CN115372009A - 一种用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统 - Google Patents

一种用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统 Download PDF

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CN115372009A CN202210935611.XA CN202210935611A CN115372009A CN 115372009 A CN115372009 A CN 115372009A CN 202210935611 A CN202210935611 A CN 202210935611A CN 115372009 A CN115372009 A CN 115372009A
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庞彬
张海幸
唐震
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Abstract

本申请属于航空发动机试验技术领域，具体涉及一种用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统。该系统包括外涵气体收集装置(1)与气体流量测量装置(2)，外涵气体收集装置(1)包括具有环形通道的集气环(11)，沿集气环(11)周向设置有多个进气口，各进气口分别连接有进气管路(12)，所述集气环(11)还具有设置在出气口的出气锥段(14)；气体流量测量装置(2)包括室内管路与室外管路，室内管路的一端与所述出气锥段(14)连接，另一端通过穿墙段(21)连接所述室外管路，所述室外管路上设计有文丘里流量计(22)及均速管流量计(23)。本申请实现了发动机外涵气流量的测量。

Description

一种用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统
技术领域
本申请属于航空发动机试验技术领域，具体涉及一种用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统。
背景技术
为了研究航空发动机内涵和发动机外涵气体流量的分配，验证航空发动机性能是否满足设计要求，需要对航空发动机外涵气体的流量进行精确测量。传统的航空发动机试验台能够满足航空发动机对进气的加温、加压需求，但是无法满足航空发动机外涵气的流量测量需求。
在压气机部件试验中目前可以实现该部分气体流量的测量，主要是通过安装于压气机部件外侧的环形集气装置对排气进行直接收集并采用经过校准的流量计进行测量来实现。但受制于发动机试验器的空间和安装形式的不同，该部件流量测量装置并不适用于发动机试验器。
航空发动机外涵气体流量测量相比于压气机部件的外涵流量测量的需求的差异主要体现为：
1、发动机外侧台架空间有限，且包含较多的测试引线、台架通油管路以及发动机外部附件，难以通过设置整环的气体收集装置直接将外涵气体收集起来，因此需要特别的流量收集装置保证同时满足功能和空间的需求；
2、由于发动机内涵和外涵气体流量的分配与排气的损失存在一定的关联性，影响航空发动机的工作状态，因此外涵气流量测量系统需要全程具有较小的气体流动损失以尽量降低气体流量测量装置对航空发动机保持正常工作状态的影响。
目前尚无较为成熟的航空发动机外涵气的流量测试技术方案，现有的压气机部件的外涵流量测量方案主要用于压气机部件试验中，虽然目的都是实现外涵气体流量测量，但由于压气机部件与航空发动机整机面临的工作条件、安装接口、布局空间以及调节方式的不同，该装置并不适用于航空发动机外涵气体的流量测量。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供了一种用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统，主要包括：
