CN113063601A - 一种飞机辅助动力装置尾喷管测试系统 - Google Patents

一种飞机辅助动力装置尾喷管测试系统 Download PDF

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Abstract

一种飞机辅助动力装置尾喷管测试系统，属于飞机辅助动力装置尾喷管领域。飞机辅助动力装置尾喷管测试系统的燃料室侧面与尾喷管入口侧固接，底面与振动平台连接。尾喷管为双层套筒结构，内外层均为一体化结构：内层套筒中空结构内部作为尾气通道，外层套筒外壁面与内层套筒外壁面之间为冷却空气通道。换热器、风机布置于冷却空气通道进口处。螺旋翅片辐射源水平设于内层套筒结构内，调节尾喷管尾气通道的温度。尾喷管沿周向设有温度传感器、应力传感器，用于测量尾喷管的内外壁面温度和所受温度、应力情况。尾喷管通过振动平台和地面固定平台固定，振动平台可调节尾喷管的振动程度。本发明结构简单，使用方便，可以进行尾喷管的应力及温度测试。

Description

一种飞机辅助动力装置尾喷管测试系统
技术领域
本发明属于飞机辅助动力装置领域，涉及一种飞机辅助动力装置尾喷管测试系统。
背景技术
飞机辅助动力装置是一个小型燃气涡轮发动机，除无法为飞机提供推力外，可替代发动机的全部功能。当飞机辅助动力装置点火启动时，燃烧室内部供油量开始由贫油状态向富油状态转化，燃烧室的温度也在不断升高。由于飞机辅助动力装置供油计划由转速和温度决定，在飞机辅助动力装置排气不超温的情况下，供油量随着转速逐步增加，最后达到固定转速后稳定，供油计划进入转速维持模式。如果飞机辅助动力装置启动的开始阶段，前端压气机因转速较低而供气总量较小，随着供油量的增加，供燃烧的气量无法满足要求，造成不完全燃烧，同时供冷却的空气量也相应地无法满足要求，容易导致热量聚集，从而出现排气温度最高点。同时，由于振动条件的存在，势必会导致排气喷管的传热、振动以及结构的多场耦合问题的产生。
可见，目前迫切需要一种能进行热/振/结构多场耦合分析的飞机辅助动力装置尾喷管测试系统。
发明内容
为了克服现有技术的以上缺陷和不足，本发明的目的是提供一种能进行热/振/结构多场耦合分析的飞机辅助动力装置尾喷管测试系统。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：
一种飞机辅助动力装置尾喷管测试系统，包括飞机辅助动力装置尾喷管1、冷却空气通道1-1、肋片1-2换热器2、风机3、振动平台4、温度传感器5、应力传感器6、螺旋翅片辐射源7、地面固定平台8、燃料室9。
所述的燃料室9侧面与飞机辅助动力装置尾喷管1入口侧固接，且该侧面一部分深入尾喷管1套筒结构内部，燃料室9底面与振动平台4连接，作为振动源，振动平台4可以改变振幅和频率，用于模拟飞机尾喷管在飞行时的振动情况。
所述的飞机辅助动力装置尾喷管1为双层套筒结构，内外层均为一体化结构，从入口到出口包括三段式结构：入口侧第一段为喇叭状圆台结构，其大径段与入口侧连通；第二段为规则中空圆柱体结构，起到连接第一段与第三段的作用；第三段为喇叭状结构。
所述内层套筒中空结构内部作为尾气通道，从入口到出口包括三段式结构：入口侧第一段为喇叭状圆台结构，大径端与入口侧连通，小径端与第二段规则中空圆柱体结构连通；第三段为喇叭状结构。
所述的外层套筒外壁面与内层套筒外壁面之间为冷却空气通道1-1，从入口到出口包括三段式结构：入口侧第一段为喇叭状结构，其大径端为入口侧，小径端与第二段规则中空圆柱体结构连通；第三段也为喇叭状结构，其小径端与第二段连通，大径端为出口侧。
所述的内层套筒中空结构的第一段和第二段置于外层套筒第一段、第二段结构内；内、外层套筒的最后一段喇叭状结构相同，起始端和终止端位于同一平面。
所述的换热器2、风机3布置于飞机辅助动力装置尾喷管1的冷却空气通道1-1进口处，换热器2通过改变其内流动介质的温度来调节冷却空气通道1-1内的进风温度，风机3通过改变其转速来调节冷却空气通道1-1内的进风速度。
所述的螺旋翅片辐射源7水平设于内层套筒结构内，用于调节尾气通道1-2的温度，具体的：螺旋翅片辐射源7设于内层套筒结构内三段结构内容，且一侧面深入燃料室内，底面与地面固定平台8连接。
所述的飞机辅助动力装置尾喷管沿周向设有温度传感器5、应力传感器6，其中，温度传感器5、应力传感器6布置在肋片1-2所在的尾喷管表面，用于准确测量飞机辅助动力装置尾喷管的温度分布以及应力分布。
所述的飞机辅助动力装置尾喷管1置于振动平台4、地面固定平台8上方，起到固定飞机辅助动力装置尾喷管的作用，其中振动平台4可以给定不同频率、振幅以及加速度来调节飞机辅助动力装置尾喷管1的振动程度。
进一步的，所述的肋片1-2设于外层、内层套筒结构第三段喇叭状筒壁之间，用于将外壁面的壳体与内壁面结构进行连接，实现外壁面向内壁面的结构传力，同时，通过筋条肋片结构，将喷管内壁面的温度传导至外壁面。
进一步的，所述的肋片1-2厚度为喷管外层或内层壁面厚度的1.0-1.2倍，倒角不低于1.5，其中喷管外层或内层壁面厚度相同。
进一步的，所述的螺旋翅片辐射源7根据不同加热功率的要求进行选择设置。
进一步的，所述振动平台4、地面固定平台8均位于同一水平面。
系统使用过程为：打开螺旋翅片辐射源7并调至所需加热温度，待温度稳定后，打开风机3并调至指定转速，调整换热器2至较低温度，开启振动平台4并调至相应振幅及频率，使用温度传感器5测量尾喷管表面温度，使用应力传感器6测量尾喷管相应连接点的应力，完成飞机辅助动力装置尾喷管测试过程。
由以上发明提供的技术方案可见，与现有技术相比较，本发明的有益效果为：本发明结构简单，使用方便；可以进行飞机辅助动力装置尾喷管的应力及温度测试，主要包括：冷态条件下(单纯振动)飞机辅助动力装置尾喷管的应力测试；热态条件下(单纯冷却)飞机辅助动力装置尾喷管的应力测试、温度分布测量；热态条件下(振动且冷却)飞机辅助动力装置尾喷管的应力测试、温度分布测量。
附图说明
图1是本发明的原理结构图；
图1中：1为飞机辅助动力装置尾喷管、1-1为冷却空气通道、1-2为肋片、2为换热器、3为风机、4为振动平台、5为温度传感器、6为应力传感器、7为螺旋翅片辐射源、8为地面固定平台、9燃料室。
具体实施方式
为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图与实施例，对本发明作进一步的阐述。
一种飞机辅助动力装置尾喷管测试系统，包括飞机辅助动力装置尾喷管1、冷却空气通道1-1、肋片1-2、换热器2、风机3、振动平台4、温度传感器5、应力传感器6、螺旋翅片辐射源7、地面固定平台8、燃料室9。所述的燃料室9侧面与飞机辅助动力装置尾喷管1入口侧固接，底面与作为振动平台4连接，作为振动源。
所述的飞机辅助动力装置尾喷管1为双层套筒结构，内外层均为一体化结构。
所述内层套筒中空结构内部作为尾气通道，从入口到出口包括三段式结构：入口侧第一段为喇叭状圆台结构，大径端与入口侧连通，小径端与第二段规则中空圆柱体结构连通；第三段为喇叭状结构。
所述的外层套筒外壁面与内层套筒外壁面之间为冷却空气通道1-1，从入口到出口包括三段式结构：入口侧第一段为喇叭状结构，其大径端为入口侧，小径端与第二段规则中空圆柱体结构连通；第三段也为喇叭状结构，其小径端与第二段连通，大径端为出口侧。
所述的换热器2、风机3置于飞机辅助动力装置尾喷管1的冷却空气通道1-1进口处，换热器2可以通过改变其内流动介质的温度来调节冷却空气通道1-1内的进风温度；风机3可以通过改变其转速来调节冷却空气通道1-1内的进风速度。
所述的螺旋翅片辐射源水平设于内层套筒结构内，可以调节燃烧室9的温度。
所述的飞机辅助动力装置尾喷管沿周向设有温度传感器5、应力传感器6，其中温度传感器5、应力传感器6布置在肋片1-2所在的尾喷管表面。所述的肋片1-2设于外层、内层套筒结构第三段喇叭状筒壁之间，肋片1-2厚度为喷管外层或内层壁面厚度的1.1倍，倒角为2.0，其中喷管外层或内层壁面厚度相同
所述的飞机辅助动力装置尾喷管1置于振动平台4、地面固定平台8上方，起到固定飞机辅助动力装置尾喷管的作用，其中振动平台4可以给定不同频率、振幅以及加速度来调节飞机辅助动力装置尾喷管1的振动程度。
所述振动平台4、地面固定平台8均位于同一水平面；其中所述振动平台4可以给定不同的振幅和频率，以满足不同的测试要求。
特别地，为了获得更为准确的测量值，温度传感器5和应力传感器6应沿飞机辅助动力装置尾喷管周向布置较多的测点。
系统使用过程为：打开螺旋翅片辐射源7并调至所需加热温度(飞机辅助动力装置尾喷管内实际尾气温度)，待温度稳定后，打开风机3并调至指定转速(风机为变频风机，可以根据需求调节风机转速)，将换热器2内工作介质温度降低，使尾喷管进风温度降低，开启振动平台4并调至相应振幅及频率，温度传感器5、应力传感器6布置在肋片1-2所在的尾喷管表面。
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，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。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，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种飞机辅助动力装置尾喷管测试系统，其特征在于，所述的测试系统包括飞机辅助动力装置尾喷管(1)、冷却空气通道(1-1)、肋片(1-2)换热器(2)、风机(3)、振动平台(4)、温度传感器(5)、应力传感器(6)、螺旋翅片辐射源(7)、地面固定平台(8)、燃料室(9)；
所述的燃料室(9)侧面与飞机辅助动力装置尾喷管(1)入口侧固接，底面与振动平台(4)连接，振动平台(4)作为振动源可以改变振幅和频率，用于模拟飞机尾喷管在飞行时的振动情况；
所述的飞机辅助动力装置尾喷管(1)为双层套筒结构；所述内层套筒中空结构内部作为尾气通道，从入口到出口包括三段式结构：入口侧第一段为喇叭状圆台结构，大径端与入口侧连通，小径端与第二段规则中空圆柱体结构连通；第三段为喇叭状结构；所述的外层套筒外壁面与内层套筒外壁面之间为冷却空气通道(1-1)，从入口到出口包括三段式结构：入口侧第一段为喇叭状结构，其大径端为入口侧，小径端与第二段规则中空圆柱体结构连通；第三段也为喇叭状结构，其小径端与第二段连通，大径端为出口侧；
所述的内层套筒中空结构的第一段和第二段置于外层套筒第一段、第二段结构内；内、外层套筒的最后一段喇叭状结构相同，起始端和终止端位于同一垂直平面；
所述的换热器(2)、风机(3)布置于飞机辅助动力装置尾喷管(1)的冷却空气通道(1-1)进口处，换热器(2)通过改变其内流动介质的温度来调节冷却空气通道(1-1)内的进风温度，风机(3)通过改变其转速来调节冷却空气通道(1-1)内的进风速度；
所述的螺旋翅片辐射源(7)水平设于内层套筒结构内，用于调节尾气通道(1-2)的温度；
所述的飞机辅助动力装置尾喷管沿周向设有温度传感器(5)、应力传感器(6)，其中，温度传感器(5)、应力传感器(6)布置在肋片(1-2)所在的尾喷管表面，用于准确测量飞机辅助动力装置尾喷管的温度分布以及应力分布；
所述的飞机辅助动力装置尾喷管(1)通过振动平台4、地面固定平台8固定。
2.根据权利要求1所述的一种飞机辅助动力装置尾喷管测试系统，其特征在于，所述肋片(1-2)设于外层、内层套筒结构第三段喇叭状筒壁之间，用于连接外壁面的壳体与内壁面结构，实现外壁面向内壁面的结构传力，同时，通过筋条肋片结构将喷管内壁面的温度传导至外壁面。
3.根据权利要求2所述的一种飞机辅助动力装置尾喷管测试系统，其特征在于，所述的肋片1-2厚度为喷管外层或内层壁面厚度的1.0-1.2倍，倒角不低于1.5，其中喷管外层或内层壁面厚度相同。
4.根据权利要求1所述的一种飞机辅助动力装置尾喷管测试系统，其特征在于，所述的螺旋翅片辐射源(7)根据不同加热功率的要求进行选择设置。
5.根据权利要求1所述的一种飞机辅助动力装置尾喷管测试系统，其特征在于，所述振动平台(4)、地面固定平台(8)均位于同一水平面。
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