CN110926823B - 一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,承力机匣为圆筒型,试验段置于所述承力机匣内,所述试验段包括扇形火焰筒和扇形机匣;本发明结构下,试验过程中的机械载荷及试验压力由承力机匣独立承担,扇形机匣与扇形火焰筒组成的试验段主体只承担构成流道的功能,不受外部载荷影响,可以有效提高试验件寿命及试验安全,承力机匣与支撑法兰具有一定的通用性,可包容多个项目扇形试验件,该试验件结构形式简单可靠,工艺性好,装拆方便,可以显著节约加工成本,缩短研制周期。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机领域,是一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,也适用其它高温高压扇形试验件设计。
背景技术
随着先进航空技术的不断发展,对航空发动机的高温比、高压比、高推重比和低油耗提出了更高的要求,主燃烧室作为发动机三大核心部件之一,必须具备更高的燃烧效率、更轻的重量和更长的寿命。在发动机研制过程中,现有的计算模拟仿真手段具有一定的局限性,无法准确模拟发动机的工作状态及性能,需要通过大量的试验进行验证。目前,由于试验设备(气源)能力的限制,全尺寸主燃烧室部件试验在大工况条件下主要采用降温、降压的方式进行,无法真实反映压力及雷诺数对辐射和对流换热的影响。为了获取真实工况下火焰筒的冷却性能及主燃烧室部件综合性能,国内外大多选取一定头部数量的火焰筒头部,保持气流通道型面与发动机真实件一致,构成扇形试验件,开展高温高压工况下模拟试验研究。
目前国内大部分高温高压主燃烧室扇形试验件主要由燃烧室机匣、火焰筒及燃油喷嘴三部分组成,其结构形式与全尺寸主燃烧室类似,典型结构如图1所示,主要存在的缺点如下:
a)采用相对于真实件增加壁厚的燃烧室机匣作为承力件,其扇形焊接结构对承受高温高压及传递设备载荷的能力较弱,难以满足强度设计要求,从而影响试验安全及试验件寿命;
b)燃烧室机匣与火焰筒为装配结构,为便于装配及防止热变形不协调,火焰筒侧壁及边缘与燃烧室机匣存在间隙,造成试验过程中二股通道部分气流进入侧腔(燃烧室机匣与火焰筒侧壁空腔),从而影响试验件流量分配,降低试验精度;
c)由于不同项目发动机特点、气动参数及结构尺寸存在差异,各项目均根据自身的需求设计扇形试验件,不具有通用性,大大增加了研制成本及周期。
发明内容
发明目的:针对上述问题,本发明提供一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,采用整环形承力框架及三段式侧壁密封,保障高温高压工况下的试验安全,提高试验精度,降低项目研制成本。
本发明实现上述目的的方案:
本发明提供一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,承力机匣为圆筒型,试验段置于所述承力机匣内,所述试验段包括扇形火焰筒和扇形机匣。
优选的,所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,还包括支撑法兰,所述支撑法兰连接试验段后端与承力机匣。
优选的,所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,还包括辅助支撑结构,所述辅助支撑结构一端连接承力机匣内壁,一端连接试验段前端,从侧面对试验段前端进行辅助支撑。
优选的,所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,所述辅助支撑结构在轴向具有浮动量,辅助支撑结构与试验段前端的连接部位可沿轴向滑动,以补偿高温工况下的热变形不协调。
优选的,所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,还包括密封侧壁,所述扇形火焰筒装配在扇形机匣内,密封侧壁通过螺栓压紧密封扇形机匣及扇形火焰筒侧壁,形成封闭的主燃烧室二股通道。
优选的,所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,所述密封侧壁为薄壁,可补偿加工误差,可补偿封扇形机匣与扇形火焰筒侧壁间的热变形不协调。