外涵气体收集装置，包括具有环形通道的集气环，所述集气环同轴固定在发动机后方，沿集气环周向设置有多个进气口，各进气口分别连接有进气管路，多个进气管路沿平行于发动机轴向的方向延伸到发动机外涵周向布置的机匣排气孔上方，并连接在所述机匣排气孔上，所述集气环还具有设置在出气口的出气锥段；
气体流量测量装置，包括室内管路与室外管路，所述室内管路的一端与所述出气锥段连接，另一端通过穿墙段连接所述室外管路，所述室外管路上设计有文丘里流量计及均速管流量计，所述室外管路的末端连接有排气消音管。
优选的是，所述集气环通过辅助支撑装置固定在试验台上，所述辅助支撑装置包括支撑平台及位于支撑平台上的左侧弧形支座、右侧弧形支座及两个斜梁，所述左侧弧形支座及右侧弧形支座分别在集气环的底端左右两侧通过弧形面支撑所述集气环，两个斜梁呈与竖直方向具有一定夹角的倾斜状支撑在集气环上方的后端，各方向均以沿轴向方向在后方观测发动机为参考。
优选的是，所述左侧弧形支座及右侧弧形支座中的至少一个在其底端固定有第一导向板，第一导向板具有垂直于集气环轴向方向开槽的第一条形槽，支撑平台上方固定有第一导向键，第一导向板安装在支撑平台上，并使所述第一导向键容纳在第一条形槽内，以使得第一导向板能够沿条形槽方向在支撑平台上滑动。
优选的是，所述斜梁的连接集气环的一端设置有第二导向板，第二导向板具有沿集气环径向方向开槽的第二条形槽，集气环的外壁固定有第二导向键，第二导向板安装在集气环的外壁上，并使所述第二导向键容纳在第二条形槽内，以使得集气环带动第二导向键在第二条形槽内滑动。
优选的是，所述集气环的圆形截面直径不断增大，出气口处的截面最大。
优选的是，所述集气环上方两侧设置有吊耳，通过吊耳对所述集气环进行搬运。
优选的是，所述集气环由上下两个半圆部分对接形成，对接处通过法兰盘连接，并通过至少两个定位销定位，对接处的法兰盘之间通过石棉密封垫片进行密封。
优选的是，所述集气环的各进气口通过变径段法兰盘连接对应的进气管路，所述变径段法兰盘连接进气管路的截面直径小于所述变径段法兰盘连接集气环的截面直接，所述变径段法兰盘焊接在所述集气环的进气口，并具有自进气口延伸至集气环的环形通道内的导流板，所述导流板被配置成将进气管路来的气流引导至与集气环的环形通道内的气流流向一致。
优选的是，所述集气环的出气锥段被配置成其排气出口方向与集气环的轴线相切。
优选的是，所述进气管路通过软连接接头连接在所述机匣排气孔上，机匣排气孔为长方形排气孔。
优选的是，所述软连接接头包括由玻纤布构成的软通道，玻纤布一端通过环形的上压板压接在进气管路的法兰盘上，玻纤布的另一端通过方形的下压板压接在发动机外涵的机匣排气孔上。
优选的是，所述玻纤布为带金属丝硅胶玻纤布。
优选的是，所述玻纤布为在玻璃纤维布的双面涂覆硅钛复合材料形成的硅钛耐高温防火布。
优选的是，所述硅钛耐高温防火布通过缝合形成方转圆的软通道，在缝合处形成压缝，压缝采用配套高温线缝制，并涂抹有防火阻燃高温密封胶进行紧固。
优选的是，上压板与进气管路的法兰盘之间通过石棉垫片密封，下压板与发动机外涵的机匣排气孔之间通过石棉垫片密封。
优选的是，机匣排气孔沿发动机外涵机匣的周向至少设置8个。
优选的是，所述室内管路包括复式弹性膨胀节及弯管转接段，所述复式弹性膨胀节的一端连接在所述出气锥段上，并相对于水平面向下倾斜15°延伸，复式弹性膨胀节的另一端连接弯管转接段，所述弯管转接段用于将复式弹性膨胀节内向下倾斜的气流引导至水平。
优选的是，所述弯管转接段通过室内滑动支架支撑，所述室外管路通过至少两个室外滑动支架支撑。
优选的是，所述室内滑动支架及室外滑动之间均包括支架，支架上设置有沿管路轴向方向延伸的滑动槽，滑动槽内设置有聚四氟乙烯滑动板，聚四氟乙烯滑动板上连接有弧形支座，所述弧形支座具有适配连接管道外壁的弧形内陷。
优选的是，所述室外管路上在文丘里流量计及均速管流量计之后设置有电动调节蝶阀。
优选的是，所述排气消音管为管路结构，管路上开设有若干小孔，形成消音段，在排气消音管端部通过锥体进行封堵，各小孔面积之和为排气消音管横截面面积的3倍。
