气污染到环境。

如图1所示，本实施例中，纯净水生成装置1包括纯净水机11、处于纯净水机11输入端的自来水管网12以及处于纯净水机11输出端的储水箱13；供调水装置2包括由储水箱13连通至喷水装置4的供水水路，供水水路的进水端设有用于为供水水路提供高压输送动力的高压水泵21、用于调节高压水泵21输出功率的变频电机22、处于高压水泵21输出端的蓄能器23、用于高压水泵21泵送过程中溢流控制的溢流支路24、用于控制并检测供水水路输出流量的流量控制支路25、用于供水水路输出的试验用水过滤的过滤器26、用于供水水路朝向喷水装置4单向输出的单向阀27以及用于供水水路输出水流量控制的流量控制管路28。从自来水管网12进入的自来水经纯净水机11处理得到不含杂质的试验用水，试验用水随后进入储水箱13储存，过滤后试验用水由高压水泵21提供高压输送动力并由蓄能器23储能后输送给流量控制支路25。与高压水泵21连接的变频电机22可以根据水量的大小调节高压水泵21的输出功率，以获得合适的输送动力。蓄能器23将水能储存，并在需要的时候释放出来，多余的水量由溢流支路24进行控制，保证供水水路的平稳运行。流量控制支路25由多个水流支路并联，设置有大小头、手动阀以及流量计，通过观察流量计的读数得知水流量的大小，并根据情况通过手动阀进行调节。从流量控制支路25输出的试验用水经过滤器26过滤、单向阀27控制流向后进入流量控制管路28，流量控制管路28包括第一流量计282和电磁阀281，通过第一流量计282读数和电磁阀281精确控制，调节输出到喷水装置4的水量。可选地，供水水路还包括回流支路29，回流支路29能将供水水路中的试验用水回流至储水箱13进行储存。

本实施例的航空发动机燃烧室部件吞水试验方法，采用上述的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，包括以下步骤：a、燃烧室试验件3校准试验：按照燃烧室试验件3吞水量的性能录取试验要求进行稳态吞水量的性能数据录取，验证燃烧室试验件3吞水量的性能是否符合型号规范要求；b、进行预定吞水量的性能录取试验，燃烧室试验件3吞入大气中液态水试验至少在空慢最小状态和起飞工况最大状态两个端点状态点上喷水至少5分钟；c、选取至少六种不同的预定吞水量，重复步骤b；d、燃烧室试验件3重新校准试验：完成吞入大气中液态水试验后，待航空发动机冷却到常温，按步骤a进行重新校准；e、燃烧室试验件3分解试验：吞水试验结束后，将燃烧室试验件3进行分解，以检查吞入大气中液态水试验对燃烧室试验件3的损伤程度。

本实施例中，首先进行燃烧室试验件3校准试验确保进行吞水试验的燃烧室试验件3的性能符合要求。当航空发动机在空慢状态下工作时空气流量较小，液态水占空气流量的百分比较大，容易引起航空发动机熄火；如果机场积有雨水，当飞机在地面起飞滑行时航空发动机离地面较近，地面积水有可能被吸入航空发动机，且飞机起飞时航空发动机高速运转，易发生故障。航空发动机吞入大量液态水可能会使航空发动机性能恶化甚至损坏，为了消除这些隐患，必须至少在空慢最小状态和起飞工况最大状态两个端点状态点进行模拟吞水试验。选取多种不同的预定吞水量重复进行吞水试验确保航空发动机吞入不同量的液态水也不会损坏。然后再次进行燃烧室试验件3校准试验，确保燃烧室试验件3的性能仍能符合要求。最后进行燃烧室试验件3分解试验，确认燃烧室试验件3内部是否有损伤。

本实施例中，步骤c中的至少六种不同的预定吞水量为0.5倍燃油量、1倍燃油量、2倍燃油量、3倍燃油量、4倍燃油量和5倍燃油量，分别在空慢最小状态和起飞工况最大状态喷水至少5分钟，即航空发动机燃烧室部件吞水试验装置应能满足不少于60分钟的持续吞水试验所需用水量。

具体实施时，提供一种航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，原理如图1所示，吞水试验装置主要包括四个部分：纯净水生成装置1、储水装置、供调水装置2以及喷水装置4。

纯净水生成装置1主要由一套纯净水机11组成，它将自来水去离子化后达到纯净水的水质标准以满足航空发动机燃烧室部件吞水试验对水质的要求。航空发动机燃烧室部件吞水试验用水水质要求可参照《航空涡轮发动机吞水试验要求》(GJB 4877-2003)中对整机吞入大气中液态水试验的水质标准。

