CN115855514B

CN115855514B - 涡桨动力高空台试验用双弯异形变截面进气试验装置

Info

Publication number: CN115855514B
Application number: CN202310187579.6A
Authority: CN
Inventors: 王飞飞; 钟华贵; 闵浩; 邝文; 李康; 侯鑫正; 陈西川; 陈学尚
Original assignee: AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Current assignee: AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Priority date: 2023-03-02
Filing date: 2023-03-02
Publication date: 2023-06-30
Anticipated expiration: 2043-03-02
Also published as: CN115855514A

Abstract

本发明的涡桨动力高空台试验用双弯异形变截面进气试验装置，属于航空发动机高空模拟试验技术领域，用以发动机进气流量的测试，包括供气装置和测功器，其特征在于，还包括支撑台，所述支撑台通过支座支撑有双弯异形变管，供气装置通过所述双弯异形变管与发动机连通，所述双弯异形变管用以调整其内空气的流场，避免发动机进口压力出现畸变的情况。

Description

涡桨动力高空台试验用双弯异形变截面进气试验装置

技术领域

本发明属于航空发动机高空模拟试验的技术领域，尤其涉及一种涡桨动力高空台试验用双弯异形变截面进气试验装置。

背景技术

涡桨发动机作为军用民直升机或大型运输机的动力配备，其结构有别于常用的涡喷涡扇类发动机，主要区别在于进气方式和功率输出方式，涡喷涡扇类发动机为轴向进气—轴向排气，注重的性能参数主要有发动机推力和耗油率，而涡桨类发动机的进气方式主要有前进气、侧向进气、环向进气、下腹式进气，其功率输出方式主要有前输出和后输出，注重的性能参数主要有输出轴功率和耗油率。因此涡桨类发动机在开展高空模拟试验时，其在高空舱内的安装布局、进气方式、性能测量等方面与涡喷涡扇不大相同。

目前针对涡喷涡扇和涡轴涡桨类发动机开展的高空模拟试验都采用等径直管的直接连接，即将高空台进气前室的收缩段与发动机进口通过进气装置直接连接，车台根据发动机工作状态对进气空气流量进行自动调节以满足试验需求。但对于我国当前在研的前输出下腹式异形截面进气的涡桨发动机，等径直管的直接连接的方式无法适用高空台试验，因此，需要设计出一套满足科研试验及鉴定试验的需求装置。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种涡桨动力高空台试验用双弯异形变截面进气试验装置，旨在对前输出下腹式异形截面进气的涡桨发动机提供一套高空台试验装置，满足科研试验及鉴定试验的需求。

提供一种涡桨动力高空台试验用双弯异形变截面进气试验装置，适用于前输出下腹式异形截面进气的涡桨发动机的试验，包括供气装置和测功器，还包括支撑台，所述支撑台通过支座支撑有双弯异形变管，供气装置通过所述双弯异形变管与发动机连通，所述双弯异形变管用以调整其内空气的流场，避免发动机进口压力出现畸变的情况。

本发明的有益效果：

本发明首次采用等径进气弯段—流量测量—变截面扩张的在设计布局，有效解决了前输出下腹式异形截面进行发动机的舱内布局、直接连接式试验方式的进气试验装置设计与布局、进气流量测量等的试验需求，及，采用的等径进气弯段+整流装置+收缩段+流量测量段的设计布局，为行业内首次在进气试验装置中增加整流装置，并在科研试验中验证了整体锻造成型加工的整流装置在进气试验装置中使用的可行性和可靠性，为其它类型的桨轴类发动机高空台试验进气试验装置的设计提供了技术支撑，及其，异形变截面扩张段弯段与发动机进口安装段采用整体设计，保证了截面变化和流场的连续性，结构设计时预留安装间隙，并采用异形截面的硅橡胶密封垫进行连接和密封，隔绝了发动机与进气试验装置的振动传递，有效保障了试验时发动机的安全运行。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为本发明的结构示意图；