优选的是，所述锥体焊接在排气消音管端部，锥体具有伸入排气消音管内的锥头，锥体的圆锥角为120°。
附图说明
图1是航空发动机试验的外涵排气流量测量系统结构示意图。
图2是外涵气体收集装置的后视图。
图3是外涵气体收集装置的主视图。
图4是气体流量测量装置与外涵气体收集装置连接的后视图。
图5是气体流量测量装置的主视图。
图6是弧形支座支撑集气环示意图。
图7是弧形支座滑动支撑示意图。
图8是斜梁结构示意图。
图9是第二导向板结构示意图。
图10是集气环对接示意图。
图11是变径段法兰盘结构示意图。
图12是变径段法兰盘的导流板导流示意图。
图13是本申请另一实施例的出气锥段结构示意图。
图14是外涵机匣后段开口示意图。
图15是软连接接头结构示意图。
图16是玻纤布压缝示意图。
图17是室内滑动支架结构示意图。
图18是排气消音管结构示意图。
其中，1-外涵气体收集装置，11-集气环，12-进气管路，13-软连接接头，131-上压板，132-下压板，133-玻纤布，134-压缝，14-出气锥段，15-辅助支撑装置，151-支撑平台，152-左侧弧形支座，1521-第一导向板，1522-第一条形槽，1523-第一导向键，153-右侧弧形支座，154-斜梁，1541-第二导向板，1542-第二条形槽，1543-第二导向键，16-吊耳，17-变径段法兰盘，18-上半变截面通道，19-下半变截面通道；
2-气体流量测量装置，21-穿墙段，22-文丘里流量计，23-均速管流量计，24-排气消音管，241-消音段，242-锥体，25-复式弹性膨胀节，26-弯管转接段，27-室内滑动支架，271-支架，272-滑动槽，273-聚四氟乙烯滑动板，274-弧形支座，28-室外滑动支架，29-电动调节蝶阀；
3-发动机外涵机匣。
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方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
航空发动机外涵气由外涵机匣后部的角向均布的8个窗口分别排出，因此，航空发动机试验的外涵排气流量测量系统需要测量总的外涵气流量，并在测量流量后将气体排入大气环境中。针对该功能需求，需要解决的技术问题主要包含以下内容。
技术问题一、航空发动机外侧台架空间有限，且该空间包含了较多其他专用设备，外涵气体流量收集装置需要避免与航空发动机及专用设备发生干涉，且收集装置需要实现可靠支撑。
技术问题二、航空发动机与地面台架之间固定位置距离外涵气体收集装置距离较远，发动机工作状态下与气体收集装置之间会产生5mm～10mm的热胀量，因此外涵气体收集装置需能够适应该位移量。
技术问题三、为了保证流量测量的准确性与精度要求，所涉及的测量系统需要严格密封，不允许出现漏气的现象，同时经过流量计的气流需要保证流动的均匀性且具有足够的速度。
技术问题四、航空发动机外涵排气流量较大，为了尽量降低气体流量测量装置对航空发动机保持正常工作状态的影响，该系统全程需要具有足够流通能力且具有较小的气体流动损失。
用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统通过与外涵机匣连接的管路收集不同角向的外涵排气，汇集成一路并经过流量计，进行流量测量后排入大气，参考图1，其主要包括外涵气体收集装置1及气体流量测量装置2。
外涵气体收集装置1采用轴径向环形扩散排气道，将出口轴向气流转成径向气流，并经变截面集气环将径向气流逐步收集成侧向气流，由一个方向排出，首先定义发动机外涵机匣内气流流向为自前向后，在此基础上，自发动机机匣后方向发动机机匣前方投影为后视图，外涵气体收集装置设置在发动机机匣后方，图2给出了外涵气体收集装置的后视图，图3为图2的右视图，即外涵气体收集装置结构的主视图，参考图2及图3，外涵气体收集装置1包括具有环形通道的集气环11，所述集气环11同轴固定在发动机后方，沿集气环11周向设置有多个进气口，各进气口分别连接有进气管路12，多个进气管路12沿平行于发动机轴向的方向延伸到发动机外涵周向布置的机匣排气孔上方，并连接在所述机匣排气孔上，所述集气环11还具有设置在出气口的出气锥段14。