储水装置主要由一个不锈钢水箱组成，功能是储存纯净水，提供稳定的水源。由于航空发动机燃烧室部件吞水试验中喷水流量的变化范围较大，小工况时可能喷水量仅二十克每秒，大工况时喷水量可达上千克每秒。而纯净水生成装置1的产水量较小，难以满足大工况时的喷水流量要求。因此，在吞水试验前利用储水装置储存一定量的水以保证试验过程中水源供给的稳定。

供调水装置2主要由高压水泵21、手动阀、流量计、单向阀27、溢流阀241、过滤器26等组成，功能是给喷嘴组件42提供足够压力和流量的水量。可通过调节高压水泵21频率、调节阀开度等调节喷嘴组件42前水的压力，从而起到控制航空发动机燃烧室部件吞水试验喷水量的作用。

喷水装置4的高压来流7的参数为：空气压力：0.2MPa～3MPa；空气温度：100℃～550℃；空气流量：0.5kg/s～15kg/s。喷水装置4处于高温高压高速流体之中，对喷水装置4的结构强度、使用寿命、工作可靠性等提出了较高的要求。由于试验舱5尺寸的限制，使得喷水装置4的尺寸应该尽量小，而且喷水装置4的堵塞比应尽量小以减少喷水装置4后流场的扰动，以减小喷水装置4的存在对燃烧室部件稳态性能录取的影响。航空发动机燃烧室部件吞水试验中水的雾化和破碎将完全依靠高压来流7进行，不使用额外的加热装置对试验用水进行加热或者使用额外的气流对试验用水进行气动雾化，因为这些额外的加热装置或者气流使得试验的热能不再守恒并导致燃烧室试验件3的进口空气流量偏离燃烧室试验件3要求的设计流量，从而破坏了航空发动机燃烧室部件吞水试验的试验工况并影响试验结果。以上限制条件使得航空发动机燃烧室部件吞水试验的喷水装置4设计难度大大提高。对喷水装置4的结构和性能提出了以下要求：轴向长度：≤600mm；堵塞比：≤5％；喷雾均匀性：较好(喷水装置4出口处)；结构强度和工作可靠性：较高；喷水装置4流量：20g/s～1500g/s(或者根据燃烧室试验件3选择一段流量范围)。

喷水装置4是航空发动机燃烧室部件吞水试验装置的关键部件，喷水装置4的结构和性能直接决定了航空发动机燃烧室部件吞水试验装置的工作范围和试验效果。本发明设计了一种喷嘴组件42可更换的带多路独立喷嘴系统的喷水装置4。该喷水装置4可根据燃烧室试验件3对喷水装置4的喷水范围的要求变化而更换不同参数的喷嘴组件42从而满足多种燃烧室试验件3的吞水需要。数值模拟结果表明在喷水装置4出口处的液雾粒径在40微米左右，可以满足航空发动机燃烧室部件吞水试验的要求。

喷水装置4的直径和主管道6的直径一致，喷水装置4的长度控制在600mm之内以适应现有的试验舱5。喷水装置4采用多路供水的方式以满足航空发动机燃烧室部件吞水试验中喷水流量变化大的要求。喷水装置4的主体材料采用0Cr18Ni9钢，局部采用高温合金以满足高温高压的使用环境对设备材料结构和强度的要求。喷水装置4采用多路(2路～5路)喷嘴系统进行供水，如图1中采用了3路。每路喷嘴系统采用一个或多个喷嘴组件42对纯净水进行雾化。

喷水装置4由密封垫45、供水管43、筒体41、喷嘴系统A、喷嘴系统B和喷嘴系统C组成。喷嘴系统A、喷嘴系统B和喷嘴系统C通过电动调节阀44独立控制。每路喷嘴系统由四个喷嘴组件42组成，四个喷嘴组件42间隔90度分布，喷嘴组件42的喷孔中心位于一个圆心在筒体41轴线上直径为D的圆上。每路喷嘴系统在筒体41的轴向上间隔一定距离分布，每路喷嘴系统相互间隔一个α的角度(见图4)。

筒体41的结构见图6和图7。为方便喷嘴组件42的拆装，在筒体41上不同轴向和径向位置处开有12个长方形孔。为减小喷水装置4的轴向长度，长方形孔的长边与轴向垂直。通过安装座412与喷嘴组件42连接。

喷嘴组件42的结构见图8。喷嘴组件42通过安装法兰423与安装座412连接并固定在筒体41上。h型铜油管429可以缓解喷嘴组件42的热应力，在安装和拆卸过程中提供一定的变形余量从而降低喷嘴组件42与供水管43的安装难度。进入喷嘴组件42的水将通过压力雾化喷嘴421喷出并雾化。

