CN109653899B - 一种模拟航空发动机喷管的可调节流装置 - Google Patents

一种模拟航空发动机喷管的可调节流装置 Download PDF

Info

Publication number
CN109653899B
CN109653899B CN201811503020.5A CN201811503020A CN109653899B CN 109653899 B CN109653899 B CN 109653899B CN 201811503020 A CN201811503020 A CN 201811503020A CN 109653899 B CN109653899 B CN 109653899B
Authority
CN
China
Prior art keywords
spray pipe
adjustable
hole
axial
guide rail
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201811503020.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109653899A (zh
Inventor
陈鹏飞
吴锋
钟华贵
杨斐
聂建平
张大明
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Original Assignee
AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute filed Critical AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Priority to CN201811503020.5A priority Critical patent/CN109653899B/zh
Publication of CN109653899A publication Critical patent/CN109653899A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109653899B publication Critical patent/CN109653899B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/08—Varying effective area of jet pipe or nozzle by axially moving or transversely deforming an internal member, e.g. the exhaust cone
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/15—Control or regulation
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

公开了一种模拟航空发动机喷管的可调节流装置，所述可调节流装置包括：喷管本体，喷管本体包括轴向进口端和轴向出口端；轴向常开通孔，常开通孔位于喷管本体的轴向出口端；侧向可调通孔，侧向可调通孔沿周向方向布置在喷管本体上，且侧向可调通孔与常开通孔相比更靠近喷管本体的轴向进口端；调节组件，调节组件用于调节侧向可调通孔的孔隙大小，以模拟航空发动机喷管的节流工况；固定组件，通过固定组件将调节组件固定到喷管本体上。

