CN110687244B - 一种航空发动机燃料燃烧特性实验检测系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机燃料燃烧特性实验检测系统，包括燃油系统，进风系统，燃烧系统，数据采样及检测系统；燃油系统用于为燃烧系统提供可控流量的汽化燃油，进风系统用于为燃烧系统提供主燃风和冷却风；燃烧系统用于为燃油的燃烧提供可控燃烧压力的受限空间；数据采样及检测系统用于对燃烧系统的燃烧数据进行检测、采样以及测量。本发明能够实现湍流流态下的燃烧，得到的燃料的着火与燃烧特性包含了湍流的影响，与实际情况更为接近，具有真实航空发动机燃烧头部，能涵盖航空发动机的实际工况，可以直接得到足够多与航空发动机实际工况匹配的数据，对航空燃料着火与燃烧特性的检测标准参数进行补充，简单易行，成本较低。
Description
技术领域
本发明涉及工程热物理与燃烧技术技术领域，具体涉及一种航空发动机燃料燃烧特性实验检测系统。
背景技术
随着航空工业的发展，对航空发动机燃油的燃烧性能的要求增高，因而有必要对航油的着火和燃烧特性进行研究。现有的一些技术可以对燃料的着火与燃烧特性进行检测，如可以利用快压机，激波管等实验装置对燃料的点火延迟进行测量，可以用层流对冲火焰实验装置对燃料的层流火焰速度进行测量，但是这些检测方法不能考虑湍流对燃料的着火与燃烧特性的影响，不能涵盖航空发动机的实际工况，其检测结果与航空发动机的实际工况下燃料的着火与燃烧特性相差较大，所获得的数据与实际工况不匹配，只能作为参考。
另外一方面，目前可以涵盖航空发动机的实际工况的实验装置，如航空发动机台架，也存在一些不足。航空发动机台架体积较为庞大，造价较高，能够获取的实验数据较少，实验研究性不充分，不足以满足航空发动机的实际工况下燃料的着火与燃烧特性的检测的需要。因此，亟需要一种简单易行，成本较低，具有真实航空发动机燃烧头部，能涵盖航空发动机的实际工况，又能获取足够多的数据以检测航空燃料的着火与燃烧特性的综合实验检测系统。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明提供一种航空发动机燃料燃烧特性实验检测系统。
为实现上述目的，本发明的技术方案为：
一种航空发动机燃料燃烧特性实验检测系统，包括燃油系统，进风系统，燃烧系统，数据采样及检测系统；
燃油系统用于为燃烧系统提供可控流量的汽化燃油，；
进风系统用于为燃烧系统提供主燃风和冷却风；
燃烧系统用于为燃油的燃烧提供可控燃烧压力的受限空间；
数据采样及检测系统用于对燃烧系统的燃烧数据进行检测、采样以及测量。
进一步地，所述燃烧系统包括检测实验台，所述检测实验台包括底座、机匣以及排气支管，所述机匣包括机匣上部和机匣下部，所述机匣上部和机匣下部均为筒体结构，所述机匣上部与机匣下部密封连接，所述排气支管连接在机匣上部的末端，并安装有压力控制阀，所述机匣下部内设有空气进气道和燃烧室，所述燃烧室延伸至机匣上部内，所述空气进气道的一端连接在底座上，另一端与燃烧室连接，所述空气进气道连接在底座上的一端设有燃料入口和主燃风进风口，所述燃烧室内与空气进气道连接的部位设有点火棒，所述机匣下部内空气进气道和燃烧室以外的空间形成外腔，所述机匣下部上设有若干个冷却风进风口。
