CN112577750A - 一种用于航空发动机整机试验的进气加温装置 - Google Patents

一种用于航空发动机整机试验的进气加温装置 Download PDF

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Abstract

本申请提供了一种用于航空发动机整机试验的进气加温装置，包括：依次连接的前转阶段、进气模拟装置、加温器以及后转接段；前转阶段、进气模拟装置、加温器和后转接段内均形成有外流道和内流道；自前转阶段和进气模拟装置的外流道流入的冷流在加温器内加温形成热流而流入后转接段，自前转阶段、进气模拟装置和加温器的内流道流入的冷流流入后转接段，流入后转接段的冷流和热流在后转接段内掺混降温形成均匀流场。本申请通过构建了内外流道，可以实现不采用旁路引气的前提下，提高加温器稳定工作范围，改善了燃烧稳定性以及出口流场热均匀性，减小了对设备的冲击振动，同时也可以改善出口温度场，提高后测量段的使用寿命。

Description

一种用于航空发动机整机试验的进气加温装置
技术领域
本申请属于航空发动机试验技术领域，特别涉及一种用于航空发动机整机试验的进气加温装置。
背景技术
航空发动机在设计、工艺改进或修理后均需进行地面台架长期试车考核，其中热负荷考核时需要对航空发动机进口空气进行加温。为了满足试验要求，需要将流量30kg/s的空气加热到500℃以上。由于加温温度较高，在不考虑空气洁净性条件下，采用直接燃烧的方式进行加温。加温装置通常基于现有的航空发动机燃烧室。但是，由于燃烧稳定性的问题，现有的航空发动机燃烧室不能直接作为设备的空气加温装置使用，因此需要对现有的航空发动机燃烧室进行一些改造，以达到稳定燃烧的目的。
在一些改造方案中，例如采用增大管径的方案可以降低空气流速，改善燃烧稳定性，但是对设备已有管道改造很大，并且选用的阀门口径也变大，成本较高；或是采用加温装置出口增加节流孔板，以提高空气压力，改善燃烧稳定性，但是节流孔板处气流流速较高，给设备带来较大的冲击振动；或是采用额外增加一条进气管道，在加温装置出口处再掺混的方式可以改善燃烧稳定性，但是需要对已有管道进行改造，占用更多的空间，并且掺混后的混气流场热均匀性不好。
发明内容
本申请的目的是提供了一种用于航空发动机整机试验的进气加温装置，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
本申请的技术方案是：一种用于航空发动机整机试验的进气加温装置，包括：依次连接的前转阶段、进气模拟装置、加温器以及后转接段；
前转阶段、进气模拟装置、加温器和后转接段内均形成有外流道和内流道；
自前转阶段和进气模拟装置的外流道流入的冷流在加温器内加温形成热流而流入后转接段，自前转阶段、进气模拟装置和加温器的内流道流入的冷流流入后转接段，流入后转接段的冷流和热流在后转接段内掺混降温形成均匀流场。
进一步的，所述前转接段包括：
第一前法兰、第一后法兰、连接于第一前法兰和第一后法兰的套筒以及设置于套筒之内的内锥，其中，套筒与内锥之间通过周向设置的多个支板连接，从而使得套筒与内锥之间形成外流道，在内锥的前端设有多个进气孔从而使内锥内形成内流道。
进一步的，所述支板与套筒之间具有间隙，用于形成径向膨胀产生的安全裕度。
进一步的，所述加温器包括：
构成内流道且依次相连的内环、内扩散壁及内机匣；
与内流道一起构成外流道且依次相连的外环和外机匣；
在外机匣与内机匣之间设有燃油总管与火焰筒组件，所述燃油总管与火焰筒组件用于对流经外流道的流体进行加温；
其中，内机匣外环沿周向均匀有多个轴向延伸的加强管，且通过加强环套在所述加强管上，用于加强机匣整体的结构强度。
进一步的，所述燃油总管与火焰筒组件与外机匣之间通过外定位环搭接，外定位环308上开有斜孔311，用于冷却火焰筒后端壁面；
所述燃油总管与火焰筒组件与内机匣之间通过内定位环连接。
进一步的，所述后转接段包括：
用于与加温器连接的第二前法兰；
用于与试验管路连接的第二后法兰；
设置在第二前法兰和第二后法兰之间的筒体；
