CN113340604A - 一种高涵道比涡扇发动机尾气排放系统 - Google Patents

Abstract

本申请涉及飞机地面环境测试试验领域，为一种高涵道比涡扇发动机尾气排放系统，包括排气管道、管道支架、喷淋降温组件、监控组件和排气塔；所述排气管道的入口对应发动机尾椎设置、出口与排气塔相连，所述排气塔设于实验室外；所述管道支架设于排气管道下方对排气管道进行支撑；所述喷淋降温组件和监控组件均设于排气管道上；所述排气管道包括引流段，所述引流段与发动机对应设置并且引流段的轴线与发动机轴线重合，所述引流段的直径与发动机内涵道喷管外直径相同，引流段与发动机尾椎的距离为发动机内涵道喷管外直径的40%~50%。具有能够将涡扇发动机内的尾气安全可靠排出的技术效果。

Description

一种高涵道比涡扇发动机尾气排放系统

技术领域

本申请属于飞机地面环境测试试验领域，为与飞机相关联的地面装置，特别涉及一种高涵道比涡扇发动机尾气排放系统。

背景技术

飞机实验室气候试验是以一架可飞行的完整飞机为对象，在实验室模拟的极端气候条件下，对飞机进行高温、低温、湿热、淋雨、降雾、降雪、冻雨/积冰和太阳辐照等典型气候环境试验，以验证飞机及其地面保障设备的气候环境适应性。在对飞机的所有测试项目中，发动机在极端气候条件下（尤其是极端低温）的启动和工作试验是最重要的考核项目之一。

在飞机气候环境实验室这一封闭空间内，进行极端环境下的飞机发动机启动和运行试验时，若无其它措施，发动机产生的大量高温气体直接排放到实验室内，几分钟内即可使实验室温度上升数十度，破坏试验条件且危害试验安全。美国、韩国等西方国家历经数十年的发展，建设了完整的大型综合气候试验设施，配有先进的发动机尾气排放系统，可在实验室极端气候环境下对飞机展开发动机起动、慢车、巡航、加力等各种状态的试验，以充分验证飞机的气候环境适应性。

我国未在实验室内展开过整机平台上的发动机起动试验，在高涵道比涡扇发动机尾气排放技术方案处于空白。并且在飞机所装备的发动机类型中，高涵道比涡扇发动机的排气量相对较高，如果将发动机尾气全部排出实验室，排放量太大以致试验安全性和试验系统的可靠性无法保证。

发明内容

本申请的目的是提供了一种高涵道比涡扇发动机尾气排放系统，以解决现有技术中涡扇发动机的尾气排放量大导致安全和可靠性无法保证的问题。

本申请的技术方案是：一种高涵道比涡扇发动机尾气排放系统，包括排气管道、管道支架、喷淋降温组件、监控组件和排气塔；所述排气管道的入口对应发动机尾椎设置、出口与排气塔相连，所述排气塔设于实验室外；所述管道支架设于排气管道下方对排气管道进行支撑；所述喷淋降温组件和监控组件均设于排气管道上；所述排气管道包括引流段，所述引流段与发动机对应设置并且引流段的轴线与发动机轴线重合，所述引流段的直径D与发动机内涵道喷管外直径相同，引流段与发动机尾椎的距离L为发动机内涵道喷管外直径的40%~50%。

优选地，所述排气管道包括过渡段、排放段和三通段；所述过渡段与引流段的出口对应设置并且其直径从入口至出口一侧直径逐渐增大，所述排放段与过渡段的出口对应设置；所述引流段、过渡段和排放段共有两组并分别对应两组发动机设置，所述三通段的两端与两组排放段出口相连，所述三通段的第三端与排气塔连通；所述排气管道上设置第一风阀和第二风阀，所述第一风阀和第二风扇用于打开或关闭排气管道。

优选地，所述过渡段与排放段之间连接有软接。

优选地，所述管道支架包括框架、调节螺杆、万向轮、套环、固定锁链；所述框架的中部开设支撑槽并用于支撑排气管道，所述调节螺杆螺纹配合于框架的底部，所述万向轮连接于框架的底部四角位置，所述套环设于支撑槽内并套设于排气管道上，所述固定锁链的一端与框架相连、另一端连接于地面上；靠近发动机的第一个管道支架对引流段和过渡段进行支撑、第二个管道支架对排放段进行支撑。