进一步地，所述燃烧室包括石英管，所述石英管的两端分别设置有上石英管卡槽和下石英管卡槽，所述上石英管卡槽和下石英管卡槽上设有用于卡住石英管并使石英管的两端密封的卡槽，所述上石英管卡槽和下石英管卡槽上设有用于夹紧石英管的紧固件，所述机匣上部的筒体伸入机匣下部内一部分，所述上石英管卡槽与机匣上部的筒体连接，连接处为网状结构所述下石英管卡槽与空气进气道连接，所述石英管的一端与空气进气道连通，另一端连接有烟气管道，所述烟气管道与石英管连通，并设置在机匣上部内。
进一步地，所述烟气管道为多段变径圆柱结构。
进一步地，所述机匣上设有若干个用于供数据采样及检测系统采集和检测数据的观测窗，所述观测窗包括在机匣下部的中部沿其径向方向伸出的短支管，所述短支管的端部通过法兰固定有玻璃窗。
进一步地，所述底座上设有升降支架。
进一步地，所述机匣下部上设有若干用于安装热电偶或传感器的内螺纹通孔，所述内螺纹通孔上设有用于密封机匣内部空间的穿孔卡套外螺纹接头。
进一步地，所述燃油系统包括燃油储存搅拌罐以及燃油汽化管，所述燃油汽化管上设有恒流泵，并且所述燃油汽化管一端连接在燃油储存搅拌罐上，另一端连接至燃烧系统，所述燃油汽化管上还设有开启式管式炉，所述开启式管式炉用于沿特定温度曲线加热模式加热燃油汽化管，以加热其内部燃油。
进一步地，所述进风系统包括空气压缩机、储气罐以及空气流量控制计，所述空气流量控制计用于控制出风量，所述空气流量控制计包括主燃风流量控制计和冷却风流量控制计，所述储气罐与空气压缩机连接，所述空气流量控制计的入口连接至储气罐，出口连接至燃烧系统。
进一步地，所述数据采样及检测系统包括采样系统、摄像系统以及激光检测系统，所述采样系统用于对燃烧系统内的温度、压力以及烟气进行测量与采样，所述激光检测系统用于对燃烧系统内的温度、组分进行测量。
本发明与现有技术相比，具有如下优点：
1.能够实现湍流流态下的燃烧，得到的燃料的着火与燃烧特性包含了湍流的影响，与实际情况更为接近；
2.能涵盖全部航空发动机的实际工况，可以全面展现燃料的着火与燃烧特性；
3.简单易行，成本较低，便于操作；
4.能够实施多种方法激光检测，并根据不同方法的激光检测实现不同清洗或吹扫气的配置；
5.能够将所检测的燃油达到汽化或热解状态，可以获得燃油的汽化特性与热解特性，燃油汽化与热解后的燃烧特性；
6.具有真实航空发动机燃烧头部，所检测出的燃料的着火与燃烧特性真实，可靠；
7.能获取足够多的数据以检测航空燃料的着火与燃烧特性；
8.在燃烧台底部设置有升降支架，可以在激光光路与相机位置不变时，检测，记录不同高度位置的燃烧场信息与火焰形态，便于激光检测与拍照的快速，有效进行；
综合上述几点，本发明具有真实航空发动机燃烧头部，能涵盖航空发动机的实际工况，可以直接得到足够多与航空发动机实际工况匹配的数据，对航空燃料着火与燃烧特性的检测标准参数进行补充，简单易行，成本较低。
附图说明
图1为航空发动机燃料燃烧特性实验检测系统的整体连接结构示意图；
图2为航空发动机燃料燃烧特性实验检测系统的燃烧系统中燃烧台的内部结构示意图；
图3为图2中的A部分的放大结构示意图；
图4为图2中的B部分的放大结构示意图；
附图标记说明：1、燃油系统；11、燃油储存搅拌罐；12、恒流泵；13、开启式管式炉；2、进风系统；21、空气压缩机；22、储气罐；23、主燃风流量控制计；241、一次冷却风流量控制计；242、二次冷却风流量控制计；3、燃烧系统；31、机匣；311、机匣上部；312、机匣下部；3121、燃料入口；3122、主燃风进风口；3123、一次冷却风进风口；3124、二次冷却风进风口；32、升降支架；33、排气支管；34、空气进气道；341、旋流风挡板；35、燃烧室；351、上石英管卡槽；352、下石英管卡槽；353、石英管；354、紧固件；36、烟气管道；361、通气孔；37、观测窗；38、内螺纹通孔；39、底座；4、数据采样及检测系统；41、采样系统；411、压力显示仪；412、温度显示仪；413、气体检测仪；42、摄像系统；421、相机；43、激光检测系统；431、激光。