喷嘴系统A、喷嘴系统B和喷嘴系统C的不同之处在于每个喷嘴组件42上的压力雾化喷嘴421的结构和参数不同，其余零件一致。

供水管43的结构见图9，供水管43设有一个进水接头431和四个出水接头432。供水管43与供调水装置2连接，供调水装置2的水通过进水接头431进入供水管43。出水接头432与喷嘴组件42的喷嘴进水口425相连，将供水管43中的水送入喷嘴组件42中。

喷水装置4的安装顺序：

a)先将喷嘴组件42与筒体41连接；

b)再将喷嘴组件42与供水管43连接；

c)将喷水装置4安装在试验舱5中；

d)将进水接头431与供调水装置2连接。

喷水装置4的拆卸顺序与上述的安装顺序相反。

当更换不同的燃烧室试验件3进行航空发动机燃烧室部件吞水试验时，可根据需要将喷嘴系统中的喷嘴组件42更换，以满足更换后的燃烧室试验件3对喷水量的要求。

供调水装置2调节水量的过程如下：

a)根据航空发动机燃烧室部件吞水试验技术要求选择合适流量的压力雾化喷嘴421；

b)根据流量范围，选择合适的第一流量计282、第二流量计253、第三流量计255来测量水量(水量测量精度优于0.5％)；

c)根据试验技术要求，调节压力雾化喷嘴421的喷水量。

d)对管道进口和燃烧室试验件3进口空气的湿度进行监测，对其它温度、压力参数进行监测。当试验状态稳定后采集试验数据。

供调水装置2调节水量的具体方法如下：

航空发动机燃烧室部件吞水试验中，最大喷水量和最小喷水量之比可以达到近40倍，而一个高压水泵21的水量调节很难达到这么宽广的范围，这给供调水装置2的设计带来了较大的困难。本方案采用高压水泵21调节和手动阀调节相结合的方式进行水量的控制。第一流量计282的量程范围是800g/s～2700g/s，第二流量计253的量程范围是130g/s～1120g/s，第三流量计255的量程范围是15g/s～140g/s。

当流量范围处于高压水泵21的调节范围时，其流量调节方法如下：

a)高压水泵21将储水装置中的水加压后，打开电磁阀281使得水流往第一流量计282处流动；

b)关闭回流阀291；

c)当水流量较小时，仅开通第三手动阀254，使用第三流量计255测量水量。当水流量较大时，仅开通第二手动阀252，利用第二流量计253测量水流量。当流量很大时，仅开通第一手动阀251，使用第一流量计282测量水流量(也可以三个手动阀都打开)。

当喷水量很小时，此时流量范围超过高压水泵21调节范围的下限时，其流量调节方法如下：

a)接通电磁阀281，并打开回流阀291(通过回流阀291辅助调节)；

b)当喷水流量很小时，仅开通第三手动阀254，使用第三流量计255测量水量。若第三流量计255的示数大于设计喷水流量时，增加回流阀291的开度；若第三流量计255的示数较小，则减小回流阀291的开度。

提供一种航空发动机燃烧室部件吞水试验方法，包括以下步骤：

a)燃烧室部件校准试验：按性能录取试验要求进行稳态性能数据录取，验证其性能是否满足型号规范要求。

b)0.5倍燃油量吞水试验：在空慢(空中慢车，参考点)状态和最大状态下(起飞工况，极限状态)进行5分钟吞水试验。

c)1倍燃油量吞水试验：在空慢(空中慢车，参考点)状态和最大状态(起飞工况，极限状态)下进行5分钟吞水试验。

d)2倍燃油量吞水试验：在空慢(空中慢车，参考点)状态和最大状态(起飞工况，极限状态)下进行5分钟吞水试验。

e)3倍燃油量吞水试验：在空慢(空中慢车，参考点)状态和最大状态(起飞工况，极限状态)下进行5分钟吞水试验。

f)4倍燃油量吞水试验：在空慢(空中慢车，参考点)状态和最大状态(起飞工况，极限状态)下进行5分钟吞水试验。

g)5倍燃油量吞水试验：在空慢(空中慢车，参考点)状态和最大状态(起飞工况，极限状态)下进行5分钟吞水试验。

h)燃烧室部件重新校准试验：完成吞入大气中液态水试验后，待发动机冷却到常温后，按规定要求进行重新校准。

i)燃烧室分解试验：试验结束后，将燃烧室进行分解，以检查吞入大气中液态水试验对燃烧室损伤程度。

一次完整的燃烧室吞水试验将会在至少两个状态点(空慢状态、最大状态)上进行不少于6种吞水量的性能录取试验，每次试验需至少喷水5分钟，即燃烧室吞水试验装置应能满足不少于60分钟的持续吞水试验所需用水量。