Description

一种模拟航空发动机喷管的可调节流装置
技术领域
本发明涉及一种可调节流装置，具体涉及在风洞试验或航空发动机试验中，模拟航空发动机喷管的可调节流装置。
背景技术
航空发动机排气装置(简称喷管)，其主要功能是将涡轮后的高温、高压燃气膨胀加速并排出机体；另一个功能是通过调节喷管面积来改变涡轮和喷管中燃气膨胀比的分配，以实现发动机工作状态的控制。
航空发动机部件试验、风洞试验过程中，需要一种模拟发动机喷管工作的可调节流装置，以补位真实喷管的可调排气功能，实现对其他部件的试验研究。受高温高速空气/燃气介质的限制，传统发动机喷管模拟主要采用高温调节阀进行空气/燃气流量调节，如蝶阀、隔膜阀、Y型阀、多瓣阀、套筒阀等方案。蝶阀的不均匀排气对气动流场的动态性能影响较大；隔膜阀在高温环境中使用寿命有限；Y型阀体积较大，不能在较大直径的发动机中使用；多瓣阀控制逻辑复杂，加工成本较高；套筒阀因阀体结构复杂，高温流场中存在较高卡滞风险，这些阀作为发动机喷管模拟装置均受不同程度的限制。
本文针对航空发动机轴对称可调喷管模拟试验，提出了一种基于篦齿密封的高温可调节流装置，该机构结构简单，气动力可控，能在较高介质温度环境中，实现与真实发动机喷管工作相似的空气流量调节，保证了排气气流品质，运行效率大大提高。
发明内容
发明目的
设计一种结构简单、操作方便的模拟航空发动机喷管的可调节流装置，使该装置克服排气温度高和气动负荷大的限制，实现空气流量的高精度调节。同时，兼顾发动机排气特性，保证装置进出口良好的气动特性及其结构的工程实用性。
技术方案
通过本发明的模拟航空发动机喷管的可调节流装置实现上述目的，所述可调节流装置包括：喷管本体，喷管本体包括轴向进口端和轴向出口端；轴向常开通孔，常开通孔位于喷管本体的轴向出口端；侧向可调通孔，侧向可调通孔沿周向方向布置在喷管本体上，且侧向可调通孔与常开通孔相比更靠近喷管本体的轴向进口端；调节组件，调节组件用于调节侧向可调通孔的孔隙大小，以模拟航空发动机喷管的节流工况；固定组件，通过固定组件将调节组件固定到喷管本体上。
在上述可调节流装置中，轴向常开通孔的孔隙面积和形状能够根据模拟航空发动机喷管的条件而变化。
在上述可调节流装置中，调节组件可以包括活动套筒、驱动机构、导轨机构，其中通过驱动机构使活动套筒沿导轨机构移动预定距离，以调节侧向可调通孔的孔隙大小。
在上述可调节流装置中，驱动机构可以包括一个或多个驱动单元，并且导轨机构包括两个或更多个导轨单元。
在上述可调节流装置中，驱动机构可以包括两个驱动单元，且所述两个驱动单元沿喷管本体的周向方向均匀布置。
在上述可调节流装置中，所述两个或更多个导轨单元沿喷管本体的周向方向可以均匀布置。
在上述可调节流装置中，所述活动套筒的内侧可以包括篦齿密封结构，以实现活动套筒的内侧与喷管本体的外侧之间的密封。
有益效果
优点：
a)驱动机构外置，避免了直线运动轴承与导轨因高温环境热膨胀引起运动卡滞的风险，同时，解决了驱动装置热防护难题；
b)中心通流的流道设计使装置本体仅承受流量可调节范围介质部分的气动力，最大限度的减少了该装置的气动负荷。
c)采用篦齿密封形式，有效减少了高温活动套筒运动卡滞风险，同时，活动套筒所受的气动力几乎可以忽略，其运动所需的驱动力主要是克服摩擦阻尼力；
d)中心常开通流+侧向可调通流的流道设计，与发动机喷管气动原理相似，装置结构紧凑，气流稳定，流场品质良好，可满足喷管模拟试验需求。
该模拟航空发动机喷管的可调节流装置机构设计方法合理，结构简单紧凑。能够实现高温高速空气/燃气的排气模拟与调节，并能保证良好的进排气气流品质，同时驱动装置外置与篦齿密封的调节机构布置方式，工程实现性强，在航空发动机试验中应用效果良好。
附图说明
图1示出可调节流装置正视图；
图2示出可调节流装置俯视图；
图3示出可调节流装置前视图；
图4示出可调节流装置局部放大图。
图5示出可调节流装置局部放大图。
具体实施方式
下面将参考附图1-5详细描述本发明的模拟航空发动机喷管的可调节流装置。本发明的可调节流装置包括喷管外筒1，喷管内筒2，常开通孔3，活动套筒4，封头5，喷管直筒6，直筒外固定环7，固定叶栅1，第一套筒下耳座b-1，第一下驱动缸c-1，第一导轨d-1，第一封头导轨座e-1，套筒导轨轴承座1，第二套筒导轨轴承座f-2，第一上驱动缸固定座h-1，第一直筒导轨固定座g-1，第一外筒安装耳轴j-1，第二外筒安装耳轴j-2，第三外筒安装耳轴j-3，第四外筒安装耳轴j-4，第一直筒安装耳轴k-1，以及第二直筒安装耳轴k-2。
喷管直筒6为可调节流装置实体的一部分，通过其进口安装边固定在发动机加力燃烧室等部件末端，喷管直筒6末端附近周向均匀布置8个矩形窗口，末端搭接于喷管内筒2的前端，两者为轴向活动链接；喷管内筒2前端内部通过轴向对称的法兰连接中心为通孔的常开通孔3，喷管内筒2外壁与周向均布的8个固定叶栅a-1—固定叶栅a-8固定连接；8个固定叶栅a-1—固定叶栅a-8外部固定连接到喷管外筒1内壁；喷管外筒1末端即为模拟的喷管出口，喷管外筒1左右对称布置有前后两个安装座，分布通过第一外筒安装耳轴j-1，第二外筒安装耳轴j-2，第三外筒安装耳轴j-3，第四外筒安装耳轴j-4固定连接到试验台架上，喷管外筒1前端通过法兰连接到封头5；封头5中心为通孔，加长孔壁内侧轴向均匀布置多个篦齿槽；活动套筒4放置于封头5与喷管直筒6之间，两两通过篦齿间隙密封，活动套筒4中间内壁位置轴向均匀布置多个篦齿槽，活动套筒4上下前端对称设置一个U行槽口，活动套筒4上下中间外壁设置有驱动缸耳轴，并固定连接第一套筒下耳座b-1与第二套筒上耳座b-2，活动套筒4上下左右的中间和前端外壁均布4个导轨轴承座，分布固定连接第一套筒导轨轴承座f-1，第二套筒导轨轴承座f-2，第三套筒导轨轴承座f-3，第四套筒导轨轴承座f-4，第五套筒导轨轴承座f-5，第六套筒导轨轴承座f-6，第七套筒导轨轴承座f-7，第八套筒导轨轴承座f-8；第一下驱动缸c-1推杆与第一套筒下耳座b-1通过轴销连接，第一下驱动缸c-1耳轴连接到第二下驱动缸固定座h-2；第二下驱动缸固定座h-2固定到喷管直筒6外壁安装座上；第一套筒导轨轴承座f-1，第二套筒导轨轴承座f-2滑动连接到第一导轨d-1；第一导轨d-1一端固定连接到第一封头导轨座e-1，一端固定连接到第一直筒导轨固定座g-1；第一直筒导轨固定座g-1固定在直筒外固定环7；直筒外固定环7焊接在喷管直筒6前端外壁适当位置。
喷管直筒6为可调节流装置实体的一部分，通过其进口安装边固定在发动机加力燃烧室等部件末端，喷管直筒6末端附近周向均匀布置8个矩形窗口，末端搭接于喷管内筒2的前端，两者为轴向活动链接；喷管内筒2前端内部通过轴向对称的法兰连接中心为通孔的常开通孔3，喷管内筒2外壁与周向均布的8个固定叶栅a-1——固定叶栅a-8固定连接；8个固定叶栅a-1——固定叶栅a-8外部固定连接到喷管外筒1内壁；喷管外筒1末端即为模拟的喷管出口，喷管外筒1左右对称布置有前后两个安装座，分布通过第一外筒安装耳轴j-1，第二外筒安装耳轴j-2，第三外筒安装耳轴j-3，第四外筒安装耳轴j-4固定连接到试验台架上，喷管外筒1前端通过法兰连接到封头5；封头5中心为通孔，加长孔壁内侧轴向均匀布置多个篦齿槽；活动套筒4放置于封头5与喷管直筒6之间，两两通过篦齿间隙密封，活动套筒4中间内壁位置轴向均匀布置多个篦齿槽，活动套筒4上下前端对称设置一个U行槽口，活动套筒4上下中间外壁设置有驱动缸耳轴，并固定连接第一套筒下耳座b-1与第二套筒上耳座b-2，活动套筒4上下左右的中间和前端外壁均布4个导轨轴承座，分布固定连接第一套筒导轨轴承座f-1，第二套筒导轨轴承座f-2，第三套筒导轨轴承座f-3，第四套筒导轨轴承座f-4，第五套筒导轨轴承座f-5，第六套筒导轨轴承座f-6，第七套筒导轨轴承座f-7，第八套筒导轨轴承座f-8；第一下驱动缸c-1推杆与第一套筒下耳座b-1通过轴销连接，第一下驱动缸c-1耳轴连接到第二下驱动缸固定座h-2；第二下驱动缸固定座h-2固定到喷管直筒6外壁安装座上；第一套筒导轨轴承座f-1，第二套筒导轨轴承座f-2滑动连接到第一导轨d-1；第一导轨d-1一端固定连接到第一封头导轨座e-1，一端固定连接到第一直筒导轨固定座g-1；第一直筒导轨固定座g-1固定在直筒外固定环7；直筒外固定环7焊接在喷管直筒6前端外壁适当位置。
在本发明的可调节流装置中，第一下驱动缸d-1与第二上驱动缸d-2同步运动，推杆伸出，推动第一套筒导轨轴承座f-1、第二套筒导轨轴承座f-2，套筒在固定在其外壁的套筒导轨轴承座的推动力作用下，沿着四个导轨沿装置轴线运动。气流从喷管直筒内腔进入，一部分从常开通孔流出，一部分从喷管直筒末端的矩形窗口流出，该矩形窗口开启面积由套筒运动位置进行调节控制，从而实现该装置空气流量调节。