具体实施方式
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
实施例
如图1所示，一种航空发动机燃料燃烧特性实验检测系统，包括燃油系统1，进风系统2，燃烧系统3，数据采样及检测系统4；
燃油系统1用于为燃烧系统3提供可控流量的汽化燃油，；
进风系统2用于为燃烧系统3提供主燃风和冷却风；
燃烧系统3用于为燃油的燃烧提供可控燃烧压力的受限空间；
数据采样及检测系统4用于对燃烧系统3的燃烧数据进行检测、采样以及测量。
如图1所示，燃油系统1包括燃油储存搅拌罐11、恒流泵12、开启式管式炉13以及燃油汽化管，燃油储存搅拌罐11可以利用气动马达驱动的搅拌子对燃料混合物进行搅拌，配制出特定组分比的燃油供以燃烧，恒流泵12设置在燃油汽化管上，并且燃油汽化管一端连接在燃油储存搅拌罐11上，另一端连接至燃烧系统3，恒流泵12可以将一种或几种单一组分燃料或航空煤油泵入燃油储存搅拌罐11，或将燃油储存搅拌罐11中的燃油泵出至燃油管路的下游。而整体管路中，还能加设氮气瓶，用于提供可以对燃油管路进行吹扫的氮气，此外，为保证实验安全，还可在管路中设置单向阀与卸荷阀。
燃油系统1还包括开启式管式炉13，开启式管式炉13设置在燃油汽化管的路径上，用于沿特定温度曲线加热模式加热燃油汽化管，以加热其内部燃油，使燃油汽化与裂解，当进行燃油的汽化时，开启式管式炉13可以实行特定温度曲线的加热模式加热燃油汽化管外壁，将燃油汽化管外壁加热至燃油的汽化温度并保持，使得燃油到达汽化状态，通入燃烧系统3中进行燃烧实验；当进行燃油的热解时，开启式管式炉13可以实行特定温度曲线的加热模式加热燃油汽化管外壁，将燃油汽化管外壁加热至燃油的热解温度并按所需要的热解实验温升要求，使得燃油到热解，可将燃油热解产物取样并分析，获得燃油的热解特性，通入燃烧系统3中进行燃烧实验。燃油汽化管上可布置6-20处可以测量燃油温度的热电偶，以确认燃油在燃油汽化管内部汽化后通入燃烧系统3。
如图2至图4所示，燃烧系统3包括检测实验台，检测实验台包括底座39、机匣31以及排气支管33，机匣31包括机匣上部311和机匣下部312，机匣上部311和机匣下部312均为筒体结构，并且机匣上部311的底部与机匣下部312的顶部密封连接，排气支管33连接在机匣上部311的末端，并安装有压力控制阀，机匣下部312内设有空气进气道34和燃烧室35，燃烧室35延伸至机匣上部311内，空气进气道34的一端连接在底座39上，另一端与燃烧室35连接，空气进气道34连接在底座39上的一端通有燃油系统1供给的汽化燃油和进风系统2供给的主燃风，燃烧室35内与空气进气道34连接的部位设有点火棒，机匣下部312内空气进气道34和燃烧室35以外的空间形成外腔，而机匣下部312上开设有若干个冷却风进风口。