图2为双弯异形变管的结构示意图；

图3为第一变形管路的侧视图；

图4为第二变形管路的示意图；

图5为本发明设计方法的流程图，其中：

1、供气装置；2、测功器；3、支撑台；4、支座；5、双弯异形变管；51、第一管路；52、第二管路；53、第三管路；511、第一弯管；512、整流管；513、收缩管；531、第一变形管路；532、第二变形管路；6、安装圈；61、凸台。

具体实施方式

下面结合附图对本发明实施例进行详细描述。

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本发明中的实施例，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例，都属于本发明保护的范围。

要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本发明，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。

如图1示的涡桨动力高空台试验用双弯异形变截面进气试验装置，适用于前输出下腹式异形截面进气的涡桨发动机的试验，包括供气装置1和测功器2，还包括支撑台3，支撑台3通过支座4支撑有双弯异形变管5，供气装置1通过双弯异形变管5与发动机连通，双弯异形变管5用以调整其内空气的流场，避免发动机进口压力出现畸变的情况，优选的，如图2所示，

双弯异形变管5包括沿发动机进气方向依次连通设置第一管路51、第二管路52和第三管路53，第一管路51的进气口与供气装置1连通，第三管路53的出气口与发动机连通，其中：

第一管路51用于拉直流线和提高气流的均匀度和调节气流参数；

第二管路52用于测量装置测量管路内的气流参数（如，总温、总压和流量等），例如，通过带有测温耙的装置对第二管路52内的气流参数进行测量，高空台试验中需要对发动机的管径进行选取，因此，第二管路52的内径应根据被试发动机的试验状态所确定，需要对管内的参数进行测量，须保证第二管路52内流场均匀度不大于1%，且气流马赫数应在0.2-0.5之间；

第三管路53以截面渐变且呈扩张形状的结构设置，以避免发动机进口压力出现畸变的情况，具体的：

第一管路51的结构

第一管路51包括在沿供气方向设置相连通的第一弯管511、整流管512和收缩管513，第一弯管511的一端与供气装置1连通，收缩管513的一端与第二管路52连通，整流管512的两端分别与第一弯管511和收缩管513连通，一般的，选取现有的法兰盘及其密封件等进行安装，其中：

第一弯管511为等径圆截面弧形结构设置，优选的，为S型弯管，用以提高气流的均匀度或降低气流的流速，一般的，第一弯管511的入口的流速为200m/s。第一弯管511为S型设置的目的是：管内流速较大，容易造成对接管路（整流管512）的损坏，或是，与对接管路出现分离的情况；

整流管512以等径直流管的结构设置，随流动中心线的高度变化，气流动量和能量均发生变化，调整第一弯管511输入气流流场的均匀度，降低气流在第一弯管511内的压力损失及防止弯弧段产生涡流。需要指出的是：由于第一弯管511采用等径圆截面弧形结构，相对于现有技术中采用直管的方式，可以避免整流装置的使用，即为，以本发明的整流管512替代现有技术中的整流装置，降低高空台试验的成本；

收缩管513以截面面积渐缩的结构设置，至少增大气流流速，确保进入第二管路52气流满足设计条件，优选的，第一弯管511的内径至少为第二管路52内径的1.4倍，避免涡流的产生影响第二管路52内气流测量的精度，能够保证第二管路52内气流的流场均匀度不大于1%，且气流马赫数应在0.2-0.5之间，便于外部设备的测量，确保被测发动机实际使用进口管的管径选取的精度。

