CN109374308B - 一种具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台 - Google Patents
一种具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台 Download PDFInfo
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Abstract
一种具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台。其包括箱体、燃烧室模拟装置、测试装置、供气系统、通风系统、冷却系统和控制系统；通风系统包括安装在下部箱体内部的吸气式排风罩和安装在箱体顶部的墙壁式工业换气扇；供气系统、冷却系统安装在下部箱体内部；控制系统包括安装在下部箱体内部的控制器和安装在箱体外侧面上的人机交互装置，控制器分别与墙壁式工业换气扇、人机交互装置、燃烧室模拟装置、测试装置、供气系统和冷却系统相连接。本发明提供的航空发动机燃烧室试验台可用于模拟航空发动机燃烧室的实际工况，在地面台架试车考核前，对热障涂层材料使役性能进行初步的研究。具有成本低、周期短、风险小等优点。
Description
技术领域
本发明属于热障涂层性能测试装置技术领域，具体涉及一种具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台。
背景技术
随着航空发动机推重比的不断提高，涡轮前端温度不断攀升，涡轮、燃烧室等的温度超过了绝大多数单晶高温合金叶片的可靠服役温度。目前，主要通过高效气膜冷却技术、热障涂层等措施来解决该问题。
随着高推重比航空发动机研制的快速推进，对具有耐高温、隔热和抗热冲击等优异性能的热障涂层的需求越来越多。研制的热障涂层能否满足实际的工作需求，需要通过反复的地面台架试车考核来验证。然而，研制的热障涂层直接进行台架试车考核，具有成本高、周期长、风险大等缺点。因此，在试车前需要模拟航空发动机燃烧室的工况，对热障涂层材料进行使役性能的初步性能研究。但目前尚缺少相应的试验设备。
发明内容
为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台。该试验台可用于模拟航空发动机燃烧室的实际工况，进行热障涂层的相关考核。
为了达到上述目的，本发明提供的具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台包括：箱体、燃烧室模拟装置、测试装置、供气系统、通风系统、冷却系统和控制系统；其中，箱体的中部设有隔板，由此将其内部空间分成上部箱体和下部箱体，隔板上带有通气孔，上部箱体的前端和一侧面呈开口状，并且开口处设有舱门；燃烧室模拟装置和测试装置安装在隔板的表面；通风系统包括安装在下部箱体内部的吸气式排风罩和安装在箱体顶部的墙壁式工业换气扇；供气系统、冷却系统安装在下部箱体内部；控制系统包括安装在下部箱体内部的控制器和安装在箱体外侧面上的人机交互装置，并且控制器分别与墙壁式工业换气扇、人机交互装置、燃烧室模拟装置、测试装置、供气系统和冷却系统相连接。
所述的燃烧室模拟装置包括第一电机、前部安装支架、第一联轴器、锥齿轮、挡焰板、轴承座、轴承、左夹持卡盘、燃烧室上腔体、燃烧室下腔体、燃烧室腔体安装法兰、右夹持卡盘、环形火焰喷枪、气冷冷却管、调节螺母、安装板、气冷管管接头、中部安装支架、左侧安装支架、右侧安装支架和底座；其中，底座水平设置，底面安装在箱体的隔板表面；左侧安装支架、中部安装支架和右侧安装支架间隔距离排成一行，下端安装在底座的表面；挡焰板和安装板均垂直设置，分别安装在左侧安装支架和右侧安装支架的内侧面上部；两个轴承座和两个轴承分别对