如图3所示，空气进气道34和燃烧室35均为圆筒结构，与机匣31同轴设置，空气进气道34与底座39连接的一端连接有燃油汽化管，而空气进气道34的侧面设置有主燃风进风口3122，主燃风进风口3122在空气进气道34的侧面上均布设置有2个，空气进气道34与燃烧室35连接的一端还设有旋流风挡板341，使其形成内外双层的旋流风结构。燃烧室35由石英管353组成，石英管353的两端分别设置有上石英管卡槽351和下石英管卡槽352，上石英管卡槽351和下石英管卡槽352上均开设有用于卡住石英管353并使石英管353的两端密封的卡槽，上石英管卡槽351和下石英管卡槽352上还加设有用于夹紧石英管353的紧固件354，紧固件354只需要是可调节自身长度以便于安装石英管353的零件即可，本实施例中采用丝杆和螺母来对其抵紧，使上石英管卡槽351和下石英管卡槽352能紧扣石英管353，使其保持密封。
如图3和图4所示，机匣上部311直径小于机匣下部312直径，且机匣上部311的筒体伸入机匣下部312内一部分，上石英管卡槽351与机匣上部311伸入机匣下部312的筒体末端连接，机匣上部311伸入机匣下部312的筒体末端处为圆柱网状结构，以在连通机匣上部311和机匣下部312的外腔空间的同时，便于冷却风的吹入与烟气混合。下石英管卡槽352与空气进气道34连接，石英管353的一端与空气进气道34连通，并设有点火棒，另一端连接有烟气管道36，烟气管道36与石英管353连通，并同轴设置在机匣上部311内，将烟气排出至排气支管33处，而烟气管道36的结构为多段的变径圆柱结构，并且在变径圆柱结构的下方底部部分设有通气孔361，这样设置，在通入冷却风的时候，能有效通过其变径部分对烟气管道36内部进行通风冷却。
如图2所示，在机匣下部312还设有若干个用于供数据采样及检测系统4采集和检测数据的观测窗37，观测窗37具体数量为四个，沿机匣下部312的周向方向均布设置，而观测窗37具体结构为在机匣下部312的中部沿其径向方向伸出的短支管，短支管的端部通过法兰固定有玻璃窗。机匣31上设有若干用于安装热电偶或传感器的内螺纹通孔38，内螺纹通孔38上设有用于密封机匣31内部空间的穿孔卡套外螺纹接头，以保证机匣31内部空间的密封性能。
具体地，内螺纹通孔38的位置设置在每两个观测窗37之间的机匣下部312外壁上以及机匣上部311的外壁上，机匣上部311的中下段的外壁沿轴向对称设置了两排内螺纹通孔38，机匣上部311的上段还设置了若干个中心对称的内螺纹通孔38，并且对应机匣上部311内部的烟气管道36在同样的位置上也设置有内螺纹通孔38，以供传感器伸入检测相应数据。同时底座39上还设有升降支架32，其作用在于可根据需要调整观测窗37的坐标位置，以与数据采样及检测系统4配合，对内部燃烧情况进行数据采集与分析。
如图1和图2所示，进风系统2包括空气压缩机21、储气罐22以及空气流量控制计，空气压缩机21与储气罐22的入口连接，空气流量控制计与储气罐22的出口连接，空气流量控制计用于控制出风量，空气流量控制计包括主燃风流量控制计23和冷却风流量控制计，主燃风流量控制计23连接有主燃风冷却风流量控制计分为一次冷却风流量控制计241和二次冷却风流量控制计242。一次冷却风可根据实际情况需要，输出不同气量的气体，如输出冷却风或者对观测窗37附近输出清洗气，其出口连接至底座39上，一次冷却发进风口有两个，以底座39的圆心均布设置；二次冷却风用于对烟气管道36和燃烧室35的出口部分冷却，二次冷却风进风口3124设置在机匣下部312的顶部位置，与机匣上部311连接的位置部位附件的位置处。