Claims (4)

1.一种模拟航空发动机喷管的可调节流装置，所述可调节流装置包括：
喷管本体，喷管本体包括轴向进口端和轴向出口端；
轴向常开通孔，常开通孔位于喷管本体的轴向出口端；轴向常开通孔的孔隙面积和形状能够根据模拟航空发动机喷管的条件而变化，
侧向可调通孔，侧向可调通孔沿周向方向布置在喷管本体上，且侧向可调通孔与常开通孔相比更靠近喷管本体的轴向进口端；
调节组件，调节组件用于调节侧向可调通孔的孔隙大小，以模拟航空发动机喷管的节流工况；调节组件包括活动套筒、驱动机构、导轨机构，其中通过驱动机构使活动套筒沿导轨机构移动预定距离，以调节侧向可调通孔的孔隙大小；所述活动套筒的内侧包括篦齿密封结构，以实现活动套筒的内侧与喷管本体的外侧之间的密封；
固定组件，通过固定组件将调节组件固定到喷管本体上。
2.根据权利要求1所述的可调节流装置，其中，驱动机构包括一个或多个驱动单元，并且导轨机构包括两个或更多个导轨单元。
3.根据权利要求2所述的可调节流装置，其中，驱动机构包括两个驱动单元，且所述两个驱动单元沿喷管本体的周向方向均匀布置。
4.根据权利要求2所述的可调节流装置，其中，所述两个或更多个导轨单元沿喷管本体的周向方向均匀布置。
CN201811503020.5A 2018-12-10 2018-12-10 一种模拟航空发动机喷管的可调节流装置 Active CN109653899B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811503020.5A CN109653899B (zh) 2018-12-10 2018-12-10 一种模拟航空发动机喷管的可调节流装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811503020.5A CN109653899B (zh) 2018-12-10 2018-12-10 一种模拟航空发动机喷管的可调节流装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109653899A CN109653899A (zh) 2019-04-19
CN109653899B true CN109653899B (zh) 2021-08-03