称安装在挡焰板以及安装板中部形成的孔中；左夹持卡盘和右夹持卡盘均水平设置，中部分别固定在挡焰板和安装板上的轴承中心孔内，其中左夹持卡盘的外端贯穿左侧安装支架后插入固定在一个锥齿轮的中心孔中；右夹持卡盘的外端贯穿右侧安装支架，并且右夹持卡盘的中部形成有一个轴向通孔，左夹持卡盘和右夹持卡盘的内端用于固定圆管状试件的两端；第一电机安装在左侧安装支架的外侧面下部，输出轴位于上端且与第一联轴器相连；第一联轴器的输出端上安装另一个锥齿轮，并且上述两个锥齿轮相啮合；气冷冷却管的中部安装在右夹持卡盘的轴向通孔中，外端安装有气冷管管接头；调节螺母套在右侧安装支架的轴承座外部且与右夹持卡盘中部相连接，用于调节右夹持卡盘相对左夹持卡盘的距离；燃烧室上腔体、燃烧室下腔体均为半圆台形状的壳体，扣合在圆管状试件的外部且利用燃烧室腔体安装法兰和螺栓连接成一个圆台状的环形燃烧室腔体，并且燃烧室下腔体通过底部的安装孔与中部安装支架的顶部相连接；前部安装支架的下端固定在位于中部安装支架和右侧安装支架之间的底座前部；环形火焰喷枪的中部安装在前部安装支架的上端，内端固定在燃烧室腔体的一端且设有电子打火器，外端设有乙炔、氧气两个进气管接头以及一进一出两个水冷管接头；第一电机与控制器电连接。
所述的挡焰板为中空结构，其侧面设有两个用于与水冷管相连的水冷管接头，其中一个水冷管接头为进水端，另一个水冷管接头为出水端。
所述的燃烧室上腔体、下腔体的外侧壁面上形成有多排直径大小不同形状各异的斜孔，斜孔的大小与真实发动机燃烧室火焰筒上的空气孔大小一致。
所述的燃烧室腔体上面向测试装置的部位形成有一个方形通孔，方形通孔处安装有耐高温透明玻璃。
所述的测试装置包括丝杠传动组件、测温仪、测温仪安装支架、CCD摄像头、摄像头安装支架；其中，丝杠传动组件包括第二电机、第二联轴器、丝杠、光轴、滑台和丝杠组件安装座；所述的丝杠组件安装座为方框状结构；丝杠的两端以可转动的方式安装在丝杠组件安装座的两端面中部，并且一端贯穿丝杠组件安装座的端面后通过第二联轴器与第二电机的输出轴相连接；两根光轴以与丝杠平行的方式设置在丝杠的两侧，并且两端以可转动的方式安装在丝杠组件安装座的两端面外侧部位；滑台的底部同时连接在丝杠和两根光轴上，因此能够沿丝杠和光轴进行直线往复运动；测温仪安装支架和摄像头安装支架安装在滑台的一侧表面；测温仪安装在测温仪安装支架上，CCD摄像头安装在摄像头安装支架上，并且CCD摄像头上的镜头面向测试装置；测温仪、CCD摄像头和第二电机与控制器电连接。
所述的测温仪和CCD摄像头上均安装有角度调整装置。
所述的冷却系统包括水冷用水泵和气冷用压缩机，其中水泵通过水冷管分别与环形火焰喷枪上的水冷管接头以及挡焰板上的水冷管接头相连接；压缩机通过气冷管与上述气冷管管接头相连接；供气系统通过供气管与环形火焰喷枪上的进气管接头相连接；并且水泵、压缩机以及供气系统与控制器电连接。
本发明提供的航空发动机燃烧室试验台可用于模拟航空发动机燃烧室的实际工况，在地面台架试车考核前，对热障涂层材料使役性能进行初步的研究。具有成本低、周期短、风险小等优点。
附图说明
图1是本发明提供的航空发动机燃烧室试验台结构示意图；
图2是本发明提供的航空发动机燃烧室试验台中燃烧室模拟装置结构示意图；
图3是本发明提供的航空发动机燃烧室试验台中燃烧室模拟装置结构剖视图；
图4是本发明提供的航空发动机燃烧室试验台中测试装置结构示意图；
具体实施方式
下面将参考附图来具体描述本发明。应了解，附图以及以下描述仅仅是作为本发明的优选实施方案的说明，不应解释为对本发明的保护范围构成限制，本发明的保护范围仅受权利要求书限定。