图4及图5给出了气体流量测量装置2的结构示意图，气体流量测量装置2包括室内管路与室外管路，所述室内管路的一端与所述出气锥段14连接，另一端通过穿墙段21连接所述室外管路，所述室外管路上设计有文丘里流量计22及均速管流量计23，所述室外管路的末端连接有排气消音管24。
在一些可选实施方式中，参考图6，所述集气环11通过辅助支撑装置15固定在试验台上，所述辅助支撑装置15包括支撑平台151及位于支撑平台151上的左侧弧形支座152、右侧弧形支座153及两个斜梁154，所述左侧弧形支座152及右侧弧形支座153分别在集气环11的底端左右两侧通过弧形面支撑所述集气环11，两个斜梁154呈与竖直方向具有一定夹角的倾斜状支撑在集气环11上方的后端，各方向均以沿轴向方向在后方观测发动机为参考。
该实施例中，辅助支撑装置15通过左右立柱支撑所述支撑平台151，左右立柱选用槽钢材料，中间用横梁连接，支撑平台151通过T型螺栓固定在基础平台上，避免了集气环因气流冲击产生的振动影响到试车台架及发动机。在左右立柱的上方安装有垫板和弧形支座，左侧弧形支座152或者右侧弧形支座153的下方设置可移动组件部分，用于补偿因热应力产生的少量径向位移。
在一些可选实施方式中，如图6及图7所示，所述左侧弧形支座152及右侧弧形支座153中的至少一个在其底端固定有第一导向板1521，第一导向板1521具有垂直于集气环11轴向方向开槽的第一条形槽1522，支撑平台151上方固定有第一导向键1523，第一导向板1521安装在支撑平台151上，并使所述第一导向键1523容纳在第一条形槽1522内，以使得第一导向板1521能够沿条形槽方向在支撑平台151上滑动。
该实施例中，当集气环11产生沿径向方向的热胀量时，与集气环焊接的左侧弧形支座152会向左侧移动，带动第一导向板1521移动，第一导向键1523起限位作用。
在一些可选实施方式中，如图8及图9所示，所述斜梁154的连接集气环11的一端设置有第二导向板1541，第二导向板1541具有沿集气环11径向方向开槽的第二条形槽1542，集气环11的外壁固定有第二导向键1543，第二导向板1541安装在集气环11的外壁上，并使所述第二导向键1543容纳在第二条形槽1542内，以使得集气环11带动第二导向键1543在第二条形槽1542内滑动。
该实施例中，当集气环产生沿径向方向的热胀量时，与集气环焊接的第二导向键1543(或者具有第二导向键1543的固定板)会沿导向键向上方向位移。
在一些可选实施方式中，所述集气环11的圆形截面直径不断增大，出气口处的截面最大。
本实施例中，外涵排气系统变截面集气环的作用是将气流由轴向流动转为径向流动，并要求空气流场均匀、流动损失小。排气集气环通道截面按照等速规律设计，均为顺流向逐渐增大直径的圆形截面，是一个环形扩散通道(即集气环外圆气流通道的排气面积按照与集气环径向排气口面积相等进行设计)，这样能减小气流扩散引起的压力损失、流场更加均匀。
外涵排气系统集气环的截面为轴向对称结构，流道由圆形截面组成，在每一φ角下的流通面积为：
Figure BDA0003782631780000081
式中，φ―角度，R0―当φ＝0°时通道截面半径，单位为m，F1―径向扩散段出口面积。
利用CFD数值仿真软件，对外涵排气系统集气环连同发动机外涵机匣模型进行流场模拟，进行网格化分，设置边界条件，进口给定典型状态的进口流量和总温，出口给定静压大气压。然后对数值求解得到的云图进行分析。评估外涵排气系统集气环等截面和变截面通道的总压损失系数和总压损失占比情况。
经分析计算，外涵排气系统等截面集气环的总压损失系数为4.25％，外涵排气系统变截面集气环的总压损失系数为2.05％，可以看出集气环做变截面处理后，集气环位置总压损失系数减小，总压损失占比下降。经过流体仿真，得到了外涵排气系统等截面集气环和变截面集气环的速度分布云图和总压分布云图。
等截面集气环位置处平均速度为93.22m/s，变截面集气环位置处平均速度为64.93m/s，等截面处理后集气环位置速度减小，流场更加均匀。
