CN111426482A - 一种航空发动机燃烧室试验台 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机燃烧室试验台，包含试验件安装系统和管路与阀门系统，所述试验件安装系统含试验段，用于安装试验件，并设有旋转测量装置，对试验件出口参数进行测量，所述试验件安装系统通过管路与阀门系统与提供压缩空气的气源系统、冷却水系统、燃油系统和消/隔声装置连接，所述冷却水系统包括压缩机冷却水系统和试验段冷却水系统，气源系统的进气管路上设置有加温系统，对进入试验件的空气进行加温及温度调节，试验台还包含测控系统与视频监控系统，所述测控系统电连接各系统的电执行机构。本发明的燃烧室试验台能满足各试验项目测量需求，做到对系统的精确、实时监控。

Description

一种航空发动机燃烧室试验台

技术领域

本发明属于燃烧室试验台技术领域，更具体地，涉及一种航空发动机燃烧室试验台。

背景技术

燃烧室是航空燃气涡轮发动机的三大核心部件之一，与燃烧相关的燃烧调整、低污染燃烧、燃烧室冷却等技术直接关系到航空燃气涡轮发动机的安全性和经济性。结合我国航空燃气涡轮发动机发电行业的现状，开展上述航空燃气涡轮发动机相关技术的研究，有利于促进航空燃气涡轮发动机燃烧技术的可持续发展、进一步提升我国航空燃气涡轮发动机发电技术领域的专业地位。

为开发先进的航空燃气涡轮发动机燃烧调整技术并逐步发展高效率的航空燃气涡轮发动机燃烧技术，首先要建立航空燃气涡轮发动机燃烧实验平台，试验台要能承担各需要测量的试验项目，并根据测量结果计算出燃烧室总压恢复系数(σ)，燃烧室出口温度分布不均匀系数(OTDF)、燃烧室出口温度径向分布不均匀系数(RTDF)、燃烧效率η等。试验台各系统接连配合使试验安全、高效、流畅、稳定的进行，具体的，能根据试验所需提供一定流量大小的压缩空气、燃油，能将排气段的高温燃气冷却到一定温度排放，试验件进出口的压力、温度、空气流量等参数的实时测量反馈，各设备状态的监控等等，都是航空发动机燃烧室试验台需要满足的功能。

发明内容

为了解决上述至少一个技术问题，本发明公开一种航空发动机燃烧室试验台，能满足各试验项目测量需求，做到对系统的精确、实时监控。

本发明采用如下的具体技术方案：

一种航空发动机燃烧室试验台，包含试验件安装系统和管路与阀门系统，所述试验件安装系统含试验段，用于安装试验件，并设有旋转测量装置，对试验件出口参数进行测量，所述试验件安装系统通过管路与阀门系统与提供压缩空气的气源系统、冷却水系统、燃油系统和消/隔声装置连接，所述冷却水系统包括压缩机冷却水系统和试验段冷却水系统，气源系统的进气管路上设置有加温系统，对进入试验件的空气进行加温及温度调节，试验台还包含测控系统与视频监控系统，所述测控系统电连接各系统的电执行机构。

优选的，所述气源系统包括压缩机组和仪表气系统，所述压缩机组连接至试验台进气管道，所述仪表气系统为压缩机组的进气阀与放空阀提供用气以及密封用气。

优选的，所述压缩机组设置有冷却系统，包括级间冷却器、电机冷却器以及油冷却器，各冷却器均连接至压缩机冷却水系统的进水管与回水管。

优选的，所述气源系统的压缩空气通过进气主阀进入试验台，所述进气主阀后段设置两组口径不同的放气调节阀、进气调节阀来精确调节试验的空气流量，所述放气调节阀连接至消音塔。

优选的，所述进气调节阀连接切换阀，所述切换阀控制进气调节阀组连通至标准流量喷嘴一或标准流量喷嘴二，经流量喷嘴计量后的压缩空气连通至加温系统。

优选的，所述加温系统采用电加温器，所述电加温器的出口处设置了整流稳压装置。

优选的，所述冷却水系统的试验段冷却水系统分为低压循环水系统和高压喷水系统，所述低压循环水系统用于试验段出口转接段和测量段水套、排气水套的冷却，所述高压喷水系统用于试验段出口的喷水，降低燃气温度，以满足排气装置的温度要求。

优选的，所述燃油系统包含燃油泵与变频调节系统，所述燃油泵前端设置手动阀，后端的供油管道上依次设置换向阀、单向阀并连接至试验件，所述换向阀连接回油管路通至油库。

优选的，所述测控系统由电气控制系统、测试系统、操纵台三个子系统组成，精确调节控制试验器所需气源，测量试验件进出口试验参数。

优选的，所述视频监控系统由摄像头、硬盘刻录机、硬盘、显示屏幕与交换机组成，监控试验件和试验台设备运转情况。

本发明的航空发动机燃烧室试验台，能满足各试验项目测量需求，实现压缩空气、燃油的精确控制，高温气体的冷却排放，试验段进出口温度、压力、流量的实时测量反馈，对各系统设备的实时远程/手动控制以及监测。