如图1所示，储气罐22与空气压缩机21连接，空气压缩机21吸入环境空气，并输出常温带压空气至储气罐22储存，储气罐22储存来自空气压缩机21的压缩空气，能对下游的供气具有一定的稳压作用，空气压缩机21上装有变频器，变频器可以监控储气罐22出口的压力，当其小于一定值时，空气压缩机21开始加载供气，当其大于一定值时，空气压缩机21结束加载供气。储气罐22出口设有过滤器，可以过滤去除微小灰尘与颗粒，保证下游空气流量控制计等精密仪器的正常工作，空气流量控制计的入口连接至储气罐22，出口连接至燃烧系统3，为燃烧系统3提供主燃风和冷却风，其中主燃风空气流量占总风量占比为65％-100％，一次冷却风空气流量占总风量占比为0％-35％，二次冷却风空气流量占总风量占比为0％-35％。
如图1所示，数据采样及检测系统4包括采样系统41、摄像系统42以及激光检测系统43，采样系统41用于对燃烧系统3内的温度、压力以及烟气进行测量与采样，激光检测系统43用于对燃烧系统3内的温度、组分进行测量。
采样系统41包括热电偶、温度显示仪412、压力传感器、压力显示仪411以及气体检测仪413，热电偶和压力传感器安装在通孔上，并连接温度显示仪412和压力显示仪411以监测温度和压力。具体地，热电偶设置在模型燃烧台外部，并延伸至燃烧场内部与烟气流通区域，可以对燃烧室35内部温度与燃烧烟气温度进行测量；温度显示仪412与热电偶连接，可以显示并记录燃烧场内部与烟气流通区域的温度；压力传感器设置在检测实验台底部，中部以及排烟管道，可以对主燃风，冷却风，燃烧场以及排气的压力进行测量；压力显示仪411与压力传感器连接，可以显示并记录主燃风，冷却风，燃烧场以及排气的压力；气体检测仪413设置在烟气管道36外侧，可以在线对烟气取样，分析其中的组分(NOx等)浓度并记录。
摄像系统42运用相机421(单反相机421，ICCD，CCD，EMCCD，像增强CMOS，CMOS，sCMOS等高速摄像机)，在燃烧台光学观测窗37前对燃烧场中火焰形态进行拍摄，可以直观展现燃料的燃烧特性与不同工况下不同燃料燃烧特性的对比，摄像系统42的相机421可固定一个位置，通过检测实验台底部的升降支架32移动，即可在相机固定位置不变的情况下对不同轴向位置的燃烧室35进行全自动扫描实时拍摄。
激光检测系统43运用多种激光检测技术：可调谐半导体激光吸收光谱(TDLAS)技术，平面激光诱导荧光(PLIF)技术；当运用可调谐半导体激光吸收光谱(TDLAS)技术时，在燃烧场布置多角度激光投影，并利用一次冷却风空气流量控制计通入TDLAS系统所需的清洗气，再通入检测实验台一次冷却风进风口3123内，清洗气风向与观测窗37平行，便于TDLAS系统的正常使用，最后利用沿激光路径的吸收值和场重建算法可实现燃烧场温度和气体组分浓度二维分布的重建，反映燃烧场温度和气体组分浓度在空间的分布信息；当运用平面激光诱导荧光(PLIF)技术时，将平面激光投射至燃烧场诱导荧光，通过调节激发波长可以精确选择特定基团，在通过高灵敏度ICCD成像可以获得基团空间浓度分布信息，每进行一次测量后，利用一次冷却风空气流量控制计通入PLIF系统所需的吹扫气，再通入检测实验台一次冷却风进风口3123内对光路吹扫，吹扫气风向与观测窗37平行，观测窗37内面吹扫速度6m/s-50m/s，持续10s-60s，形成一次测量周期。与摄像系统42相似，在任何一个周期内的任何阶段，可通过检测实验台底部的升降支架32移动，可以在光路不变的情况下对不同轴向位置的燃烧室35进行全自动扫描式的激光诊断。