在一些可选实施方式中，如图3所示，所述集气环11上方两侧设置有吊耳16，通过吊耳16对所述集气环11进行搬运。
在一些可选实施方式中，所述集气环11由上下两个半圆部分对接形成，对接处通过法兰盘连接，并通过至少两个定位销定位，对接处的法兰盘之间通过石棉密封垫片进行密封。
该实施例中，如图10所示，外涵排气系统集气环为不锈钢材料，采用对开结构形式，分为上下两部分，中间用法兰连接，其目的是安装试验件方便。安装时先固定集气环下半变截面通道19在基础平台上，再安装集气环上半变截面通道18。集气环上下两部分采用法兰连接，集气环体形庞大，多次安装可能会出现错位，每次安装须重新调整，为此在结合面上设置了两个定位销。结合面用石棉密封垫片进行密封。
在一些可选实施方式中，所述集气环11的各进气口通过变径段法兰盘17连接对应的进气管路12，所述变径段法兰盘17连接进气管路12的截面直径小于所述变径段法兰盘17连接集气环11的截面直接，所述变径段法兰盘17焊接在所述集气环11的进气口，并具有自进气口延伸至集气环11的环形通道内的导流板，所述导流板被配置成将进气管路12来的气流引导至与集气环11的环形通道内的气流流向一致。
如图11所示，为了扩大气体流通面积，各路进气口与集气环过DN200转DN300的变径段法兰盘17连接。通过增加导流板，避免因气体之间相互作用，造成比较大的压损。
另外，参考图3，本申请的进气管路包含8个，8路进气管道合理布置，不与台架辅助支点支撑干涉，设计集气环内圈直径2000mm。发动机外涵机匣上8个长方形排气孔周向均布，排气孔通过带金属丝硅胶玻纤布与8路DN200进气管道法兰软连接，避免了集气环的振动对发动机接口造成损坏。使用8根钢管(长度570mm)通过90度短半径弯头与8根长不锈钢管(长度1080mm)连接，为了方便安装，在短钢管和长钢管上各设置一处法兰连接，角向位置现场画线找正。为了扩大气体流通面积，8根长钢管通过DN200转DN300的锥形变径转接段法兰连接后焊接到集气环上，以此收集8个排气孔的外涵排气。
在一些可选实施方式中，如图13所示，所述集气环11的出气锥段14被配置成其排气出口方向与集气环11的轴线相切。
该实施例中，图11中，箭头为气流方向，将出口轴向气流转成径向气流，并经蜗壳集气环将径向气流逐步收集成侧向气流，由一个方向排出。以减小气流扩散引起的压力损失，使空气流场更加均匀。
在一些可选实施方式中，所述进气管路12通过软连接接头13连接在所述机匣排气孔上，机匣排气孔为长方形排气孔。外涵气体收集装置与航空发动机外涵机匣接口之间采用软连接方案，不仅可以实现补偿航空发动机与测量装置之间工作状态下相对位移的功能，而且最大的好处是该装置与航空发动机之间不存在力的传递，从而不会对航空发动机结构强度产生影响。
本申请将发动机外涵道的喉道位置设置在外涵机匣出口截面，外涵机匣开口排气模式下，外涵流量测量采用封堵常规排气，并从外涵机匣开孔将排气引至台架的方案，本次外涵排气流量测量系统设计主要通过与外涵机匣连接的管路收集不同角向的外涵排气，汇集成一路并经过流量计，进行流量测量后排入大气。
首先，外机匣后端开口结构如图14所示，发动机外涵机匣3上设置8个长方形排气孔周向均布，排气口总面积约为0.12m2，每个长方形孔的长度是132mm，宽度是110mm，分布22个M8的螺纹孔，排气孔通过柔性连接结构与8路DN200排气管道法兰连接，避免了排气管道的振动对发动机接口造成损坏。
在一些可选实施方式中，参考图15及图16，所述软连接接头13包括由玻纤布133构成的软通道，玻纤布133一端通过环形的上压板131压接在进气管路12的法兰盘上，玻纤布133的另一端通过方形的下压板132压接在发动机外涵的机匣排气孔上。
在一些可选实施方式中，所述玻纤布133为带金属丝硅胶玻纤布。
该实施例中，带金属丝硅胶玻纤布能耐压0.5MPa，耐温220℃，沿方形排气出口转圆形管道接口组成一个过渡通道，上下压板、螺栓和垫圈用以固定玻纤布，外涵排气蜗壳8路进气管道法兰接口和外涵机匣排气口处使用石棉垫片密封，均用压板压紧。