设置在筒体内的气冷椎体，所述气冷椎体内形成内流道，所述筒体与气冷椎体之间形成外流道，气冷椎体的锥面上设有多排周向布置的冷气孔和主冷气孔；以及
设置在气冷椎体与筒体之间的异型支板组件，所述异型支板组件具有连通外流道和主冷气孔的降温通道和联通所述降温通道的散热孔，自外流道流入的热流和自主冷气孔流入的冷流在后转接段内实现掺混。
进一步的，所述异型支板组件包括：
设有多个散热孔的外支板；
设置于外支板内部的支撑管，所述支撑管与外支板之间通过固定销配合座固定成一体而与气冷椎体相固定，所述支撑管与外支板之间形成所述降温通道；
设置于支撑管底部的堵板；
所述异型支板组件通过穿过筒体的定位销插入固定销配合座内，实现所述异型支板组件的位置限位。
进一步的，所述外支板沿气流流向呈前大后小的流线型跑道结构。
进一步的，所述外支板与支撑管之间设有沿着气流流向的加强筋，以加强外支板的强度。
进一步的，所述散热孔沿气流流向位于所述外支板的两侧。
本申请所提供的用于航空发动机整机试验的进气加温装置通过构建了内外流道，可以实现不采用旁路引气的前提下，将调配好的加温器内流道通冷气并从气冷锥体及异型支板的排出，外流道内的气体在加温器内加热后在气冷锥体外及异型支板内进行有效掺混，可以提高加温器稳定工作范围，改善了燃烧稳定性以及出口流场热均匀性，减小了对设备的冲击振动，同时也可以改善出口温度场，提高后测量段的使用寿命。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请的进气加温装置总体结构示意图。
图2为本申请的前转阶段结构示意图。
图3为本申请的加温器结构示意图。
图4为本申请的后转接段结构示意图。
图5为本申请的异型支板组件A-A向剖视图。
图6a为本申请的进气加温装置气流流向示意图。
图6b为本申请的后转阶段内气流流向示意图。
图6c为本申请的异型支板组件内气流流向示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
如图1所示，本申请提供的用于航空发动机整机试验的进气加温装置主要包括前转接段100、进气模拟装置200、加温器300和后转接段400组成，其中这四部分通过法兰螺栓紧固的方式相互连接。
如图2所示，前转接段100包括第一前法兰101、套筒102、支板104、内锥105和第一后法兰107。
套筒102的前端与前法兰101焊接，套筒102的后端与后法兰107焊接，内锥105设置在套筒102内侧，其上焊接有多个支板104，支板104通过螺栓与套筒102上设置的支座104实现固定，支板104与套筒102之间留有间隙，所述间隙为径向热膨胀留有的空间裕度，内锥105头部开有进气孔108，用于匹配内外流道的空气流量。支撑板106设置在内锥105的末端，用于对内锥105的末端进行支撑。
如图3所示，加温器300包括外环301、外机匣302、燃油总管与火焰筒组件303、内环304、内扩散壁305和内机匣306。
内环304与内扩散壁305、内机匣306相连构成加温器进气内流道，外环301与外机匣302相连后与内流道壁面构成加温器进气外流道，燃油总管与火焰筒组件303置于内机匣303和外机匣302之间。
外机匣302后端与燃油总管与火焰筒组件303后端通过设置的外定位环308搭接，其中，外定位环308上开有斜孔311，用于冷却火焰筒后端壁面。
内机匣306的外环沿周向均匀布置了多个轴向延伸的加强管310，内机匣306外壁面焊接了两个加强环309套在加强管310上，用于加强机匣整体的结构强度。
如图4所示，后转接段400包括第二前法兰401、第二后法兰402、筒体403、气冷锥体406、异型支板组件420。
第二前法兰401和第二后法兰402焊接于筒体403的前后两端，气冷椎体406设置在筒体403内，气冷椎体406内部可形成内流道，筒体403与气冷椎体406之间形成外流道，气冷椎体406的锥面上设有多排周向布置的冷气孔415和主冷气孔416，异型支板组件420设置在气冷椎体406与筒体403之间，且异型支板组件420具有连通外流道和主冷气孔416的混合通道414和联通混合通道414的散热孔413，自外流道流入的热流和自主冷气孔416流入的冷流在异型支板组件420内实现掺混而从散热孔413流出。