附图说明

图1为本发明航空发动机燃烧室试验台系统原理图。

1、进气主阀；2、放气调节阀一；3、放气调节阀二；4、排气蝶阀；5、进气调节阀一；6、进气调节阀二；7、冷却气调节阀；8、电加温器；9、标准流量喷嘴一；10、标准流量喷嘴二；11、切换阀。

具体实施方式

下面结合具体实施例进一步说明本发明。除非特别说明，本发明实施例中采用的原料和方法为本领域常规市购的原料和常规使用的方法。

实施例1

如图1所示，航空发动机燃烧室试验台，包含试验件安装系统和管路与阀门系统，试验件安装系统含试验段，用于安装试验件，并设有旋转测量装置，对试验件出口参数进行测量，试验件安装系统通过管路与阀门系统与提供压缩空气的气源系统、冷却水系统、燃油系统和消/隔声装置连接，冷却水系统包括压缩机冷却水系统和试验段冷却水系统，气源系统的进气管路上设置有加温系统，对进入试验件的空气进行加温及温度调节，试验台还包含测控系统与视频监控系统，测控系统电连接各系统的电执行机构。

气源系统用于为试验件提供满足压力、流量和品质要求的压缩空气，包括压缩机组和仪表气系统，压缩机组连接至试验台进气管道，仪表气系统为压缩机组的进气阀与放空阀提供用气以及密封用气。压缩机组设置有冷却系统，包括级间冷却器、电机冷却器以及油冷却器，各冷却器均连接至压缩机冷却水系统的进水管与回水管。气源系统的压缩空气通过进气主阀1进入试验台，进气主阀1后段设置两组口径不同的放气调节阀(2、3)、进气调节阀(5、6)来精确调节试验的空气流量，两并联的放气调节阀2、3连接至消音塔。两并联的进气调节阀(5、6)连接切换阀，切换阀控制进气调节阀(5、6)组连通至标准流量喷嘴一(小)或标准流量喷嘴二(大)，经流量喷嘴一或二计量后的压缩空气连通至加温系统。

加温系统安装在进气管路上，采用电加温器8对进入试验件的空气进行加温及温度调节，电加温器8的出口处设置了整流稳压装置，整流装置采用内外六边形钢管制成的蜂窝结构，对进入燃烧室的空气进行整流。

冷却水系统的试验段冷却水系统分为低压循环水系统和高压喷水系统，具体的，水池连接高压喷水系统、低压循环水系统和压缩机冷却水系统，高压喷水系统的高压冷却水从喷水段直接喷入高温排气管道，将高温空气或燃气的温度冷却至300℃以下，低压循环水系统用于试验件出口测量段、转接段、排气水套、冷却器供水，压缩机冷却水系统用于离心压缩机级间气体冷却、电机冷却和滑油系统冷却。

燃油系统包含燃油泵与变频调节系统，燃油泵前端设置手动阀，后端的供油管道上依次设置换向阀、单向阀并连接至试验件，换向阀连接回油管路通至油库，当需要紧急停车时，可在0.2s的时间内切断燃油。

测控系统由电气控制系统、测试系统、操纵台三个子系统组成，精确调节控制试验器所需气源，测量试验件进出口试验参数。操纵台包含对气路、供水、加温、燃油、测试和加温装置的操作工位，采用按钮和/或指示灯和/或触摸屏进行操作，电气系统包含动力配电柜以及各下级电气柜，操作控制系统包括PLC控制系统和计算机系统，配合现场总线设备与操纵台，实现对试验设备的操作控制。

视频监控系统由摄像头、硬盘刻录机、硬盘、显示屏幕与交换机组成，监控试验件和试验台设备运转情况。摄像机采集被监视部位的视频信号，通过网络交换机、硬盘录像机将信号传输到显示器显示。

实施例2

本实施例公开航空发动机燃烧室试验台的主要操纵流程及方法，相关部件如图1所示。

(1)检查各系统工作是否正常，开启电气、控制、测试等系统；

(2)开启低压循环水系统、高压水系统、燃油系统等的总阀门；开启管路进气主阀1、放气调节阀一/二2/3、排气蝶阀4，关闭进气调节阀一/二5/6、冷却气调节阀7；

(3)开启低压水循环水系统的增压泵，检查供水压力是否正常；

(4)开启气源系统压缩机组，对管路进行吹扫，时间一般为10分钟，如果长时间未进行试验，可适当延长；

(5)开启进气调节阀一/二5/6，试验件供气，同时调节排气蝶阀4，将空气流量控制在2kg/s、试验件进口总压Pt3控制在0.4MPa，等参数稳定后，检查试验段等是否漏气；