对于小型航空发动机燃烧室部件吞水试验装置的储水装置参数设计，可以选择1立方米到2立方米的不锈钢水箱。

喷水装置4的数值模拟和优化：

如图10所示，空慢状态下，高压来流7的流量较小，喷水装置4进口空气流速小；A流量(喷水装置喷出的液态水流量)较小。因此，在空慢状态A流量下，喷嘴组件42插入筒体41的距离为L1时，喷水装置4喷出的液态水容易喷到喷水装置4的壁面，从而造成壁面局部地方(即液态水喷射到的地方)温度较低，使得喷水装置4的壁面处存在较大温度梯度，进而减少喷水装置4的使用寿命。从图11可以看到，喷出的水在出口截面分布并不均匀，且集中在靠近壁面的区域。

在不改变喷嘴组件42的条件下，将喷嘴组件42插入筒体41的距离增加到L2，数值模拟结果如图12所示。此时喷水装置4喷出的液雾不会喷到壁面。从图13可知，喷水装置4出口处的水分子主要分布在管道中心区域，相比于图11的分布更加均匀。

综上所述，优化后的喷水装置4喷雾均匀性较好，能够满足航空发动机燃烧室部件吞水试验的要求。优化后的喷水装置4的结构和性能参数如下：轴向长度：≤490mm；独立喷嘴系统：3路；喷嘴系统中的喷嘴组件42数量：4个(均布)；喷嘴系统相互间隔角度α：30度；喷水装置4总喷嘴数量：12个；喷嘴喷口所处分度圆直径D：Φ100mm；堵塞比：≤3.1％；结构强度和工作可靠性：较高；喷水装置4流量：15g/s～1800g/s(可根据燃烧室试验件3的需求更换不同类型的喷嘴组件42从而满足流量要求)。

本发明通过航空发动机燃烧室部件设计人员和试验人员对喷水装置4的喷雾性能进行原理分析、工程计算和数值模拟，并根据数值模拟结果进行相应的方案优化，证明该航空发动机燃烧室部件吞水试验装置和试验方法可以满足中小型航空发动机燃烧室部件的吞水试验要求。目前，航空发动机燃烧室部件吞水试验装置已完成工程设计，正进入安装调试阶段。

本航空发动机燃烧室部件吞水试验装置及试验方法的优点如下：

a)提出了一种可行的燃烧室部件吞水试验方法，可以满足燃烧室部件吞水试验的设计技术要求。

b)设计了一套燃烧室吞水试验装置，该装置可以满足燃烧室吞水试验在试验用水水质、供水和水量调节、喷水量精确测量和水的雾化质量等方面的要求。

c)喷水装置4中的喷嘴组件42可以根据燃烧室试验件3对喷水量的需求的变化而进行更换，可以适用多种燃烧室吞水试验对水量的雾化要求。

d)采用的压力雾化喷嘴421相比于喷水环(直射式喷嘴)，可以提供更加均匀和良好的雾化效果。

e)本发明对现有燃烧室性能试验器改动较小，仅需在燃烧室试验件3前增加一段喷水装置4(轴向长度≤490mm)，而不会对常规的燃烧室性能试验产生不利影响。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，其特征在于，

包括用于确保吞水试验用水水质满足要求的纯净水生成装置(1)、连通在所述纯净水生成装置(1)的输出端用于试验供水和调节水量的供调水装置(2)以及连通在所述供调水装置(2)的输出端用于喷出的液态水短距离完全蒸发形成均匀喷雾并随进气气流进入燃烧室试验件(3)内的喷水装置(4)。

2.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，其特征在于，

所述喷水装置(4)处于所述燃烧室试验件(3)前端，所述喷水装置(4)的轴向长度≤490mm，以避免对所述燃烧室试验件(3)的性能试验产生不利影响。

3.根据权利要求2所述的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，其特征在于，

所述喷水装置(4)包括沿所述燃烧室试验件(3)轴向布设于所述燃烧室试验件(3)前端的筒体(41)、固装于所述筒体(41)上用于将试验用水引入至所述筒体(41)内并朝向所述燃烧室试验件(3)内腔方向均匀喷射高压水雾的喷嘴组件(42)以及布设于所述筒体(41)外周用于向所述喷嘴组件(42)提供试验用水的供水管(43)。

