CN109555600B - 航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置 - Google Patents

航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置 Download PDF

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Abstract

本发明公开了航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，包括通过传动机构连接的电机和旋转盘，角度传感器和测温感头均安装在旋转盘上且均与测控计算机连接，测控计算机依次连接电机控制器和电机；电机通过传动机构带动旋转盘上的测温感头旋转到设定角度位置，同时角度传感器将实际的角度位置信号反馈给测控计算机；通过安装在测控计算机上的软件进行比较，如需调整，则发出指令由电机控制器控制电机动作，以达到正确的角度位置，并进行数据的采集。本测温装置弥补传统温度场固定耙测量方法的不足，实现HB7485燃烧性能试验中对出口温度场采测密度的要求，起到缩短试验周期、节省试验经费的效果。

Description

航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置
技术领域
本发明属于航空发动机主燃烧室试验测试技术领域，涉及一种用于航空发动机燃烧室出口温度场的旋转测量装置。
背景技术
传统的全环燃烧室出口温度测量方法，是采用在出口测量段外壁面沿周向分布多个感头安装座，安装固定耙式温度感头的方式进行测量。根据HB7485《燃烧室性能试验》要求，中型航空发动机燃烧室出口温度场测点密度需达到1-2点/cm2，受感部堵塞面积不大于通道面积的5％。若采用固定耙式温度感头对出口温度进行测量，测量段结构可能限制感头安装座的空间分布，难以在周向上布置测点所需要的足够多的安装座数量。而即便可以满足感头安装座的周向布置数量，但对于同一试验状态的数据采集，由于堵塞比要求，每次安装的感头数量是有限的，需要多次重复试验，对感头进行反复拆装换位，再调节试验状态对温度参数进行采集，这将导致试验周期长、费用高，试验状态稳定性差。
要在高温高压环境下(1600℃，1600KPa)，采用旋转方式进行燃烧室出口温度场数据采集，需要对测量装置的传动可靠性、结构强度、冷却及密封形式、测试及控制等做出可靠有效的设计。
发明内容
发明目的
本发明提供了航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，实现燃烧室出口温度场的温度测点高密度采集。
发明技术解决方案
为了实现上述发明目的，本发明采用下述的技术方案：
航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，包括通过传动机构连接的电机和旋转盘，角度传感器和测温感头均安装在旋转盘上且均与测控计算机连接，测控计算机依次连接电机控制器和电机；电机通过传动机构带动旋转盘上的测温感头旋转到设定角度位置，同时角度传感器将实际的角度位置信号反馈给测控计算机；通过安装在测控计算机上的软件进行比较，如需调整，则发出指令由电机控制器控制电机动作，以达到正确的角度位置，并进行数据的采集。
优选的，还包括夹层水套结构的壳体，壳体包括可拆卸连接的前水套、后水套，环状的旋转盘安装于前水套内，旋转盘左、右两端分别可拆卸连接有前盖板和空心从动轴；电机和传动机构安装于后水套内，传动机构包括与电机连接的减速器，电机的输出轴端部和空心从动轴上设置有一对正交斜齿锥齿轮将电机的扭矩传到转盘；位于电机和传动机构外侧的后水套先向壳体内侧延伸后延水平方向延伸，其左端环绕在空心从动轴外侧，其左端外表面与可拆卸连接于旋转盘右端面的密封罩的右端内表面之间有间隙，其右端可拆卸连接有后盖板10；角度传感器可拆卸连接于的空心从动轴上。
优选的，所述旋转盘还包括设置于旋转盘内并与旋转盘同轴的内壳体，旋转盘中心轴处设置有管状的进水道，进水道的侧壁与内壳体可拆卸连接，内壳体和旋转盘右端由内壳体后盖挡住；高压进水管内孔、高压进水管管壁与内壳体连接处与前盖板之间的空间、内壳体与旋转盘之间的空间共同构成夹层水套结构；内壳体周向位于夹层水套结构处开设有若干通孔。