优选的,所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,还包括燃油喷嘴,所述燃油喷嘴固定在扇形机匣上,通过管路穿过承力机匣与外部设备燃油管路连接。
优选的,所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,所述管路为金属软管。
优选的,所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,所述支撑法兰包括火焰筒出口连接孔,所述火焰筒出口连接孔与扇形火焰筒出口形状一致。
优选的,所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,在所述试验段可以放置进承力机匣内腔的前提下,所述试验段可以替换,所述承力机匣可以重复使用。
本发明的有益效果是:主燃烧室扇形试验件开展高温高压试验时,采用本发明可为试验件试验安全及试验精度提供保障,具体如下:
1.试验过程中的机械载荷及试验压力由承力机匣独立承担,扇形机匣与扇形火焰筒组成的试验段主体只承担构成流道的功能,不受外部载荷影响,可以有效提高试验件寿命及试验安全;
2.密封侧壁从外侧同时压紧密封扇形机匣及扇形火焰筒侧壁,可以消除二股通道漏气现象,保障流量分配满足设计要求,提高试验精度;
3.该结构形式简单可靠,工艺难度较小,其他项目可借用其承力机匣及支撑法兰,仅需根据具体项目特点设计加工扇形机匣及扇形火焰筒等零组件,可以显著节约加工成本,缩短研制周期。
附图说明
图1为现有技术结构示意图;
图2为高压舱式主燃烧室扇形试验件顺航向剖视图;
图3为高压舱式主燃烧室扇形试验件右侧剖视图;
图4为承力机匣结构示意图;
图5为密封侧壁结构示意图;
图6为支撑法兰结构示意图;
1-承力机匣;2-扇形机匣;3-扇形火焰筒;4-密封侧壁;5-支撑法兰;6-燃油喷嘴;7-辅助支撑。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白,以下结合具体实施例,并参照附图,对本发明进一步详细说明。
本发明为一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,主要由承力机匣1、扇形机匣2、扇形火焰筒3、密封侧壁4、支撑法兰5、燃油喷嘴6、辅助支撑7组成,结构简单可靠,具有一定的通用性,适应于高温高压部件试验件。
密封侧壁4通过螺栓压紧密封扇形机匣2及扇形火焰筒3侧壁,形成封闭的主燃烧室二股通道,并具有补偿加工误差及热变形不协调的能力。其中火焰筒侧壁一端是高温燃气,一端是试验件进口高温气流,工作环境恶劣,需要对其设计加强冷却结构。
扇形机匣2与扇形火焰筒3通过后法兰固定于支撑法兰5上,支撑法兰5起着分隔试验段与测试段腔道及支撑试验段的作用,需要根据模拟发动机涡轮引气量计算确定其冷却结构特征参数。
燃油喷嘴6固定在扇形机匣上,通过管路穿过承力机匣与外部设备燃油管路连接,为防止螺纹连接接嘴在高温条件下出现燃油泄露,从而引起自燃,影响试验安全,管路与喷嘴采用焊接结构;为便于装配及解决模型试验件舱式结构过约束及密封问题,管路采用金属软管进行燃油输送。
承力机匣1采用整环形结构,其前法兰与设备管道连接,后法兰通过支撑法兰5与测试机构或试验台架连接,传递设备载荷及热应力。承力机匣1可设置电嘴安装座、测试安装座等,试验件尺寸较大时需在进口位置增加辅助支撑7,辅助支撑7应具有一定的浮动量,以补偿高温工况下热变形不协调。
下面结合附图及具体介绍本发明的实施例。
图2~图3中高压舱式主燃烧室扇形试验件主要由承力机匣1、扇形机匣2、扇形火焰筒3、密封侧壁4、支撑法兰5、燃油喷嘴6、辅助支撑7组成。试验件借鉴高压舱原理结构形式,将承力机匣1作为高压舱体,承受试验过程中进口气流压力、温度负荷并传递设备载荷。扇形机匣2及扇形火焰筒3作为试验段主体,后端通过支撑法兰5固定于承力机匣1上,前端设置浮动辅助支撑7,高温工况下可向前自由滑动,释放热应力。扇形机匣2仅承受温度负荷,内外压差基本一致,这种结构形式可以保护试验段主体不受外部载荷影响,提高试验件寿命及试验安全。密封侧壁4通过螺栓压紧密封扇形机匣2及扇形火焰筒3侧壁,形成封闭的主燃烧室二股通道,保障流量分配满足设计要求,提高试验模拟的真实性。燃油喷嘴6固定在扇形机匣上,通过管路穿过承力机匣与外部设备燃油管路连接,为便于装配及解决试验件高压舱式结构过约束及密封问题,管路采用金属软管进行燃油输送。电嘴及测试耙均采用浮动密封结构,可沿轴向自由滑动以补偿热变形不协调。承力机匣1与支撑法兰5具有一定的通用性,可包容多个项目扇形试验件。该试验件结构形式简单可靠,工艺性好,装拆方便,可以显著节约加工成本,缩短研制周期。