如图1所示，本发明提供的具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台包括：箱体1、燃烧室模拟装置2、测试装置3、供气系统、通风系统、冷却系统和控制系统；其中，箱体1的中部设有隔板，由此将其内部空间分成上部箱体和下部箱体，隔板上带有通气孔，上部箱体的前端和一侧面呈开口状，并且开口处设有舱门；燃烧室模拟装置2和测试装置3安装在隔板的表面；通风系统包括安装在下部箱体内部的吸气式排风罩和安装在箱体1顶部的墙壁式工业换气扇4；供气系统、冷却系统安装在下部箱体内部；控制系统包括安装在下部箱体内部的控制器和安装在箱体1外侧面上的人机交互装置5，并且控制器分别与墙壁式工业换气扇4、人机交互装置5、燃烧室模拟装置2、测试装置3、供气系统和冷却系统相连接。
如图2、图3所示，所述的燃烧室模拟装置2包括第一电机6、前部安装支架7、第一联轴器8、锥齿轮9、挡焰板10、轴承座11、轴承、左夹持卡盘12、燃烧室上腔体13、燃烧室下腔体14、燃烧室腔体安装法兰15、右夹持卡盘17、环形火焰喷枪18、气冷冷却管19、调节螺母20、安装板21、气冷管管接头22、中部安装支架35、左侧安装支架36、右侧安装支架37和底座38；其中，底座38水平设置，底面安装在箱体1的隔板表面；左侧安装支架36、中部安装支架35和右侧安装支架37间隔距离排成一行，下端安装在底座38的表面；挡焰板10和安装板21均垂直设置，分别安装在左侧安装支架36和右侧安装支架37的内侧面上部；两个轴承座11和两个轴承分别对称安装在挡焰板10以及安装板21中部形成的孔中；左夹持卡盘12和右夹持卡盘17均水平设置，中部分别固定在挡焰板10和安装板21上的轴承中心孔内，其中左夹持卡盘12的外端贯穿左侧安装支架36后插入固定在一个锥齿轮9的中心孔中；右夹持卡盘17的外端贯穿右侧安装支架37，并且右夹持卡盘17的中部形成有一个轴向通孔，左夹持卡盘12和右夹持卡盘17的内端用于固定圆管状试件16的两端；第一电机6安装在左侧安装支架36的外侧面下部，输出轴位于上端且与第一联轴器8相连；第一联轴器8的输出端上安装另一个锥齿轮9，并且上述两个锥齿轮9相啮合；气冷冷却管19的中部安装在右夹持卡盘17的轴向通孔中，外端安装有气冷管管接头22；调节螺母20套在右侧安装支架37的轴承座11外部且与右夹持卡盘17中部相连接，用于调节右夹持卡盘17相对左夹持卡盘12的距离；燃烧室上腔体13、燃烧室下腔体14均为半圆台形状的壳体，扣合在圆管状试件16的外部且利用燃烧室腔体安装法兰15和螺栓连接成一个圆台状的环形燃烧室腔体，并且燃烧室下腔体14通过底部的安装孔与中部安装支架35的顶部相连接；前部安装支架7的下端固定在位于中部安装支架35和右侧安装支架37之间的底座38前部；环形火焰喷枪18的中部安装在前部安装支架7的上端，内端固定在燃烧室腔体的一端且设有电子打火器，外端设有乙炔、氧气两个进气管接头以及一进一出两个水冷管接头；第一电机6与控制器电连接。
所述的挡焰板10为中空结构，其侧面设有两个用于与水冷管相连的水冷管接头23，其中一个水冷管接头23为进水端，另一个水冷管接头23为出水端。
所述的燃烧室上腔体13、下腔体14的外侧壁面上形成有多排直径大小不同形状各异的斜孔，斜孔的大小与真实发动机燃烧室火焰筒上的空气孔大小一致，用于形成气膜冷却，同时保证燃烧充分。
所述的燃烧室腔体上面向测试装置3的部位形成有一个方形通孔，方形通孔处安装有耐高温透明玻璃。
如图4所示，所述的测试装置3包括丝杠传动组件24、测温仪25、测温仪安装支架26、CCD摄像头27、摄像头安装支架28；其中，丝杠传动组件24包括第二电机29、第二联轴器30、丝杠31、光轴32、滑台33和丝杠组件安装座34；所述的丝杠组件安装座34为方框状结构；丝杠31的两端以可转动的方式安装在丝杠组件安装座34的两端面中部，并且一端贯穿丝杠组件安装座34的端面后通过第二联轴器30与第二电机29的输出轴相连接；两根光轴32以与丝杠31平行的方式设置在丝杠31的两侧，并且两端以可转动的方式安装在丝杠组件安装座34的两端面外侧部位；滑台33的底部同时连接在丝杠31和两根光轴32上，因此能够沿丝杠31和光轴32进行直线往复运动；测温仪安装支架26和摄像头安装支架28安装在滑台33的一侧表面；测温仪25安装在测温仪安装支架26上，CCD摄像头27安装在摄像头安装支架28上，并且CCD摄像头27上的镜头面向测试装置3；测温仪25、CCD摄像头27和第二电机29与控制器电连接。
所述的测温仪25和CCD摄像头27上均安装有角度调整装置。
所述的冷却系统包括水冷用水泵和气冷用压缩机，其中水泵通过水冷管分别与环形火焰喷枪18上的水冷管接头以及挡焰板10上的水冷管接头23相连接；压缩机通过气冷管与上述气冷管管接头22相连接；供气系统通过供气管与环形火焰喷枪18上的进气管接头相连接；并且水泵、压缩机以及供气系统与控制器电连接。
现将本发明提供的航空发动机燃烧室模拟试验台使用方法阐述如下：
使用者在开展实验时，需先将喷涂有热障涂层的圆管状试件16安装于左夹持卡盘12和、右夹持卡盘17之间，并通过调节螺母20调整好夹持松紧度。关闭好箱体1的舱门，在箱体1外侧的人机交互装置5上设定好温度场等相关的实验参数，利用控制器发出指令，由供气系统通过供气管给环形火焰喷枪18提供乙炔、氧气，电子打火器点火，使环形火焰喷枪18形成焰流。经过一定时间的运转后，焰流逐步趋于稳定，在燃烧室腔体内形成一定的稳态温度场。在第一电机6的带动下，经过两个锥齿轮9的传动，圆管状试件16进行旋转运动。同时，在控制器的控制下，冷却系统中的水泵和压缩机开始工作，由压缩机提供的冷气经气冷管以及气冷冷却管19提供给圆管状试件16的内部，由此对圆管状试件16进行冷却；由水泵提供的水冷却液则通过水冷管以及水冷管接头而进入挡焰板10、环形火焰喷枪18的内部而进行水循环冷却。在试验台运转过程中，产生的废气经箱体1上隔板的通气孔流入下部箱体的内容，然后由吸气式排风罩向外排出，箱体1顶部的墙壁式工业换气扇4则进行换气。在人机交互装置5上可设置相关指令，测试装置3中的第二电机29运转，通过丝杠31和光轴32带动滑台33进行直线往复运动，同时由测温仪25和CCD摄像头27测得燃烧室腔体上不同位置的热成像、温度等关键数据，该数据可批量传送给控制器。在设置的考核时间到达后，供气系统停止供气，环形火焰喷枪18的火焰逐步减小直至消失，冷却系统待试验台温度降至安全温度后停止工作，打开箱体1的舱门，使用者可利用调节调节螺母20的方式取下圆管状试件16并进行后续研究。
Claims (4)
1.一种具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台，所述的试验台包括：箱体(1)、燃烧室模拟装置(2)、测试装置(3)、供气系统、通风系统、冷却系统和控制系统；其中，箱体(1)的中部设有隔板，由此将其内部空间分成上部箱体和下部箱体，隔板上带有通气孔，上部箱体的前端和一侧面呈开口状，并且开口处设有舱门；燃烧室模拟装置(2)和测试装置(3)安装在隔板的表面；通风系统包括安装在下部箱体内部的吸气式排风罩和安装在箱体(1)顶部的墙壁式工业换气扇(4)；供气系统、冷却系统安装在下部箱体内部；控制系统包括安装在下部箱体内部的控制器和安装在箱体(1)外侧面上的人机交互装置(5)，并且控制器分别与墙壁式工业换气扇(4)、人机交互装置(5)、燃烧室模拟装置(2)、测试装置(3)、供气系统和冷却系统相连接；
其特征在于：所述的燃烧室模拟装置(2)包括第一电机(6)、前部安装支架(7)、第一联轴器(8)、锥齿轮(9)、挡焰板(10)、轴承座(11)、轴承、左夹持卡盘(12)、燃烧室上腔体(13)、燃烧室下腔体(14)、燃烧室腔体安装法兰(15)、右夹持卡盘(17)、环形火焰喷枪(18)、气冷冷却管(19)、调节螺母(20)、安装板(21)、气冷管管接头(22)、中部安装支架(35)、左侧安装支架(36)、右侧安装支架(37)和底座(38)；其中，底座(38)水平设置，底面安装在箱体(1)的隔板表面；左侧安装支架(36)、中部安装支架(35)和右侧安装支架(37)间隔距离排成一行，下端安装在底座(38)的表面；挡焰板(10)和安装板(21)均垂直设置，分别安装在左侧安装支架(36)和右侧安装支架(37)的内侧面上部；两个轴承座(11)和两个轴承分别对称安装在挡焰板(10)以及安装板(21)中部形成的孔中；左夹持卡盘(12)和右夹持卡盘(17)均水平设置，中部分别固定在挡焰板(10)和安装板(21)上的轴承中心孔内，其中左夹持卡盘(12)的外端贯穿左侧安装支架(36)后插入固定在一个锥齿轮(9)的中心孔中；右夹持卡盘(17)的外端贯穿右侧安装支架(37)，并且右夹持卡盘(17)的中部形成有一个轴向通孔，左夹持卡盘(12)和右夹持卡盘(17)的内端用于固定圆管状试件(16)的两端；第一电机(6)安装在左侧安装支架(36)的外侧面下部，输出轴位于上端且与第一联轴器(8)相连；第一联轴器(8)的输出端上安装另一个锥齿轮(9)，并且上述两个锥齿轮(9)相啮合；气冷冷却管(19)的中部安装在右夹持卡盘(17)的轴向通孔中，外端安装有气冷管管接头(22)；调节螺母(20)套在右侧安装支架(37)的轴承座(11)外部且与右夹持卡盘(17)中部相连接，用于调节右夹持卡盘(17)相对左夹持卡盘(12)的距离；燃烧室上腔体(13)、燃烧室下腔体(14)均为半圆台形状的壳体，扣合在圆管状试件(16)的外部且利用燃烧室腔体安装法兰(15)和螺栓连接成一个圆台状的环形燃烧室腔体，并且燃烧室下腔体(14)通过底部的安装孔与中部安装支架(35)的顶部相连接；前部安装支架(7)的下端固定在位于中部安装支架(35)和右侧安装支架(37)之间的底座(38)前部；环形火焰喷枪(18)的中部安装在前部安装支架(7)的上端，内端固定在燃烧室腔体的一端且设有电子打火器，外端设有乙炔、氧气两个进气管接头以及一进一出两个水冷管接头；第一电机(6)与控制器电连接。
2.根据权利要求1所述的具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台，其特征在于：所述的挡焰板(10)为中空结构，其侧面设有两个用于与水冷管相连的水冷管接头(23)，其中一个水冷管接头(23)为进水端，另一个水冷管接头(23)为出水端。
3.根据权利要求1所述的具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台，其特征在于：所述的燃烧室上腔体(13)、下腔体(14)的外侧壁面上形成有多排直径大小不同形状各异的斜孔，斜孔的大小与真实发动机燃烧室火焰筒上的空气孔大小一致。
4.根据权利要求1所述的具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台，其特征在于：所述的燃烧室腔体上面向测试装置(3)的部位形成有一个方形通孔，方形通孔处安装有耐高温透明玻璃。
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| GR01 | Patent grant | ||
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| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20201211 Termination date: 20210920 |
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