异型支板组件420包括外支板409、支撑管410、固定销配合座411及堵板412。
外支板409采用前大后小的流线型结构来缩小气流通过后形成的涡流区尺度，减小气动阻力。外支板409两侧壁面上开有多个散热孔413，内流道的冷气通过散热孔413排出与外流道的高温燃气掺混降温，固定销配合座411与外支板409内沿焊为一体，定位销403通过合理配合插入座中，实现异型支板组件420的定位。
支撑管410与固定销配合座411的下端焊接，加强筋417与支撑管410的两侧焊接后再与外支板409焊为一体，可以实现对异型支板组件420的结构整体加强，堵板412与支撑管410的下端焊接，防止冷气进入加强管中。
筒体403上布置有定位销安装座405和受感部安装座(未示出)，两者沿筒体406在周向采用相错形式各均布多处。定位销安装座405避免正对火焰筒出口，以减少高温燃气对支板的热冲击。受感部安装座中有若干个在正对火焰筒出口，另外若干个在相邻两火焰筒出口之间，这样可保证加温器出口温度测试代表性。定位销404插入定位销安装座405后通过螺栓进行固定，其作用为与固定销配合座411通过合理配合对气冷锥体406及异型支板组件420进行整体固定。
气冷锥体406的前端焊接有圆板407，用于对气冷锥体406的结构实现加强。在在圆板407前端通过螺栓固定有Z型支撑环408，Z型支撑环408具有一定弹性，用于防止后转接段安装时对前端加温器部件造成磕碰损伤。气冷锥体408的外平面为平滑壁面过渡，用于缩小加温器出口涡流区尺度。
气冷锥体406上沿周向均布异型支板组件420，两者焊为一体。气冷锥体406的壁面上开有多个冷气孔415和主冷气孔416，加温器内流道的冷气一部分通过冷气孔415排出到外流道，一部分通过主冷气孔416进入异型支板组件420的降温通道414内，通过开孔面积保证各处的冷气孔415和主冷气孔416的流通气量分配，冷气排出后与加温器出口燃气进行有效掺混，对加温器燃气进行降温，同时主冷气孔416可对异型支板组件420进行冷气保护，减少了外支板409暴露在高温气流中容易发生烧蚀变形的风险，提高了后转接段400的使用寿命。
如图6a～图6c所示，气源来气进入前转接段100后，气流被分为两股：一股气流沿外流道进入加温器的火焰筒组件中参与燃烧；另一股气流从内锥105的进气孔108中流入内流道，流经加温器300的内流道后通过后转接段400中的气冷锥体406的冷气孔415和主冷气孔416流出，通过从冷气孔415和散热孔413流出的冷气与与外流道的热气进行一次掺混和二次掺混，掺混后的平均温度可控制在500℃以上。通过对前转接段100中的内锥108进行合理的开孔，控制总流量在内外两个流道的流量分配，使外流道流速降低，来达到稳定燃烧的目的。通过对转接段400中气冷锥体406和外支板409的侧壁进行开孔，保证足够的冷却气从气冷锥体406和外支板409流出，为气冷锥体406及异型支板组件420提供冷却保护的同时，改善掺混后出口混气的流场热均匀性。
本申请所提供的用于航空发动机整机试验的进气加温装置是一种内外双流道的进气加温方式，满足了30kg/s空气加温到500℃的使用要求，改善了燃烧稳定性以及出口流场热均匀性，减小了对设备的冲击振动。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种用于航空发动机整机试验的进气加温装置，其特征在于，包括：依次连接的前转阶段(100)、进气模拟装置(200)、加温器(300)以及后转接段(400)；
前转阶段(100)、进气模拟装置(200)、加温器(300)和后转接段(400)内均形成有外流道和内流道；
自前转阶段(100)和进气模拟装置(200)的外流道流入的冷流在加温器(300)内加温形成热流而流入后转接段(400)，自前转阶段(100)、进气模拟装置(200)和加温器(300)的内流道流入的冷流流入后转接段(400)，流入后转接段(400)的冷流和热流在后转接段(400)内掺混降温形成均匀流场。