(6)全开冷却气调节阀7；将空气参数调节到试验件点火的状态，开启燃油系统的阀门，启动燃油泵电机，按点火时燃油对应的频率，调节变频器的频率，按下启动点火按钮进行点火，当点火成功后，调节空气流量、压力及燃油流量至慢车状态，并维持5分钟，检查出口热电偶是否正常，是否漏油等，并熄火；

(7)将空气流量控制在3kg/s、试验件进口总压Pt3控制在0.6MPa，等参数稳定后，启动电加温器8进行升温；

8)当试验件进口温度Tt3在200℃时，关闭电加温器8，按步骤(6)进行点火，点火成功后，气流参数调至满足状态，并启动电加温器8进行温度调节；当排气蝶阀4前温度超过600℃时，启动高压水系统，将排气蝶阀4前温度控制在300℃以下；当各参数满足试验要求时(±1％的范围内)，稳定3分钟，启动位移机构进行测量(设置在出口测量段，为旋转量程为120°的旋转盘，旋转盘上安装有温度压力测量装置)；当测量完成后，位移反转复位，再稳定3分钟再进行第二次测量；若两次测量的OTDF(燃烧室出口温度分布不均匀系数)差值超过0.05时，需进行第三次测量；

(9)按步骤(8)的相关步骤完成其他状态的试验(通常按进口温度从低往高进行)；

(10)当所有的试验完成后，慢慢关闭电加温器8，将气流参数维持在巡航状态，余气系数维持在6，对电加温器8、进口管路等进行吹冷，当Tt3在低于200℃时，关闭燃油系统阀门、再关闭高压喷水系统阀门，继续吹冷，当Tt3在低于100℃时，关闭气源系统压缩机组、关闭低压循环水增压泵；

(11)关闭低压循环水系统、高压喷水系统、燃油系统等相关阀门；

(12)检查各系统是否有异常，关闭测控系统。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航空发动机燃烧室试验台，包含试验件安装系统和管路与阀门系统，其特征在于，所述试验件安装系统含试验段，用于安装试验件，并设有旋转测量装置，对试验件出口参数进行测量，所述试验件安装系统通过管路与阀门系统与提供压缩空气的气源系统、冷却水系统、燃油系统和消/隔声装置连接，所述冷却水系统包括压缩机冷却水系统和试验段冷却水系统，气源系统的进气管路上设置有加温系统，对进入试验件的空气进行加温及温度调节，试验台还包含测控系统与视频监控系统，所述测控系统电连接各系统的电执行机构。

2.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室试验台，其特征在于，所述气源系统包括压缩机组和仪表气系统，所述压缩机组连接至试验台进气管道，所述仪表气系统为压缩机组的进气阀与放空阀提供用气以及密封用气。

3.根据权利要求2所述的航空发动机燃烧室试验台，其特征在于，所述压缩机组设置有冷却系统，包括级间冷却器、电机冷却器以及油冷却器，各冷却器均连接至压缩机冷却水系统的进水管与回水管。

4.根据权利要求2所述的航空发动机燃烧室试验台，其特征在于，所述气源系统的压缩空气通过进气主阀进入试验台，所述进气主阀后段设置两组口径不同的放气调节阀、进气调节阀来精确调节试验的空气流量，所述放气调节阀连接至消音塔。

5.根据权利要求4所述的航空发动机燃烧室试验台，其特征在于，所述进气调节阀连接切换阀，所述切换阀控制进气调节阀组连通至标准流量喷嘴一或标准流量喷嘴二，经流量喷嘴计量后的压缩空气连通至加温系统。

6.根据权利要求1或5所述的航空发动机燃烧室试验台，其特征在于，所述加温系统采用电加温器，所述电加温器的出口处设置了整流稳压装置。

7.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室试验台，其特征在于，所述冷却水系统的试验段冷却水系统分为低压循环水系统和高压喷水系统，所述低压循环水系统用于试验段出口转接段和测量段水套、排气水套的冷却，所述高压喷水系统用于试验段出口的喷水，降低燃气温度，以满足排气装置的温度要求。

8.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室试验台，其特征在于，所述燃油系统包含燃油泵与变频调节系统，所述燃油泵前端设置手动阀，后端的供油管道上依次设置换向阀、单向阀并连接至试验件，所述换向阀连接回油管路通至油库。

9.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室试验台，其特征在于，所述测控系统由电气控制系统、测试系统、操纵台三个子系统组成，精确调节控制试验器所需气源，测量试验件进出口试验参数。

10.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室试验台，其特征在于，所述视频监控系统由摄像头、硬盘刻录机、硬盘、显示屏幕与交换机组成，监控试验件和试验台设备运转情况。

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