优选地，所述喷淋降温组件包括喷淋环、电磁阀和供水管道；所述喷淋环设置至少一组并且同轴设于排气管道内，所述供水管道的出口端与喷淋环相连，所述电磁阀设置至少一组并设于供水管道的出口处，所述电磁阀对应喷淋环设置。

优选地，所述监控组件还包括管道入口温度传感器、管道入口背压传感器、排放流量监测组件、排放温度传感器；管道入口温度传感器设于排气管道的入口处，所述管道入口背压传感器两端分别连接于管道入口与未受发动机气流影响的区域，所述排放流量监测组件设于排气管道的入口端，所述排放温度传感器安装于排气管道的末端。

优选地，所述排气塔包括围护结构和排气风机，所述排气管道与围护结构的侧壁相连并与围护结构的内部连通，所述排气风机设置至少一组并设于围护结构的顶部，所述围护结构的内侧壁上设有导流锥，所述围护结构的底部四周开设有排水槽。

优选地，所述监控组件包括两端连接于管道入口与未受发动机气流影响的区域的管道入口背压传感器，所述排气风机的配套电机为变频防爆电机，变频防爆电机的转速根据管道入口背压传感器的压力值进行调节，使管道入口背压传感器的示值在±200Pa以内。

一种高涵道比涡扇发动机尾气排放控制方法，包括，根据飞机停放位置确定高涵道比涡扇发动机尾气排放系统排气管道布置；根据排气管道布置安装高涵道比涡扇发动机尾气排放系统；确定飞机起落架行程改变与否，若改变，根据改变情况修正排气管道引流段支架位置和高度；启动高涵道比涡扇发动机尾气排放系统；起动发动机，进行试验，对排放流量进行测量；试验完成后，关闭发动机；待发动机停止转动后，继续监测排气管道入口温度，待入口温度降低至90℃以下后，关闭各开关。

优选地，排放流量的测量方法包括，将排气管道的圆截面分成N个区域，每个区域布置一个测点，第i个区域的测点与截面圆心距离为R_i，即

；按照

计算测点i处的风速，其中s为皮托管的流量系数，

为测点i处的气流动压，

为测点i处的气流密度，可按

进行计算，其中P为当地大气绝对压力，T_i为测点i处的温度，R为理想气体状态常数；按式

计算排放流量。

本申请的一种高涵道比涡扇发动机尾气排放系统，对发动机内外涵尾气进行分割处理，通过排气管道的引流段与发动机内涵道喷管正对设置，并通过引流段直径的限制和引流段与发动机内涵道的距离来保证发动机喷出的高温尾气能够全部进入到排气管道内，而后通过排气塔排出，通过监控组件对排气管道的温度、压差等数据进行监控，保证排气管道内温度和压力不会影响高温尾气的排出。

优选地，排气管道还包括直径大于引流段的过渡段和排放段，以降低风速，减少流动损失。

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为本申请与飞机和实验室对应设置的结构示意图；

图2为本申请整体结构示意图；

图3为本申请引流段与飞机发动机配合结构示意图；

图4为本申请排气管道与管道支架结构示意图；

图5为本申请排气管道与排气塔连接结构示意图；

图6为本申请喷淋降温组件结构示意图；

图7为本申请流量排放监测组件结构示意图；

图8为本申请排气塔结构示意图。

1、排气管道；11、引流段；12、过渡段；13、软接；14、排放段；15、第二风阀；16、第一风阀；17、三通段；2、管道支架；21、框架；22、调节螺杆；23、万向轮；24、固定锁链；25、套环；3、喷淋降温组件；31、喷淋环；32、电磁阀；33、供水管道；4、监控组件；41、管道入口温度传感器；42、管道入口背压传感器；43、排放流量监测组件；431、皮托管；432、差压变送器；433、第一温度传感器；44、排放温度传感器；5、排气塔；51、围护结构；52、排气风机；53、导流锥；54、排水槽；6、飞机。