2.如权利要求1所述的用于航空发动机整机试验的进气加温装置，其特征在于，所述前转接段(100)包括：
第一前法兰(101)、第一后法兰(107)、连接于第一前法兰(101)和第一后法兰(107)的套筒(102)以及设置于套筒(102)之内的内锥(105)，其中，套筒(102)与内锥(105)之间通过周向设置的多个支板(104)连接，从而使得套筒(102)与内锥(105)之间形成外流道，在内锥(105)的前端设有多个进气孔(108)从而使内锥(105)内形成内流道。
3.如权利要求2所示的用于航空发动机整机试验的进气加温装置，其特征在于，所述支板(104)与套筒(102)之间具有间隙，用于形成径向膨胀产生的安全裕度。
4.如权利要求1所述的用于航空发动机整机试验的进气加温装置，其特征在于，所述加温器(300)包括：
构成内流道且依次相连的内环(304)、内扩散壁(305)及内机匣(306)；
与内流道一起构成外流道且依次相连的外环(301)和外机匣(302)；
在外机匣(302)与内机匣(306)之间设有燃油总管与火焰筒组件(303)，所述燃油总管与火焰筒组件(303)用于对流经外流道的流体进行加温；
其中，内机匣(306)外环沿周向均匀有多个轴向延伸的加强管(310)，且通过加强环(309)套在所述加强管(310)上，用于加强机匣整体的结构强度。
5.如权利要求4所述的用于航空发动机整机试验的进气加温装置，其特征在于，所述燃油总管与火焰筒组件(303)与外机匣(302)之间通过外定位环(308)搭接，外定位环308上开有斜孔311，用于冷却火焰筒后端壁面；
所述燃油总管与火焰筒组件(303)与内机匣(306)之间通过内定位环(307)连接。
6.如权利要求1所示的用于航空发动机整机试验的进气加温装置，其特征在于，所述后转接段(400)包括：
用于与加温器(300)连接的第二前法兰(401)；
用于与试验管路连接的第二后法兰(402)；
设置在第二前法兰(401)和第二后法兰(402)之间的筒体(403)；
设置在筒体(403)内的气冷椎体(406)，所述气冷椎体(406)内形成内流道，所述筒体(403)与气冷椎体(406)之间形成外流道，气冷椎体(406)的锥面上设有多排周向布置的冷气孔(415)和主冷气孔(416)；以及
设置在气冷椎体(406)与筒体(403)之间的异型支板组件(420)，所述异型支板组件(420)具有连通外流道和主冷气孔(416)的降温通道(414)和联通所述降温通道(414)的散热孔(413)，自外流道流入的热流和自主冷气孔(416)流入的冷流在后转接段(400)内实现掺混。
7.如权利要求6所述的用于航空发动机整机试验的进气加温装置，其特征在于，所述异型支板组件(420)包括：
设有多个散热孔(413)的外支板(409)；
设置于外支板(409)内部的支撑管(410)，所述支撑管(410)与外支板(409)之间通过固定销配合座(411)固定成一体而与气冷椎体(406)相固定，所述支撑管(410)与外支板(409)之间形成所述降温通道(414)；
设置于支撑管(410)底部的堵板(412)；
所述异型支板组件(420)通过穿过筒体(403)的定位销(404)插入固定销配合座(411)内，实现所述异型支板组件(420)的位置限位。
8.如权利要求7所述的用于航空发动机整机试验的进气加温装置，其特征在于，所述外支板(409)沿气流流向呈前大后小的流线型跑道结构。
9.如权利要求7或8所述的用于航空发动机整机试验的进气加温装置，其特征在于，所述外支板(409)与支撑管(410)之间设有沿着气流流向的加强筋(417)，以加强外支板(409)的强度。
10.如权利要求7所述的用于航空发动机整机试验的进气加温装置，其特征在于，所述散热孔(413)沿气流流向位于所述外支板(409)的两侧。
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