在一些可选实施方式中，所述玻纤布133为在玻璃纤维布的双面涂覆硅钛复合材料形成的硅钛耐高温防火布。
该实施例中，带金属丝硅钛耐高温防火布能耐压0.5MPa，耐温220℃，该制品在特殊玻璃纤维布双面涂覆硅钛复合材料制成。将硅钛耐高温防火布沿方形排气出口转圆形管道接口组成一个过渡通道，上下压板、螺栓和垫圈用以固定防火布，参考图16，压缝采用配套高温线缝制，压缝处涂抹防火阻燃高温密封胶紧固。8路排气管道法兰接口和外涵机匣排气接口处使用石棉垫片密封，均用压板压紧。
发动机外涵机匣接口与8根排气管道之间采用柔性连接密封结构，不仅可以实现补偿外涵机匣与气管道之间工作状态下相对位移的功能，而且最大的好处是该装置与航空发动机之间不存在力的传递，从而不会对航空发动机结构强度产生影响，解决了试验件安装问题并适用于不同试验件连接。
通过对外涵喷管重新设计，在台架停车条件下具备排气和封堵两种功能的顺利切换，正常试车状态下可将外涵气顺利排出并进行流量测量，需要时可进行封堵，确保试车过程不漏气。同时为了实现补偿外涵机匣与排气管道之间工作状态下相对位移的功能，而且为避免外涵机匣与排气管道之间存在力的传递，对航空发动机结构强度产生影响，所以需要对发动机外涵机匣排气接口处设计柔性连接密封结构，满足测量要求。
在一些可选实施方式中，如图4所示，所述室内管路包括复式弹性膨胀节25及弯管转接段26，所述复式弹性膨胀节25的一端连接在所述出气锥段14上，并相对于水平面向下倾斜15°延伸，复式弹性膨胀节25的另一端连接弯管转接段26，所述弯管转接段26用于将复式弹性膨胀节25内向下倾斜的气流引导至水平。
本实施例中，为了降低排气管路的高度，方便流量计、阀门等的拆卸安装，避免登高作业，将外涵气体收集装置1右侧出口向下倾斜15°，距离墙面约500mm处焊接一段弯管转接段26后连接穿墙转接段21穿入墙壁，墙壁前用室内滑动支架27支撑管路。在倾斜管道出口处加装复式弹性膨胀节25，降低原管路刚度，并能够部分补偿管路系统的热变形。气体流量测量装置通过在试验舱两侧采用波纹管形式的膨胀节进行管路热变形补偿的结构代替动密封环的变形补偿结构，有效地减少了由密封环结构间隙带来的漏气的问题。
如图5所示，外涵排气系统集气环出口DN500管道穿过试车间墙壁后，有1600mm长的直管段，与90度短半径弯头转接，再与15.7米长的DN500平直段连接，平直段上选取截面Ⅰ和截面Ⅱ分别安装文丘里流量计22和均速管流量计23。截面Ⅰ安装文丘里流量计22，此截面距离外涵排气收集装置出口直线距离约6米；截面Ⅱ安装均速管流量计23，截面Ⅱ距Ⅰ截面约1.7米。气体流量测量装置中采用文丘里和均速管两种流量计串联测量，通过两种测量原理流量计的相互校准，保证较高的流量测量精度和可信度。
在一些可选实施方式中，所述室外管路上在文丘里流量计22及均速管流量计23之后设置有电动调节蝶阀29。
该实施例中，电动调节蝶阀29与文丘里流量计22距离约4.8米。阀门后连接排气消音管24，阀后排气管道需要穿过排气塔间墙壁，将气体排放至大气。气体流量测量装置尾部包含有排气蝶阀，可以通过控制排气面积实现该测量装置管系的流动速度，从而保证该管路布局具有低流动损失的特点。
在一些可选实施方式中，如图4及图5所示，所述弯管转接段26通过室内滑动支架27支撑，所述室外管路通过至少两个室外滑动支架28支撑。
图5给出了三处室外滑动支架28，在短半径弯头处加装室内固定支架27，在距离短半径弯头约6米处、文丘里管前端加装室外滑动支架28，再其后隔约5米、电动调节蝶阀与排气塔墙之间加装室外滑动支架28。15米长的平直段产生的热胀量约为53mm，热胀方向沿管路向后，管路末端无固定，可自由伸缩。
在一些可选实施方式中，所述室内滑动支架27及室外滑动之间28均包括支架271，支架271上设置有沿管路轴向方向延伸的滑动槽272，滑动槽272内设置有聚四氟乙烯滑动板273，聚四氟乙烯滑动板273上连接有弧形支座274，所述弧形支座274具有适配连接管道外壁的弧形内陷。