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。

一种高涵道比涡扇发动机尾气排放系统，涡扇发动机的尾气排放包括内涵高温尾气、外涵常温尾气，内涵高温尾气由发动机燃烧室喷出，外涵常温尾气由风扇喷出。涡扇发动机由于涡扇发动机尾气排放量大，无法全部排出实验室，因此本申请采用分割处理的方式对尾气进行处理。

本申请为一种与飞机相关联的地面装置，用于飞机涡扇发动机尾气的排出。

如图1-3所示，包括排气管道1、管道支架2、喷淋降温组件3、监控组件4和排气塔5。排气塔5设于实验室外，排气管道1设于发动机尾椎与排气塔5之间用于排出涡扇发动机尾气，管道支架2设于排气管道1的下方用于对排气管道1进行支撑，喷淋降温组件3设于排气管道1上并在高温时对排气管道1进行喷淋降温，监控组件4设于排气管道1上并用于对排气管道1内的温度、压力等进行测量。

由于外涵常温尾气对实验室的影响小，因此将外涵常温尾气分离出去，对内涵高温尾气进行排放。排气管道1包括引流段11（结合图4），引流段11为中空圆柱结构，引流段11与发动机对应设置并且引流段11的轴线与发动机轴线重合，引流段11的直径D与发动机内涵道喷管外直径相同，引流段11与发动机尾椎的距离L为发动机内涵道喷管外直径的40%~50%。

通过设定引流段11的直径、位置和距离，使得内涵高温尾气能够完全进入到引流段11内，并可以有少量的外涵常温尾气进入至引流段11，由于不需要排放外涵常温尾气，排放尾气时需要排出的尾气排放量减少，能够将内涵高温尾气全部排出，以保证试验的正常稳定运行。

如图4、图5所示，优选地，根据试验的不同，排气管道1具有两种设置形式，当仅对一个发动机的尾气进行排放时，则对应设置一组排气管道1即可；当对飞机6两侧的两个发动机的尾气均进行排放时，则需要对应设置两组排气管道1。

当对两组发动机的尾气进行排放时：排气管道1还包括过渡段12、排放段14和三通段17；过渡段12与引流段11的出口对应设置并且其直径从入口至出口一侧直径逐渐增大，排放段14与过渡段12的出口对应设置，排气管道1上设置第一风阀16和第二风阀15，第一风阀16和第二风阀15用于打开或关闭排气管道1。

引流段11、过渡段12和排放段14共有两组并分别对应两组发动机设置，三通段17的两端与两组排放段14出口相连，三通段17的第三端与排气塔5连通。

当排气管道1的直径较小时，会导致高温尾气与排气管道1的内壁摩擦较大、流动损失大；过渡段12和排放段14的直径较大，该设置使得高温尾气进入到排气管道1内后的风速降低，从而减少流动损失和压力损失，引流段11的设置用于实现不同直径引流段11与排放段14之间的平滑过渡。

由于实验室内会根据试验需求设置低温或高温环境，当排气管道1处于开启状态时，会导致室内的高温或低温与外部环境发生交换，从而影响试验的进行。因此在排气管道1不使用时，通过第一风阀16和第二风阀15关闭排气管道1，使用排气管道1的过程中，打开第一风阀16和第二风阀15，从而防止实验室内外气体发生交换。

当对一组发动机的尾气进行排放时：排气管道1还包括过渡段12和排放段14。引流段11与发动机同轴设置并且其直径从入口至出口一侧直径逐渐增大，排放段14与引流段11的出口对应设置，排放段14与排气塔5连通，排气管道1上设置第一风阀16和第二风阀15，第一风阀16和第二风阀15用于打开或关闭排气管道1。

上述两种情况中，第一风阀16能够设于过渡段12、排放段14或引流段11上，第二风阀15设于三通段17或排放段14靠近排气塔5的位置处。

优选地，在上述两种情况中，过渡段12与排放段14之间连接有软接13，软接13的设置允许引流段11和过渡段12在位置和角度变化的情况下，整个排气管道1仍处于连通状态。

优选地，软接13由耐高温材料制成，能够保证在高温环境下试验时仍能够保证良好的工作性能。

优选地，排放段14由入口至出口端具有向下的坡度，排放段14靠近发动机的一端为入口，坡度的设置方便排放段14的排水。

优选地，第一风阀16和第二风阀15可采用手动阀门，也可以采用电动或气动阀门，第一风阀16和第二风阀15外表面缠绕电伴热带并包裹橡塑保温棉。由于发动机起动试验包括极端低温环境下的试验，在低温情况下，通过对电伴热带进行电加热保温，能够防止风阀冻结，无法打开。

优选地，管道支架2包括框架21、调节螺杆22、万向轮23、套环25和固定锁链24。框架21的顶部呈U形结构，在中部形成支撑槽用于支撑排气管道1，两侧结构对排气管道1进行限位，调节螺杆22竖直螺纹配合于框架21的底部，能够对框架21和排气管道1进行上、下、上偏角3个方向的调节，万向轮23连接于框架21的四角位置，能够对框架21和排气管道1进行前、后、左、右、侧偏角5个方向的移动，固定锁链24一端固定在框架21上、另一端固定在实验室地面上。靠近发动机的第一个管道支架2对引流段11和过渡段12进行支撑、第二个管道支架2对排放段14进行支撑。

为了保证高温尾气能够完全进入到过渡段12内，需要保证引流段11与发动机相对位置保持不变，而在试验的过程中，发动机的位置有时会发生变化，这就需要对引流段11进行位置的调节，通过调节螺杆22和万向轮23能够调节引流段11与发动机的相对位置保持不变。

而排放段14在安装完成后其位置不需要发生改变，通过将第一个管道支架2设于引流段11与过渡段12的下方，引流段11和过渡段12同步进行角度的调节，软接13的设置使得引流段11和过渡段12在进行角度的调节时排放段14的位置不受影响。

如图6所示，优选地，喷淋降温组件3包括喷淋环31、电磁阀32和供水管道33。喷淋环31同轴设于排气管道1的内部，对高温尾气进行喷淋降温，喷淋环31具有多组并沿着排气管道1的长度方向设置，供水管道33的出口端穿过排气管道1与喷淋环31相连，每组喷淋环31均对应设置一组电磁阀32，电磁阀32设于供水管道33的出口处用于喷淋环31的启闭。排放高温尾气时，电磁阀32控制喷淋环31打开对高温尾气进行降温。

优选地，电磁阀32根据排气温度决定开启的数量，电磁阀32和供水管道33上包裹电伴热带和橡塑海绵。排气管道1内的温度通过监控组件4监控温度从而决定开启的数量，监控组件4和电磁阀32的信号均由后台设备进行控制，监控组件4采集到温度信号后，由后台设备决定哪些电磁阀32打开，哪些电磁阀32关闭，以控制排气管道1内的温度。在低温环境下，加热电伴热带配合橡塑海绵能够防止电磁阀32和供水管道33低温下结冰。

优选地，监控组件4包括管道入口温度传感器41、管道入口背压传感器42、排放流量监测组件43、排放温度传感器44。管道入口温度传感器41设于排气管道1的入口处，探头位于管道中心，用于对排气管道1的入口温度进行测量；管道入口背压传感器42两端分别连接于管道入口与未受发动机气流影响的区域，用于监测管道入口内部与远场大气之间的压力差；排放流量监测组件43安装在排气管道1引流段11内，监测通过管道的排放流量和管道截面温度分布，判断排放是否正常；排放温度传感器44安装在排气管道1末端内部，以监测最终的排放温度。

优选地，管道入口背压传感器42以管道入口壁面上开孔作为取压孔，并安装一支取压管，取压管末端与内壁面平齐，伸出管道5-10cm，通过硅橡胶软管连接该取压管与管道入口背压传感器42的正端，管道入口背压传感器42的负端通过硅橡胶软管连接至远离发动机气流影响区域，以实现管道入口内部与远场大气之间压差的精准测量。管道入口背压传感器42测量的压差值应在一定范围内，过大的风压导致高温尾气难以进入至引流段11内，可能导致排气失效，引流段11难以将高温尾气完全排出。

如图7所示，优选地，在管道截面上布置N个测点，每个测点设置一组排放流量监测组件43，排放流量监测组件43包括皮托管431、差压变送器432和第一温度传感器433，皮托管431呈L形并安装于排气管道1内，差压变送器432连接于皮托管431的端部并用于监测排气管道1内的气流动压，第一温度传感器433连接于皮托管431的中部并用于监测排气管道1内的温度，通过温度传感器来修正来流空气密度。由动压和密度换算出各测点的流量，最终的流量将是这些测点流量的平均值。

优选地，排放温度传感器44设置的温度阈值为90℃，排放温度传感器44与电磁阀32相互配合，若超出该阈值，则增大喷淋降温组件3的排水量，排放温度传感器44若监测到排气管道1末端的温度大于90℃，则通过将该信号传递至后台设备，后台设备打开更多的电磁阀32从而增加喷淋降温组件3的排水量，排气管道1内的温度降低，直至小于90℃。

优选地，管道入口温度传感器41为铠装温度传感器，具有热响应时间快、坚固耐用等特点，能够有效的完成入口温度测量任务。

如图8所示，优选地，排气塔5包括围护结构51和排气风机52，排气管道1与围护结构51的侧壁相连并与围护结构51的内部连通，排气风机52设置至少一组并设于围护结构51的顶部，排气风机52的数量优选为4组并呈矩形设置，排气风机52将排气管道1内排出的高温尾气排出。

优选地，围护结构51包括框架和与框架相连的耐高温不燃材料，框架和耐高温不燃材料组成相对封闭结构，以保证高温尾气由排气风机52稳定抽出。

优选地，围护结构51的内侧壁上设有导流锥53，导流锥53的顶端与排气管道1的出口正对设置，高温尾气喷出后，导流锥53将喷出的尾气分散，以降低高温尾气对围护结构51的冲击力。

优选地，围护结构51的底部四周开设有排水槽54，排水管道内的水流入到围护结构51内，而后流入排水槽54，由底部的排水孔排出排气塔5，实现排水功能。

优选地，排气风机52的配电电机为变频防爆电机，变频防爆电机的转速根据管道入口背压传感器42的压力值进行自动或手动调节，使管道入口背压传感器42的示值在±200Pa以内，以保证高温尾气能够全部进入到引流段11内。

作为一种具体实施方式，还包括一种高涵道比涡扇发动机尾气排放控制方法，包括：

步骤S100，根据飞机6停放位置确定高涵道比涡扇发动机尾气排放系统管道布置；

步骤S200，根据排气管道1布置安装高涵道比涡扇发动机尾气排放系统；

步骤S300，若因温度效应或飞机6重量变化导致飞机6起落架行程发生改变，发动机空间位置明显变化，应重新测量发动机的高度、下侧角和侧偏角，通过调整排气管道1引流段11支架位置和高度，使引流段11与发动机的相对位置恢复正常状态；若不改变，则排气管道1引流段11和支架位置保持不变；

步骤S400，启动高涵道比涡扇发动机尾气排放系统；

步骤S500，起动发动机，进行试验，对排放流量进行测量；

步骤S600，试验完成后，关闭发动机；

步骤S700，待发动机停止转动后，继续监测发动机管道入口温度，待入口温度降低至90℃以下后，关闭电磁阀32，停止喷水，关闭排气风机52，待排水槽54无明显水流出后，关闭第一风阀16和第二风阀15。

通过该步骤，保证了高温尾气能够全部排放处实验室外，并且不会对高涵道比涡扇发动机尾气排放系统造成损伤。

优选地，高涵道比涡扇发动机尾气排放系统运行的过程中，通过排放流量监测组件43进行流量的监测，通过排气管道1内温度和压差来确定排气流量，具体的测量方法包括；

步骤S530，将排气管道1的圆截面分成N个区域，每个区域布置一个测点，第i个区域的测点与截面圆心距离为R_i，即

；

步骤S540，按照

计算测点i处的风速，其中s为皮托管431的流量系数，

为测点i处的气流动压，

为测点i处的气流密度，可按

进行计算，其中P为当地大气绝对压力，T_i为测点i处的温度，R为理想气体状态常数，可取287；

步骤S550，按式

计算排放流量。

优选地，步骤S100中，按照高涵道比涡扇发动机尾气排放系统排气管道1布置的方法为：

步骤S110，确定飞机6在实验中的停放位置，测量出飞机6在正常停放时，发动机的高度、轴线下偏角和侧偏角，确定发动机的空间坐标；

步骤S120，根据发动机的空间坐标，确定高涵道比涡扇发动机尾气排放系统引流段11的空间位置，保证引流段11轴线与发动机轴线重合，且管道入口与发动机尾椎之间的距离为发动机内涵道喷管外直径的40%~50%；

步骤S130，根据引流段11的空间位置，依次确定过渡段12、软接13、排放段14的布置，排放段14设置坡度以进行排水。

优选地，高涵道比涡扇发动机尾气排放系统的启动方法为：

步骤S410，根据发动机起动试验的位置打开相应的风阀，关闭不相关的风阀，以先起动右侧发动机为例（由机尾向机头看），保持排气管道1左支管风阀关闭，打开右支管风阀及末端风阀，若进行左侧发动机的起动试验，则保持排气管道1右支管风阀关闭，打开左支管风阀及末端风阀；

步骤S420，以低频率启动发动机，使排气背压在-200Pa左右，管道入口附近为微负压，保证发动机起动瞬间燃烧不充分的尾气能顺利进入到排气管道1排出；

步骤S430，试验温度在0℃以上时，打开喷淋降温组件3中的电磁阀32，向管道内喷水；试验温度在0℃以下时，为防止结冻，在发动机起动后，排放温度在0℃以上后，再打开电磁阀32进行喷淋降温。

优选地，高涵道比涡扇发动机尾气排放系统的安装方法为，

步骤S250，根据排气管道1布置安装高涵道比涡扇发动机尾气排放系统；

步骤S220，飞机6牵引至指定位置并固定；

步骤S230，安装排气管道1引流段11及其管道支架2，以避免飞机6在牵引就位过程中与管道发生碰撞。

优选地，发动机起动成功后，

步骤S510，检测排气背压，根据背压调节排气风机52转速，使背压保持在±200Pa以内；

步骤S520，监测排放温度，根据温度调节电磁阀32开启数量或供水压力，调整喷水量，保证排放温度在90℃以下。

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)

1.一种高涵道比涡扇发动机尾气排放系统，其特征在于：包括排气管道(1)、管道支架(2)、喷淋降温组件(3)、监控组件(4)和排气塔(5)；所述排气管道(1)的入口对应发动机尾椎设置、出口与排气塔(5)相连，所述排气塔(5)设于实验室外；所述管道支架(2)设于排气管道(1)下方对排气管道(1)进行支撑；所述喷淋降温组件(3)和监控组件(4)均设于排气管道(1)上；

所述排气管道(1)包括引流段(11)，所述引流段(11)与发动机对应设置并且引流段(11)的轴线与发动机轴线重合，所述引流段(11)的直径D与发动机内涵道喷管外直径相同，引流段(11)与发动机尾椎的距离L为发动机内涵道喷管外直径的40%~50%。

2.如权利要求1所述的高涵道比涡扇发动机尾气排放系统，其特征在于：所述排气管道(1)还包括过渡段(12)、排放段(14)和三通段(17)；

所述过渡段(12)与引流段(11)的出口对应设置并且其直径从入口至出口一侧直径逐渐增大，所述排放段(14)与过渡段(12)的出口对应设置；

所述引流段(11)、过渡段(12)和排放段(14)共有两组并分别对应两组发动机设置，所述三通段(17)的两端与两组排放段(14)出口相连，所述三通段(17)的第三端与排气塔(5)连通；