4.根据权利要求3所述的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，其特征在于，

所述喷嘴组件(42)沿所述筒体(41)的径向装配于所述筒体(41)上，所述喷嘴组件(42)设置有多组，多组所述喷嘴组件(42)沿所述筒体(41)的轴向和周向均匀布设；

所述筒体(41)外同一圆周上的所述喷嘴组件(42)连通至同一所述供水管(43)上，构成所述筒体(41)上的环形喷水组件，所述供水管(43)连通至所述供调水装置(2)的输出端。

5.根据权利要求4所述的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，其特征在于，

所述喷嘴组件(42)包括处于所述筒体(41)内腔并朝向所述燃烧室试验件(3)内腔方向布设的压力雾化喷嘴(421)、连接于所述压力雾化喷嘴(421)输入端的进水管(422)、用于将所述进水管(422)固定在所述筒体(41)壁体上的安装法兰(423)以及用于将所述进水管(422)连通至所述供水管(43)的转接管(424)，所述转接管(424)的输入端通过喷嘴进水口(425)转接连通至所述供水管(43)上。

6.根据权利要求5所述的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，其特征在于，

多组所述喷嘴组件(42)在所述筒体(41)轴向上彼此错位布设，相应所述喷嘴组件(42)的压力雾化喷嘴(421)彼此错位分布于所述筒体(41)内腔中。

7.根据权利要求3所述的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，其特征在于，

所述供水管(43)呈环状，多个环状的所述供水管(43)沿所述筒体(41)的轴向间隔排布，每一个环状的所述供水管(43)的进水端设有电动调节阀(44)，所述供水管(43)通过所述电动调节阀(44)连通至所述供调水装置(2)的输出端；或者

所述供水管(43)呈螺旋状，所述喷嘴组件(42)均连通至螺旋状的所述供水管(43)上，螺旋状的所述供水管(43)的进水端设有电动调节阀(44)，所述供水管(43)通过所述电动调节阀(44)连通至所述供调水装置(2)的输出端。

8.根据权利要求1～7任一项所述的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，其特征在于，

所述喷水装置(4)和所述燃烧室试验件(3)设于试验舱(5)内，所述试验舱(5)的前端设有用于为所述喷水装置(4)提供由所述喷水装置(4)向所述燃烧室试验件(3)方向移动的高压高温气流的主管道(6)，所述主管道(6)的输入端接入高压来流(7)，所述主管道(6)上设有用于对所述高压来流(7)进行迅速加热的电加温器(8)；

所述试验舱(5)的后端设有用于处理所述燃烧室试验件(3)后端排放尾气的尾气净化塔(9)。

9.根据权利要求1～7任一项所述的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，其特征在于，

所述纯净水生成装置(1)包括纯净水机(11)、处于所述纯净水机(11)输入端的自来水管网(12)以及处于所述纯净水机(11)输出端的储水箱(13)；

所述供调水装置(2)包括由所述储水箱(13)连通至所述喷水装置(4)的供水水路，所述供水水路的进水端设有用于为供水水路提供高压输送动力的高压水泵(21)、用于调节所述高压水泵(21)输出功率的变频电机(22)、处于所述高压水泵(21)输出端的蓄能器(23)、用于所述高压水泵(21)泵送过程中溢流控制的溢流支路(24)、用于控制并检测供水水路输出流量的流量控制支路(25)、用于供水水路输出的试验用水过滤的过滤器(26)、用于供水水路朝向所述喷水装置(4)单向输出的单向阀(27)以及用于供水水路输出水流量控制的流量控制管路(28)。

10.一种航空发动机燃烧室部件吞水试验方法，采用权利要求1～9任一项所述的航空发动机燃烧室部件吞水试验装置，其特征在于，包括以下步骤：

a、燃烧室试验件校准试验：按照燃烧室试验件吞水量的性能录取试验要求进行稳态吞水量的性能数据录取，验证燃烧室试验件吞水量的性能是否符合型号规范要求；

b、进行预定吞水量的性能录取试验，燃烧室试验件吞入大气中液态水试验至少在空慢最小状态和起飞工况最大状态两个端点状态点上喷水至少5分钟；

c、选取至少六种不同的预定吞水量，重复步骤b；

d、燃烧室试验件重新校准试验：完成吞入大气中液态水试验后，待航空发动机冷却到常温，按步骤a进行重新校准；

e、燃烧室试验件分解试验：吞水试验结束后，将燃烧室试验件进行分解，以检查吞入大气中液态水试验对燃烧室试验件的损伤程度。