具体地，在使用的时候，通过燃油系统1将汽化的燃油通入燃烧系统3中，并且利用进风系统2对燃烧系统3提高主燃风，在燃烧系统3中对汽化的燃油进行燃烧试验，模拟真实航空发动机燃烧头部的实际燃烧工况，在燃烧系统3进行燃烧试验的过程中，数据采样及检测系统4中的采样系统41、摄像系统42以及激光检测系统43对燃烧系统3内部的燃烧情况进行数据采集以及监视，从而对航空燃料着火与燃烧特性的检测标准参数进行补充。
在运作的时候，燃油系统1首先通过恒流泵12将不同种类不同定量的燃油替代燃料组分泵入燃油储存搅拌罐11内进行搅拌，配出特定组分比的燃油，然后将特定组分比的燃油通过恒流泵12泵出至燃油汽化管，最后通过开启式管式炉13对燃油汽化管内部的燃油按照特定温度曲线的加热模式加热，对燃油汽化管内的燃油进行汽化以及裂解，之后对汽化或者裂解后的燃油组分进行检测(利用气相色谱仪或色谱-质谱联用仪等)或在通过气体过滤器后，最终输入至燃烧系统3内供给燃烧。
进风系统2在运作的时候，首先通过空气压缩机21吸入环境空气，并输出常温带压空气至储气罐22储存，主燃风空气流量控制计进口通入储气罐22供给的压缩空气，并在其流通过程中控制流量，使之到达主燃风要求的风量，再通入燃烧系统3的主燃风进风口3122，以供给氧气，而一次冷却风根据实际的需求情况进行输出，二次冷却风一直输出冷却风对烟气管道36进行冷却。
燃烧系统3在运作的时候，首先燃气与主燃风会通过设置在机匣下部312和底座39上的主燃风进风口3122以及燃油汽化管进入到空气进气道34内，主燃风经过空气进气道34内部的旋流风挡板341形成双层旋流风，并与燃气进行混合，经过混合的主燃风、燃气混合物通过空气进气道34后，进入到燃烧室35内，然后利用点火棒产生的电火花对混合物引燃，使其在燃烧室35内充分燃烧。最后混合物燃烧后的烟气通过烟气管道36流通至排气支管33内，此时通过烟气管道36的变径圆柱结构上的通孔与二次冷却风结合冷却，再进一步从排气支管33排出。
数据采样及检测系统4在运作的时候，通过安装在检测实验台上各个部位的热电偶和传感器对燃烧系统3内部的温度、压力和烟气浓度等信息进行取样检测，并通过相机421透过观测窗37对燃烧的火焰形态进行拍摄，以及通过多种激光技术获取检测实验台内部的气体组分浓度等分布信息。
上述实施例只是为了说明本发明的技术构思及特点，其目的是在于让本领域内的普通技术人员能够了解本发明的内容并据以实施，并不能以此限制本发明的保护范围。凡是根据本发明内容的实质所做出的等效的变化或修饰，都应涵盖在本发明的保护范围内。
Claims (8)
1.一种航空发动机燃料燃烧特性实验检测系统，其特征在于：包括燃油系统(1)，进风系统(2)，燃烧系统(3)，数据采样及检测系统(4)；
燃油系统(1)用于为燃烧系统(3)提供可控流量的汽化燃油；
进风系统(2)用于为燃烧系统(3)提供主燃风和冷却风；
燃烧系统(3)用于为燃油的燃烧提供可控燃烧压力的受限空间；
数据采样及检测系统(4)用于对燃烧系统(3)的燃烧数据进行检测、采样以及测量；
所述燃烧系统(3)包括检测实验台，所述检测实验台包括底座(39)、机匣(31)以及排气支管(33)，所述机匣(31)包括机匣上部(311)和机匣下部(312)，所述机匣上部(311)和机匣下部(312)均为筒体结构，所述机匣上部(311)与机匣下部(312)密封连接，所述排气支管(33)连接在机匣上部(311)的末端，并安装有压力控制阀，所述机匣下部(312)内设有空气进气道(34)和燃烧室(35)，所述燃烧室(35)延伸至机匣上部(311)内，所述空气进气道(34)的一端连接在底座(39)上，另一端与燃烧室(35)连接，所述空气进气道(34)连接在底座(39)上的一端设有燃料入口(3121)和主燃风进风口(3122)，所述燃烧室(35)内与空气进气道(34)连接的部位设有点火棒，所述机匣下部(312)内空气进气道(34)和燃烧室(35)以外的空间形成外腔，所述机匣下部(312)上设有若干个冷却风进风口；