图17给出了室内滑动支架27的结构示意图，应当理解，室外滑动之间28结构与其相同或相似，均能够提供沿管路轴向的偏移量，支架271上设置道弧形支座274。排气管路在热胀过程中会受到摩擦力，为了减小摩擦力，采用聚四氟乙烯板与不锈钢接触的方式，滑动槽272起到限位的作用，防止排气管道焊接件窜出。
在一些可选实施方式中，所述排气消音管24为管路结构，管路上开设有若干小孔，形成消音段241，在排气消音管24端部通过锥体242进行封堵，各小孔面积之和为排气消音管24横截面面积的3倍。
在一些可选实施方式中，所述锥体242焊接在排气消音管24端部，锥体242具有伸入排气消音管24内的锥头，锥体242的圆锥角为120°。
参考图18，排气消音筒采用小孔喷注消声器来降低高速气流噪声，其消声原理是：将一个大的喷口改用许多小喷口来代替，从发生机理上减少噪音。排气消音管由消音段和锥体部分组成。消音段圆筒壁面开多个小孔，锥体的圆锥角采用120°，消音段与锥体之间采用焊接方式连接。设计的排气消音管小孔孔径d均为35mm，开孔数为600个，消声器的开孔率(为开孔总面积与开孔筒体表面积的比值)f为30％，满足开孔率的取值要求；排气消音管的面积比(为开孔面积与管道截面面积的比值)A＝3，满足开孔面积与管路横截面积之比不小于180％的设计要求。
本申请的优点及带来的有益效果为：
1、用于航空发动机外涵气体收集的分支管路采用硬管，一方面相比于采用软管方案可以降低分支管路的重量，另一方面可以通过集气环实现分支管路的支撑，避免了复杂的管路支撑结构；
2、外涵气体收集装置与航空发动机外涵机匣接口之间采用软连接方案，不仅可以实现补偿航空发动机与测量装置之间工作状态下相对位移的功能，而且最大的好处是该装置与航空发动机之间不存在力的传递，从而不会对航空发动机结构强度产生影响；
3、外涵气体收集装置采用变截面的集气环结构，通道截面按照等速规律设计，保证了不同分支管路中的气流速度的均匀性，从而降低了该装置对航空发动机内部流场不均匀的影响；
4、气体流量测量装置通过在试验舱两侧采用波纹管形式的膨胀节进行管路热变形补偿的结构代替动密封环的变形补偿结构，有效地减少了由密封环结构间隙带来的漏气的问题；
5、气体流量测量装置尾部包含有排气蝶阀，可以通过控制排气面积实现该测量装置管系的流动速度，从而保证该管路布局具有低流动损失的特点；
6、气体流量测量装置中采用文丘里和均速管两种流量计串联测量，通过两种测量原理流量计的相互校准，保证较高的流量测量精度和可信度。
本申请所研制的航空发动机外涵排气流量测量系统对验证航空发动机的流场匹配、调节能力、测试及试验、性能评价等关键技术，获得试验和调试方法，积累试验数据，为军用发动机后续验证机和产品研制打下坚实基础，对发动机的研发具有重要的工程应用价值。
虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施方案对本申请作了详尽的描述，但在本申请基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本申请精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本申请要求保护的范围。

Claims (10)

1.一种用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统，其特征在于，包括：
外涵气体收集装置(1)，包括具有环形通道的集气环(11)，所述集气环(11)同轴固定在发动机后方，沿集气环(11)周向设置有多个进气口，各进气口分别连接有进气管路(12)，多个进气管路(12)沿平行于发动机轴向的方向延伸到发动机外涵周向布置的机匣排气孔上方，并连接在所述机匣排气孔上，所述集气环(11)还具有设置在出气口的出气锥段(14)；
气体流量测量装置(2)，包括室内管路与室外管路，所述室内管路的一端与所述出气锥段(14)连接，另一端通过穿墙段(21)连接所述室外管路，所述室外管路上设计有文丘里流量计(22)及均速管流量计(23)，所述室外管路的末端连接有排气消音管(24)。
2.如权利要求1所述的用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统，其特征在于，所述集气环(11)通过辅助支撑装置(15)固定在试验台上，所述辅助支撑装置(15)包括支撑平台(151)及位于支撑平台(151)上的左侧弧形支座(152)、右侧弧形支座(153)及两个斜梁(154)，所述左侧弧形支座(152)及右侧弧形支座(153)分别在集气环(11)的底端左右两侧通过弧形面支撑所述集气环(11)，两个斜梁(154)呈与竖直方向具有一定夹角的倾斜状支撑在集气环(11)上方的后端，各方向均以沿轴向方向在后方观测发动机为参考。
3.如权利要求2所述的用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统，其特征在于，所述左侧弧形支座(152)及右侧弧形支座(153)中的至少一个在其底端固定有第一导向板(1521)，第一导向板(1521)具有垂直于集气环(11)轴向方向开槽的第一条形槽(1522)，支撑平台(151)上方固定有第一导向键(1523)，第一导向板(1521)安装在支撑平台(151)上，并使所述第一导向键(1523)容纳在第一条形槽(1522)内，以使得第一导向板(1521)能够沿条形槽方向在支撑平台(151)上滑动。
4.如权利要求1所述的用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统，其特征在于，所述集气环(11)的圆形截面直径不断增大，出气口处的截面最大。
5.如权利要求1所述的用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统，其特征在于，所述进气管路(12)通过软连接接头(13)连接在所述机匣排气孔上，机匣排气孔为长方形排气孔。
6.如权利要求5所述的用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统，其特征在于，所述软连接接头(13)包括由玻纤布(133)构成的软通道，玻纤布(133)一端通过环形的上压板(131)压接在进气管路(12)的法兰盘上，玻纤布(133)的另一端通过方形的下压板(132)压接在发动机外涵的机匣排气孔上。
7.如权利要求1所述的用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统，其特征在于，所述室内管路包括复式弹性膨胀节(25)及弯管转接段(26)，所述复式弹性膨胀节(25)的一端连接在所述出气锥段(14)上，并相对于水平面向下倾斜15°延伸，复式弹性膨胀节(25)的另一端连接弯管转接段(26)，所述弯管转接段(26)用于将复式弹性膨胀节(25)内向下倾斜的气流引导至水平。
8.如权利要求7所述的用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统，其特征在于，所述弯管转接段(26)通过室内滑动支架(27)支撑，所述室外管路通过至少两个室外滑动支架(28)支撑。
9.如权利要求8所述的用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统，其特征在于，所述室内滑动支架(27)及室外滑动之间(28)均包括支架(271)，支架(271)上设置有沿管路轴向方向延伸的滑动槽(272)，滑动槽(272)内设置有聚四氟乙烯滑动板(273)，聚四氟乙烯滑动板(273)上连接有弧形支座(274)，所述弧形支座(274)具有适配连接管道外壁的弧形内陷。
10.如权利要求1所述的用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统，其特征在于，所述排气消音管(24)为管路结构，管路上开设有若干小孔，形成消音段(241)，在排气消音管(24)端部通过锥体(242)进行封堵，各小孔面积之和为排气消音管(24)横截面面积的3倍。
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