图4中承力机匣1作为主要承载件,其壁厚H1及法兰厚度H2与试验工况、材料性能直接相关,通常在5mm~500mm之间。为保证承力机匣1的通用性,总长H3及内径D1应适当偏大,以包容其他项目的扇形机匣及扇形火焰筒,H3在100mm~5000mm之间,D1在100mm~5000mm之间。
图5中密封侧壁4内外型面分别与扇形火焰筒3型面、扇形机匣2型面相似,其总长H4≥扇形机匣侧壁总长,总高H5≥扇形机匣侧壁,厚度H6不宜太厚,以补偿扇形机匣2、扇形火焰筒3的加工误差及热变形不协调,H6在0.5mm~10mm之间。螺栓孔间距H7及螺栓孔直径D2应充分考虑装配性及密封性。
图6中支撑法兰5中心槽呈扇形,其高度H9、角度A°、外径R1、内径R2应与扇形火焰筒出口保持一致,H9在20mm~500mm之间,A°在15°~180°之间。厚度H8与试验工况、材料性能直接相关,通常在5mm~50mm之间。冷却引气孔直径D3由模拟发动机涡轮引气量计算确定,避免影响试验的精确性。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已,并不用以限制本发明,凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等,均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式,应当指出,对于本技术领域的普通技术人员来说,在不脱离本发明技术原理的前提下,还可以做出若干改进和变型,这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。
Claims (7)
1.一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,其特征在于,承力机匣为圆筒型,试验段置于所述承力机匣内,所述试验段包括扇形火焰筒和扇形机匣;
所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构还包括支撑法兰,所述支撑法兰连接试验段后端与承力机匣;
所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构还包括辅助支撑结构,所述辅助支撑结构一端连接承力机匣内壁,一端连接试验段前端,从侧面对试验段前端进行辅助支撑;
所述辅助支撑结构在轴向具有浮动量,辅助支撑结构与试验段前端的连接部位可沿轴向滑动,以补偿高温工况下的热变形不协调。
2.根据权利要求1所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,其特征在于,还包括密封侧壁,所述扇形火焰筒装配在扇形机匣内,密封侧壁通过螺栓压紧密封扇形机匣及扇形火焰筒侧壁,形成封闭的主燃烧室二股通道。
3.根据权利要求2所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,其特征在于,所述密封侧壁为薄壁,可补偿加工误差,可补偿封扇形机匣与扇形火焰筒侧壁间的热变形不协调。
4.根据权利要求2所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,其特征在于,还包括燃油喷嘴,所述燃油喷嘴固定在扇形机匣上,通过管路穿过承力机匣与外部设备燃油管路连接。
5.根据权利要求4所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,其特征在于,所述管路为金属软管。
6.根据权利要求2所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,其特征在于,所述支撑法兰包括火焰筒出口连接孔,所述火焰筒出口连接孔与扇形火焰筒出口形状一致。
7.根据权利要求1所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构,其特征在于,在所述试验段可以放置进承力机匣内腔的前提下,所述试验段可以替换,所述承力机匣可以重复使用。
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