所述数据采样及检测系统(4)包括采样系统(41)、摄像系统(42)以及激光检测系统(43)，所述采样系统(41)用于对燃烧系统(3)内的温度、压力以及烟气进行测量与采样，所述激光检测系统(43)用于对燃烧系统(3)内的温度、组分进行测量。
2.根据权利要求1所述的航空发动机燃料燃烧特性实验检测系统，其特征在于：所述燃烧室(35)包括石英管(353)，所述石英管(353)的两端分别设置有上石英管卡槽(351)和下石英管卡槽(352)，所述上石英管卡槽(351)和下石英管卡槽(352)上设有用于卡住石英管(353)并使石英管(353)的两端密封的卡槽，所述上石英管卡槽(351)和下石英管卡槽(352)上设有用于夹紧石英管(353)的紧固件(354)，所述机匣上部(311)的筒体伸入机匣下部(312)内一部分，所述上石英管卡槽(351)与机匣上部(311)的筒体连接，连接处为网状结构，所述下石英管卡槽(352)与空气进气道(34)连接，所述石英管(353)的一端与空气进气道(34)连通，另一端连接有烟气管道(36)，所述烟气管道(36)与石英管(353)连通，并设置在机匣上部(311)内。
3.根据权利要求2所述的航空发动机燃料燃烧特性实验检测系统，其特征在于：所述烟气管道(36)为多段变径圆柱结构。
4.根据权利要求1所述的航空发动机燃料燃烧特性实验检测系统，其特征在于：所述机匣下部(312)上设有若干个用于供数据采样及检测系统(4)采集和检测数据的观测窗(37)，所述观测窗(37)包括在机匣下部(312)的中部沿其径向方向伸出的短支管，所述短支管的端部通过法兰固定有玻璃窗。
5.根据权利要求1所述的航空发动机燃料燃烧特性实验检测系统，其特征在于：所述底座(39)上设有升降支架(32) 。
6.根据权利要求1-5任一所述的航空发动机燃料燃烧特性实验检测系统，其特征在于：所述机匣(31)上设有若干用于安装热电偶或传感器的内螺纹通孔(38)，所述内螺纹通孔(38)上设有用于密封机匣(31)内部空间的穿孔卡套外螺纹接头。
7.根据权利要求1所述的航空发动机燃料燃烧特性实验检测系统，其特征在于：所述燃油系统(1)包括燃油储存搅拌罐(11)以及燃油汽化管，所述燃油汽化管上设有恒流泵(12)，并且所述燃油汽化管一端连接在燃油储存搅拌罐(11)上，另一端连接至燃烧系统(3)，所述燃油汽化管上还设有开启式管式炉(13)，所述开启式管式炉(13)用于沿特定温度曲线加热模式加热燃油汽化管，以加热其内部燃油。
8.根据权利要求1所述的航空发动机燃料燃烧特性实验检测系统，其特征在于：所述进风系统(2)包括空气压缩机(21)、储气罐(22)以及空气流量控制计，所述空气流量控制计用于控制出风量，所述空气流量控制计包括主燃风流量控制计(23)和冷却风流量控制计，所述储气罐(22)与空气压缩机(21)连接，所述空气流量控制计的入口连接至储气罐(22)，出口连接至燃烧系统(3) 。
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