优选的，前、后水套端部固定连接有法兰安装边，法兰安装边与前、后水套连接端面开设有U型冷却槽。
优选的，在旋转盘与前盖板连接面及进水道侧壁与内壳体连接面上均通过环形台阶和槽可拆卸连接，槽内嵌入橡胶棒和铜管。
优选的，电机输出轴的密封面采用石墨填料密封。
优选的，电机输出轴和空心从动轴都采用双点支撑方式，电机输出轴上安装两个深沟球轴承，空心从动轴上安装两个滑动轴承，空心从动轴上套有调整环，用于空心从动轴轴向尺寸定位。
优选的，测温感头上设置有法兰连接形式的测试转接座，测试转接座端面中部开设有凹槽，凹槽内开设有多个小孔，小孔内插入铜制转接针，凹槽内填充绝缘填料，铜针焊接信号线，以达到转接密封效果。
优选的，出口总温探针设置于测温感头上，测温感头的受感部为双层结构，包括外壳体，内部为空腔，内部的空腔通入冷却气对外壳体进行冷却，外壳体开有多个小孔，换热后的气体从小孔喷出。
优选的，在旋转测温装置的测温空间上共分布4支旋转90°均布的测温感头，4支测温感头按对称位置每2支为1组，每支测温感头按等间距分布5个测点，相同组别的2支测温感头测点径向位置相应，2组测温感头的测点相错布置，共同组成了测量通道径向10测点等间距分布，旋转盘旋转半周即可完成采集。
本发明的优点
本发明的优点在于：弥补传统温度场固定耙测量方法的不足，实现HB7485燃烧性能试验中对出口温度场采测密度的要求，起到缩短试验周期、节省试验经费的效果。
附图说明
图1为本发明的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置结构示意简图。
图2为本发明的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置的机构原理图。
图3为本发明的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置主要结构安装示意图。
图4为夹层水套冷却水水流矢量图。
图5为U型冷却槽结构示意图。
图6为旋转盘夹层水套结构示意图。
图7为图6的侧视图。
图8为前盖板连接结构示意图。
图9为电机输出轴密封示意图。
图10为旋转盘动态密封示意图。
图11为信号线转接座结构示意图。
图12为测温感头位置及测点分布示意图。
图中：1—旋转盘；1-1—前盖板；1-2—空心从动轴；1-3—水槽；1-4—导流板；1-5—铜管；1-6—胶棒；1-7—高温燃气；1-8—高压冷却水；1-9—高压冷却气；1-10—密封罩；2—测温感头；2-1—转接座；2-2—信号连接针；2-3—绝缘套管；2-5—绝缘板；2-4—绝缘填料；2-6—压板；3—传动机构；3-1—减速器；3-2—主动齿轮；3-3—从动齿轮；4—电机4；4-1—电机输出轴；4-2—密封填料；4-3—压板Ⅰ；4-4—密封座；5—角度传感器；6-1—前水套；6-2—后水套；6-3—水套内壁；6-4—水套外壁；7—法兰安装边；8—水腔；9—U型冷却槽；10-后盖板。
具体实施方式
结合发明内容概述和附图，详细说明本发明的具体实施方式。
针对高温高压的温度场采测环境，进行了相应的设计和校验，解决了各系统的设计难点，制造了一套旋转测温装置，并在燃烧室试验工作中实现了温度场测量的成功应用。
1)传动机构：通过对传动机构3的受力分析和计算，选取了符合要求的动力装置和传动部件，实现了转动部件大扭矩输出和正交力矩传导的要求，工作稳定可靠。
传动机构3由一台直流伺服电机4通过减速器3-1发达输出扭矩，后带动电机输出轴4-1(主动轴)旋转，再通过一对正交斜齿锥齿轮将扭矩传到旋转盘1的空心从动轴1-2(从动轴)上，其中主动齿轮3-2安装于电机输出轴4-1端部，从动齿轮安装于旋转盘1上，从而使测温旋转盘1旋转。为便于安装，将斜齿锥齿轮与电机输出轴4-1和旋转盘1的空心从动轴1-2的连接形式设计成可拆卸式的。电机4输出轴和旋转盘1的空心从动轴1-2都采用双点支撑方式，电机输出轴4-1上安装两个深沟球轴承，旋转盘1的空心从动轴1-2上安装两个滑动轴承，旋转盘1的空心从动轴1-2上套有调整环，用于旋转盘1的空心从动轴1-2轴向尺寸定位。由于机械传动部件转速低，工作环境温度不高，故深沟球轴承润滑方式采用脂润滑，通过定期对轴承、齿轮添加润滑脂来保护旋转部件。滑动轴承选用铜基材料制作，表面喷涂固化石墨，以降低摩擦系数。