Family

ID=66113598

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811503020.5A Active CN109653899B (zh) 2018-12-10 2018-12-10 一种模拟航空发动机喷管的可调节流装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109653899B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112229640B (zh) * 2020-10-16 2023-01-13 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种航空发动机尾喷管调节机构刚度试验装置及测量方法
CN115653779A (zh) * 2022-10-13 2023-01-31 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种多轴气动矢量喷管及多轴推力调节方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1377199A (fr) * 1963-12-17 1964-10-31 Rolls Royce Moteur à turbine à gaz
US4175384A (en) * 1977-08-02 1979-11-27 General Electric Company Individual bypass injector valves for a double bypass variable cycle turbofan engine
US4409788A (en) * 1979-04-23 1983-10-18 General Electric Company Actuation system for use on a gas turbine engine
CN101297107A (zh) * 2005-10-26 2008-10-29 爱森有限公司 用于短距起落航空器的涡轮风扇发动机
CN103925114A (zh) * 2014-04-24 2014-07-16 北京航空航天大学 一种变循环发动机可调机构中的滚轮滑块平动式前涵道引射器
CN105240158A (zh) * 2015-09-18 2016-01-13 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种具有反推功能的二元塞式喷管

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1377199A (fr) * 1963-12-17 1964-10-31 Rolls Royce Moteur à turbine à gaz
US4175384A (en) * 1977-08-02 1979-11-27 General Electric Company Individual bypass injector valves for a double bypass variable cycle turbofan engine
US4409788A (en) * 1979-04-23 1983-10-18 General Electric Company Actuation system for use on a gas turbine engine
CN101297107A (zh) * 2005-10-26 2008-10-29 爱森有限公司 用于短距起落航空器的涡轮风扇发动机
CN103925114A (zh) * 2014-04-24 2014-07-16 北京航空航天大学 一种变循环发动机可调机构中的滚轮滑块平动式前涵道引射器
CN105240158A (zh) * 2015-09-18 2016-01-13 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种具有反推功能的二元塞式喷管

Also Published As

Publication number Publication date
CN109653899A (zh) 2019-04-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109653899B (zh) 一种模拟航空发动机喷管的可调节流装置
US11143052B2 (en) Dual-mode plug nozzle
US5996936A (en) Fluidic throat exhaust nozzle
US10975804B2 (en) Translating outer cowl flow modulation device and method
US2565854A (en) Variable area propelling nozzle
CN108223191B (zh) 一种外部密封并联喷管位移调节机构
US8733107B2 (en) Nozzle-area ratio float bias
CN103899433A (zh) 一种新型激波控制推力矢量喷管结构
CN110645100B (zh) 一种Ma0-6+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道
US3703258A (en) Thrust reverser unit
US6948317B2 (en) Methods and apparatus for flade engine nozzle
CN113418713B (zh) 一种发动机组合畸变发生器
CN112610333A (zh) 一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道
GB1018581A (en) Improvements in aircraft jet propulsion nozzles
US20150121841A1 (en) Flow control device for a three stream turbofan engine
CN109611236B (zh) 一种带柔性喉衬的气动调节可调喷管
US3049873A (en) Exhaust nozzle having a flow area of variable convergency and divergency
CN112432760B (zh) 轴对称双通道进气道出口反压调节及流场测量方法
CA1041982A (en) Combined stop and control valve
CN113090416B (zh) 一种火箭冲压组合进气道模拟实验装置
GB1016198A (en) Improvements in low drag variable diameter plug jet exhaust nozzle
CN216559725U (zh) 一种发动机试验进气装置以及发动机试验系统
CN215767666U (zh) 一种核心机试验装置及其尾喷管组件试验件
CN113029575B (zh) 一种高度可调的平面叶栅试验段
CN110645099B (zh) 一种Ma0-5+宽范围预冷+冲压组合发动机轴对称可调进气道

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant