CN114878065A - 一种航空发动机主燃烧室动态压力探针 - Google Patents

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CN114878065A CN202210293187.3A CN202210293187A CN114878065A CN 114878065 A CN114878065 A CN 114878065A CN 202210293187 A CN202210293187 A CN 202210293187A CN 114878065 A CN114878065 A CN 114878065A
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朱鹏飞
李岳
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Abstract

本发明一种航空发动机主燃烧室动态压力探针，属于航空发动机主燃烧室测量领域；包括探针安装座、前引压管、测量装置安装座、动态压力传感器、温度传感器和后引压管；前引压管一端通过探针安装座与航空发动机主燃烧室机匣连接，另一端与测量装置安装座的入口端连接；测量装置安装座内设置有引压通道、冷却水环腔、力传感器安装座和温度传感器安装座；引压通道贯通整个测量装置，入口与前引压管连接，出口与后引压管连接；冷却水环腔沿周向设置于引压通道的外围；力传感器安装座和温度传感器安装座分别用于安装动态压力传感器和温度传感器。本发明缩短动态压力传感器测点与燃烧室内测点距离，能够有效拓宽压力信号频率，降低压力信号的相位延迟。

Description

一种航空发动机主燃烧室动态压力探针
技术领域
本发明属于航空发动机主燃烧室测量领域，具体涉及一种航空发动机主燃烧室动态压力探针。
背景技术
随着航空发动机燃烧室技术的发展，燃烧室出口温度日益提高。采用在燃烧室机匣上“齐平安装”动态压力传感器虽能获得没有振幅衰减、相位滞后的动态压力信号，但受限于动态压力传感器的工作温度，此方案在工程应用上难以实现。
为了降低动态压力传感器测点位置的温度，可以采用小直径的管系对压力脉动进行传导，在管系末端安装动压压力传感器。此方案优点在于，一方面减小了燃烧室内测点尺寸，另一方面小直径管系起到隔热作用，可以降低动态压力传感器测点位置温度。但是，此方案也存在一定缺陷。一方面由于燃烧室内测点与动态压力传感器测点间存在导管，这就不可避免导致压力信号会存在振幅衰减和相位滞后，另一方面，在动态压力传感器受压面处反射的压力波与入射的压力波可能会在“管腔”内产生共振，导致输出波形严重畸变，也就是所谓的“管腔效应”。
为了解决上述两个方案存在的问题，目前国内外普遍采用“半无限长管”方法进行引压。该方案通过在动态压力传感器测点后续接足够长度的导管来消除反射波和共振，能够在保证一定测量精度的同时，拓宽测量频率范围。
CN111947830A公开了一种航空发动机主燃烧室高温动态压力探针结构，该结构通过在引压管上增添水冷腔以达到降低动态压力传感器测点温度，实现高温动态气流测量的目的。从此专利说明书附图(参照图1、图2)中可看出，水冷段后引压管内温度迅速上升，对动态压力传感器的保护能力有限。其次，专利说明书中仅给出了数值仿真的温度数值，试验过程中并未进行温度监控，无法对动态压力传感器进行有效保护。最后，在引压管上添加水冷环腔，会变相增加引压管长度，进一步引起更大的压力信号振幅衰减与相位滞后。
发明内容
要解决的技术问题：
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种航空发动机主燃烧室动态压力探针，设置了带有水冷环腔的测量装置安装座，其前后端分别连接有前引压管和后引压管，可能提高半无限长管方法测量精度、拓宽测量压力信号频率范围；改善冷却设计，延长动态压力传感器寿命；对动态压力传感器测点位置温度实时监控，保证传感器安全工作。
本发明的技术方案是：一种航空发动机主燃烧室动态压力探针，其特征在于：包括探针安装座、前引压管、测量装置安装座、动态压力传感器、温度传感器和后引压管；
所述前引压管一端通过探针安装座与航空发动机主燃烧室机匣连接，另一端与测量装置安装座的入口端连接；
所述测量装置安装座内设置有引压通道、冷却水环腔、力传感器安装座和温度传感器安装座；引压通道贯通整个测量装置，入口与前引压管连接，出口与后引压管连接；冷却水环腔沿周向设置于引压通道的外围；所述力传感器安装座和温度传感器安装座分别用于安装动态压力传感器和温度传感器。
本发明的进一步技术方案是：所述探针安装座、前引压管、后引压管的内径均与测量装置安装座的引压通道内径一致，用于保证压力脉动的传导。
本发明的进一步技术方案是：所述测量装置安装座的引压通道内径为5mm。
本发明的进一步技术方案是：所述前引压管内径为5mm，外径为7mm，长度为23mm；所述后引压管内径为5mm，一端通过焊接方式与测量装置安装座相连，另一端通过卡套接头与20m长半无限长管相连。
本发明的进一步技术方案是：所述测量装置安装座的壳体上设置有第一冷却水口和第二冷却水口，两个冷却水口均与所述冷却水环腔连通，作为冷却水环腔的进水口和出水口。
本发明的进一步技术方案是：所述力传感器安装座和温度传感器安装座均沿所述引压通道的径向设置。
本发明的进一步技术方案是：所述测量装置安装座的上下端分别沿径向开有与引压通道连通的螺纹孔，作为力传感器安装座和温度传感器安装座，动态压力传感器和温度传感器分布通过螺纹安装于上下端螺纹孔内。
本发明的进一步技术方案是：所述温度传感器为PT100温度传感器。
有益效果
本发明的有益效果在于：
1.在测量装置安装座内加入水冷环腔，同时对引压通道与动态压力传感器进行冷却，冷却效率高，保证动态压力探针能够在高温脉动压力信号下长时间工作，与CN111947830A所公开的动态压力探针相比，能够改善冷却水环腔后测点温度升高问题；
2.在测量装置安装座内布置温度传感器，可以实时监控动态压力传感器测点位置温度，在保证动态压力传感器能够安全工作的前提下，可以尝试在更高工况下(更高出口温度)进行连续测量；
3.与CN111947830A所公开的动态压力探针相比，本发明将前引压管冷却水套转移到测量装置安装座内，能够有效缩短前引压管长度，进而缩短动态压力传感器测点与燃烧室内测点距离，这有效减小了压力脉动信号振幅衰减和相位滞后，拓宽了测量压力信号频率范围。
参照图5和6所示，缩短动态压力传感器测点与燃烧室内测点距离，能够有效拓宽压力信号频率，降低压力信号的相位延迟。
附图说明
图1：背景技术中现有技术的燃气引出段各监测点位置图；
图2：背景技术中现有技术的200kPa冷却水压下三个测点温度随时间变化图；
图3：本发明实施例示意图；
图4：本发明测量装置安装座结构图；
图5：本发明实施例幅值理论计算图；
图6：本发明实施例相位理论计算图；
附图标记说明：1.探针安装座、2.前引压管、3.测量装置安装座、4.动态压力传感器、5.温度传感器、6.后引压管、3-1.安装座壳体、3-2.冷却水环腔、3-3.动态压力传感器安装座、3-4.温度传感器安装座、3-5.第一冷却水口、3-6.第二冷却水口。
具体实施方式
下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
参照图3所示，本发明一种航空发动机主燃烧室动态压力探针，包括探针安装座1、前引压管2、测量装置安装座3、动态压力传感器4、温度传感器5和后引压管6。前引压管2一端通过探针安装座与航空发动机主燃烧室机匣连接，另一端与测量装置安装座3的入口端连接；
所述测量装置安装座内设置有引压通道、冷却水环腔3-2、力传感器安装座3-3和温度传感器安装座3-4；引压通道贯通整个测量装置，入口与前引压管2连接，出口与后引压管6连接；冷却水环腔3-2沿周向设置于引压通道的外围；所述力传感器安装座3-3和温度传感器安装座3-4分别用于安装动态压力传感器4和温度传感器5。
实施例：
所述探针安装座1采用与测温耙相同安装方式，通过4个螺栓与燃烧室相连，安装座壁面形成的引压通道内径为5mm，其长度由燃烧室内测点位置到外机匣距离决定。安装座伸入燃烧室内一端需机加以贴合燃烧室内型面。
所述前引压管2通过焊接方式与探针安装座1、测量装置安装座3相连，其内径为5mm，外径为7mm，长度为23mm。
参照图4所示，所述测量装置安装座3包括安装座壳体3-1、冷却水环腔3-2、动态压力传感器安装座3-3、温度传感器安装座3-4、第一冷却水口3-5和第二冷却水口3-6。其中第一冷却水口3-5与第二冷却水口3-6采用斜对角布置，根据动态压力探针的空间方位，可以分别作为进水口或出水口，以保证冷却水能够“下进上出”，以提高冷却效率。其中动态压力传感器测点距离燃烧室内测点90mm。
所述动态压力传感器4通过螺纹连接方式安装在动态压力传感器安装座3-3内，用于测量压力脉动信号。
所述温度传感器5通过螺纹连接方式安装在温度传感器安装座3-4内，用于监测该处温度，保护动态压力传感器正常工作。
所述后引压管6内径为5mm，一端通过焊接方式与测量装置安装座相连，另一端通过卡套接头与现有20m长半无限长管相连，半无限长管内径与后引压管相同。
图5、图6分别展示了动态压力传感器测点与燃烧室内测点距离不同时，该动态压力测量系统测得的压力脉动幅值-频率图和相位-频率图。从图中可以看出，缩短动态压力传感器测点与燃烧室内测点距离，能够有效拓宽压力信号频率，降低压力信号的相位延迟。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (8)

1.一种航空发动机主燃烧室动态压力探针，其特征在于：包括探针安装座、前引压管、测量装置安装座、动态压力传感器、温度传感器和后引压管；
所述前引压管一端通过探针安装座与航空发动机主燃烧室机匣连接，另一端与测量装置安装座的入口端连接；
所述测量装置安装座内设置有引压通道、冷却水环腔、力传感器安装座和温度传感器安装座；引压通道贯通整个测量装置，入口与前引压管连接，出口与后引压管连接；冷却水环腔沿周向设置于引压通道的外围；所述力传感器安装座和温度传感器安装座分别用于安装动态压力传感器和温度传感器。
2.根据权利要求1所述航空发动机主燃烧室动态压力探针，其特征在于：所述探针安装座、前引压管、后引压管的内径均与测量装置安装座的引压通道内径一致，用于保证压力脉动的传导。
3.根据权利要求2所述航空发动机主燃烧室动态压力探针，其特征在于：所述测量装置安装座的引压通道内径为5mm。
4.根据权利要求2所述航空发动机主燃烧室动态压力探针，其特征在于：所述前引压管内径为5mm，外径为7mm，长度为23mm；所述后引压管内径为5mm，一端通过焊接方式与测量装置安装座相连，另一端通过卡套接头与20m长半无限长管相连。
5.根据权利要求1所述航空发动机主燃烧室动态压力探针，其特征在于：所述测量装置安装座的壳体上设置有第一冷却水口和第二冷却水口，两个冷却水口均与所述冷却水环腔连通，作为冷却水环腔的进水口和出水口。
6.根据权利要求1所述航空发动机主燃烧室动态压力探针，其特征在于：所述力传感器安装座和温度传感器安装座均沿所述引压通道的径向设置。
7.根据权利要求1所述航空发动机主燃烧室动态压力探针，其特征在于：所述测量装置安装座的上下端分别沿径向开有与引压通道连通的螺纹孔，作为力传感器安装座和温度传感器安装座，动态压力传感器和温度传感器分布通过螺纹安装于上下端螺纹孔内。
8.根据权利要求1所述航空发动机主燃烧室动态压力探针，其特征在于：所述温度传感器为PT100温度传感器。
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