所述排气管道(1)上设置第一风阀(16)和第二风阀(15)，所述第一风阀(16)和第二风阀(15)用于打开或关闭排气管道(1)。

3.如权利要求2所述的高涵道比涡扇发动机尾气排放系统，其特征在于：所述过渡段(12)与排放段(14)之间连接有软接(13)。

4.如权利要求3所述的高涵道比涡扇发动机尾气排放系统，其特征在于：所述管道支架(2)包括框架(21)、调节螺杆(22)、万向轮(23)、套环(25)、固定锁链(24)；

所述框架(21)的中部开设支撑槽并用于支撑排气管道(1)，所述调节螺杆(22)螺纹配合于框架(21)的底部，所述万向轮(23)连接于框架(21)的底部四角位置，所述套环(25)设于支撑槽内并套设于排气管道(1)上，所述固定锁链(24)的一端与框架(21)相连、另一端连接于地面上；靠近发动机的第一个管道支架(2)对引流段(11)和过渡段(12)进行支撑、第二个管道支架(2)对排放段(14)进行支撑。

5.如权利要求1所述的高涵道比涡扇发动机尾气排放系统，其特征在于：所述喷淋降温组件(3)包括喷淋环(31)、电磁阀(32)和供水管道(33)；

所述喷淋环(31)设置至少一组并且同轴设于排气管道(1)内，所述供水管道(33)的出口端与喷淋环(31)相连，所述电磁阀(32)设置至少一组并设于供水管道(33)的出口处，所述电磁阀(32)对应喷淋环(31)设置。

6.如权利要求1所述的高涵道比涡扇发动机尾气排放系统，其特征在于：所述监控组件(4)包括管道入口温度传感器(41)、管道入口背压传感器(42)、排放流量监测组件(43)、排放温度传感器(44)；管道入口温度传感器(41)设于排气管道(1)的入口处，所述管道入口背压传感器(42)两端分别连接于管道入口与未受发动机气流影响的区域，所述排放流量监测组件(43)设于排气管道(1)的入口端，所述排放温度传感器(44)安装于排气管道(1)的末端。

7.如权利要求1所述的高涵道比涡扇发动机尾气排放系统，其特征在于：所述排气塔(5)包括围护结构(51)和排气风机(52)，所述排气管道(1)与围护结构(51)的侧壁相连并与围护结构(51)的内部连通，所述排气风机(52)设置至少一组并设于围护结构(51)的顶部，所述围护结构(51)的内侧壁上设有导流锥(53)，所述围护结构(51)的底部四周开设有排水槽(54)。

8.如权利要求7所述的高涵道比涡扇发动机尾气排放系统，其特征在于：所述监控组件(4)包括两端连接于管道入口与未受发动机气流影响的区域的管道入口背压传感器(42)，所述排气风机(52)的配套电机为变频防爆电机，变频防爆电机的转速根据管道入口背压传感器(42)的压力值进行调节，使管道入口背压传感器(42)的示值在±200Pa以内。

9.一种高涵道比涡扇发动机尾气排放控制方法，其特征在于：包括，

根据飞机(6)停放位置确定高涵道比涡扇发动机尾气排放系统排气管道(1)布置；

根据排气管道(1)布置安装高涵道比涡扇发动机尾气排放系统；

确定飞机(6)起落架行程改变与否，若改变，根据改变情况修正排气管道(1)引流段(11)支架位置和高度；

启动高涵道比涡扇发动机尾气排放系统；

起动发动机，进行试验，对排放流量进行测量；

试验完成后，关闭发动机；

待发动机停止转动后，继续监测排气管道(1)入口温度，待入口温度降低至90℃以下后，关闭各开关。

10.如权利要求9所述的高涵道比涡扇发动机尾气排放控制方法，其特征在于：排放流量的测量方法包括，

将排气管道(1)的圆截面分成N个区域，每个区域布置一个测点，第i个区域的测点与截面圆心距离为R_i，即

；

按照

计算测点i处的风速，其中s为皮托管(431)的流量系数，

为测点i处的气流动压，

为测点i处的气流密度，可按

进行计算，其中P为当地大气绝对压力，T_i为测点i处的温度，R为理想气体状态常数；

按式

计算排放流量。

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