2)冷却系统：水冷部件通过导流设计，达到流通及冷却换热要求；气冷部件通过调节冷气与燃气压差，控制冷气流量，实现了高温条件下的良好工作状态。
为了在高温工作环境下对设备进行保护，测量机构壳体、旋转机构和内支承全部制作成夹层水套的形式，并且设计导流板对冷却水流道进行导流(为避免高温结垢，冷却水需进行软化处理)，并通过建模和水流速度矢量计算，模拟水腔中的流动情况，在可能出现回流低速区的部分位置增设孔槽，令水流冲击该部分区域，避免出现局部高温。
针对设备法兰安装边7在受到气动轴向力和热应力的长期影响下可能发生变形的情况，法兰安装边7在设计时采用“U型冷却槽”设计思路，在保证法兰安装边7必要强度的前提下，在法兰安装边7与前、后水套连接端面开U型冷却槽9，这样加强了对法兰盘的换热效果，减小法兰受热所产生的温度梯度，避免了法兰受热变形的情况。
对旋转盘1来说，由于它处于间歇式旋转状态，为避免冷却水在其内部流动时，产生流动死区，发生气蚀现象，接入高压进水管，在旋转盘1后方开有适量的小孔，控制冷却水压力高于管道内燃气压力，将换热后的冷却水通过小孔直接排到管道里。旋转盘1前盖和内壳体后盖设计成夹层水套式可拆卸结构，便于在内壳体进行安装作业和对旋转盘1上的感头进行更换，盘体内部和盖板设计有强制导流结构，加强换热效果。
3)密封连接：装置处于高温高压工作环境，其静态部件密封可利用不同特性的密封材料实现；转动部件和静止部件存在的运动间隙，使用冷却气体对该间隙进行动态密封，保证了装置的安全性。
前、后盖板10由于后水套6-2冷气腔体内布满测试管线，且安装面开有冷却水流通水槽，为保证密封效果和冷却水的流通性，在安装面水槽环面内外缘各设计一圈环形台阶和槽，槽内分别嵌入橡胶棒1-6和铜管1-5，通过两种材料不同的压缩量和压紧部件的对应尺寸，实现在外层高温环境下的双端面压紧密封。
主动轴密封面两侧为高压冷气和试验场所大气压力，由于主动轴转速较慢，轴径较小，采用填料密封方式进行可以保证很小的泄漏量，按填料密封标准设计结构尺寸，并选用摩擦系数小的石墨填料以降低对主动轴的摩擦负载。
旋转盘1密封环两侧为高压燃气和高压冷却气，由于结构尺寸和高温环境限制，不适用接触密封方法。在旋转测温装置上设计一个冷却气进气口，通过冷气管路上的调节阀门控制冷却气体压力，保持冷气压力高于燃气压力，使冷气经由旋转密封面缝隙排入燃气通道的相对密封方式，实现动密封。考虑冷气供气能力和压差对传动装置的轴向力负载，旋转腔体与燃气通道压差需保持一定范围，并通过探针对冷气腔内温度压力进行实时监控。
测温装置内腔中布有多股测试信号线，且冷气腔与外界环境压差较大，因此对信号线的转接要同时考虑高压密封和绝缘。由于普通的航插接头高压密封性差，我们采用法兰连接形式的测试转接座2-1，法兰开槽，槽内开多个小孔，孔内插入铜制转接针，槽内填充绝缘环氧树脂，铜针焊接信号线，以达到转接密封效果。
4)测试及控制系统设计：使用角度传感器5反馈实际转动角度，实现了旋转角度的控制调节和精度要求；优化总温感头的测点布置和冷却设计，实现了温度场高密度采集，保证了高温环境下受感部的可靠性。
电机4接收输入的角度信号，通过传动机构3带动安装在转盘上的测温感头2进行旋转，同时角度传感器5将转盘实际的角度位置信号反馈给测控计算机，控制软件分析信号同时发送指令给电机4控制器，实时控制电机4运作，以达到正确的角度位置，进行数据采集。
出口总温探针受制作材料和高温工作环境影响，采用气冷方式对感头进行保护(需用标准偶进行吹风比对后方可使用)，受感部为双层结构，腔体通入冷却气对外壳体进行冷却，外壳体开有多个小孔，换热后的气体从小孔喷出。
在旋转测温装置的测温空间上共分布4支测温感头2(90°均布)，4支测温感头2按对称位置每2支为1组，每支测温感头2按等间距分布5个测点，相同组别的2支测温感头2测点位置沿径向分布相同，2组测温感头2的测点交叉布置，共同组成了测量通道径向10测点等间距分布，旋转盘1旋转半周即可完成采集。图12中A为1#测温感头(奇数组)，B为2#总温感头(偶数组)，C为3#总温感头(奇数组)，D为4#总温感头(偶数组)。

Claims (9)

1.航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：包括通过传动机构(3)连接的电机(4)和旋转盘(1)，角度传感器(5)和测温感头(2)均安装在旋转盘(1)上且均与测控计算机连接，测控计算机依次连接电机(4)控制器和电机(4)；电机(4)通过传动机构(3)带动旋转盘(1)上的测温感头(2)旋转到设定角度位置，同时角度传感器(5)将实际的角度位置信号反馈给测控计算机；通过安装在测控计算机上的软件进行比较，如需调整，则发出指令由电机(4)控制器控制电机(4)动作，以达到正确的角度位置，并进行数据的采集；还包括夹层水套结构的壳体，壳体包括可拆卸连接的前水套(6-1)、后水套(6-2)，环状的旋转盘(1)安装于前水套(6-1)内，所述旋转盘(1)还包括设置于旋转盘(1)内并与旋转盘(1)同轴的内壳体，旋转盘(1)中心轴处设置有管状的进水道，进水道的侧壁与内壳体可拆卸连接，内壳体和旋转盘(1)右端由内壳体后盖挡住；高压进水管内孔、高压进水管管壁与内壳体连接处与前盖板(1-1)之间的空间、内壳体与旋转盘(1)之间的空间共同构成夹层水套结构；内壳体周向位于夹层水套结构处开设有若干通孔。
2.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：旋转盘(1)左、右两端分别可拆卸连接有前盖板(1-1)和空心从动轴(1-2)；电机(4)和传动机构(3)安装于后水套(6-2)内，传动机构(3)包括与电机(4)连接的减速器(3-1，电机(4)的输出轴端部和空心从动轴(1-2)上设置有一对正交斜齿锥齿轮将电机(4)的扭矩传到转盘；位于电机(4)和传动机构(3)外侧的后水套(6-2)先向壳体内侧延伸后延水平方向延伸，其左端环绕在空心从动轴(1-2)外侧，其左端外表面与可拆卸连接于旋转盘(1)右端面的密封罩(1-10)的右端内表面之间有间隙，其右端可拆卸连接有后盖板(10)；角度传感器(5)可拆卸连接于的空心从动轴(1-2)上。
3.如权利要求2所述的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：前、后水套(6-2)端部固定连接有法兰安装边(7)，法兰安装边(7)与前、后水套(6-2)连接端面开设有U型冷却槽(9)。
4.如权利要求3所述的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：在旋转盘(1)与前盖板(1-1)连接面及进水道侧壁与内壳体连接面上均通过环形台阶和槽可拆卸连接，槽内嵌入橡胶棒(1-6)和铜管(1-5)。
5.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：电机(4)输出轴的密封面采用石墨填料密封。
6.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：电机(4)输出轴和空心从动轴(1-2)都采用双点支撑方式，电机(4)输出轴上安装两个深沟球轴承，空心从动轴(1-2)上安装两个滑动轴承，空心从动轴(1-2)上套有调整环，用于空心从动轴(1-2)轴向尺寸定位。
7.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：测温感头(2)上设置有法兰连接形式的测试转接座(2-1)，测试转接座(2-1)端面中部开设有凹槽，凹槽内开设有多个小孔，小孔内插入铜制转接针，凹槽内填充绝缘填料(2-4)，铜针焊接信号线，以达到转接密封效果。
8.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：出口总温探针设置于测温感头(2)上，测温感头(2)的受感部为双层结构，包括外壳体，内部为空腔，内部的空腔通入冷却气对外壳体进行冷却，外壳体开有多个小孔，换热后的气体从小孔喷出。
9.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室出口温度场旋转测量装置，其特征在于：在旋转测温装置的测温空间上共分布4支旋转90°均布的测温感头(2)，4支测温感头(2)按对称位置每2支为1组，每支测温感头(2)按等间距分布5个测点，相同组别的2支测温感头(2)测点径向位置相应，2组测温感头(2)的测点相错布置，共同组成了测量通道径向10测点等间距分布，旋转盘(1)旋转半周即可完成采集。
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