进一步的，考虑收缩效应可能在收缩管513出口截面产生静压的二次函数分布，因此，应控制收缩角不宜过大，即通过适当增加收缩管513长度改善收缩效应。

第三管路53的结构

第三管路53包括相连通第一变形管路531和第二变形管路532，第一变形管路531的一端第二管路52连通，第二变形管路532的一端与发动机连通，其中：

如图3所示，第一变形管路531为直段管路且以圆截面向桃形或心形截面渐变过度的结构设置，也可采用其他沿截面中心对称的弧形结构，用以气流流场稳定的方式过度至第二变形管路532的入口，确保在截面逐步变化时内部流场平稳过渡而不产生涡流，具体为，相对于现有技术中黄金比例截面的选取，黄金比例为0.618，当第一变形管路531产生涡流时，桃形或心形的变截面上各个弧形点的瞬时力，在非水平方向能够相互抵消，在水平方向上形成稳定的气流流场，并输送至第二变形管路532。

如图4所示，第二变形管路532的气流进入处的截面形状与第一变形管路531末端截面形状相同，并以截面渐变且呈扩张形状变化的结构设置，目的是：避免发动机进口压力出现畸变的情况，确保压力不超出设计值。优选的，第二变形管路532以弧形结构设置，且弧形角度为大于45°的锐角。

作为本案所提供的具体实施方式，第二变形管路532末端与发动机进口留有预设长度的安装间隙，如图5所示，在安装间隙上安装有带有凸台的安装圈6，凸台设置在安装圈6的内圈且套有胶密封垫，安装圈6的两侧分别与发动机进口的管路和第二变形管路532末端固定安装，目的是：隔绝了发动机与第二变形管路532的振动，保证了试验的安全进行。

以上，仅为本发明的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims

1.一种涡桨动力高空台试验用双弯异形变截面进气试验装置，适用于前输出下腹式异形截面进气的涡桨发动机的试验，包括供气装置和测功器，其特征在于，还包括支撑台，所述支撑台通过支座支撑有双弯异形变管，供气装置通过所述双弯异形变管与发动机连通，所述双弯异形变管用以调整其内空气的流场，避免发动机进口压力出现畸变的情况，所述双弯异形变管包括沿发动机进气方向依次连通设置第一管路、第二管路和第三管路，第一管路的进气口与供气装置连通，第三管路的出气口与发动机连通，所述第一管路用于拉直流线和提高气流的均匀度及调节气流参数；所述第二管路用于测量装置测量管路内的气流参数；所述第三管路以截面渐变且呈扩张形状的结构设置，以避免发动机进口压力出现畸变的情况，其中：

所述第一管路包括在沿供气方向设置相连通的第一弯管、整流管和收缩管，所述第一弯管的一端与供气装置连通，所述收缩管的一端与第二管路连通，所述整流管的两端分别与第一弯管和收缩管连通，其中，所述第一弯管为等径圆截面弧形结构设置，提高气流的均匀度或降低气流的流速；所述整流管以等径直流管的结构设置，随流动中心线的高度变化，气流动量和能量均发生变化，调整所述第一弯管输入气流流场的均匀度，降低气流在第一弯管内的压力损失及防止弯弧段产生涡流；所述收缩管以截面面积渐缩的结构设置，至少增大气流流速，确保进入所述第二管路气流满足设计条件；

所述第三管路包括相连通第一变形管路和第二变形管路，所述第一变形管路的一端第二管路连通，所述第二变形管路的一端与发动机连通，其中，所述第一变形管路为直段管路且以圆截面向桃形或心形截面渐变过度的结构设置，将气流流场以稳定的方式过度至所述第二变形管路的入口；所述第二变形管路的气流进入处的截面形状与所述第一变形管路末端截面形状相同，并以截面渐变且呈扩张形状变化的结构设置。

2.根据权利要求1所述的试验装置，其特征在于，所述第一弯管的内径至少为第二管路内径的1.4倍，避免涡流的产生影响第二管路内气流测量的精度；所述第二管路内气流的流场均匀度不大于1%，且气流马赫数应在0.2-0.5之间。

3.根据权利要求2所述的试验装置，其特征在于，所述第二变形管路以弧形结构设置，且弧形角度为大于45°的锐角。

4.根据权利要求1所述的试验装置，其特征在于，所述第二变形管路末端与发动机进口留有预设长度的安装间隙，所述安装间隙安装有带有凸台的安装圈，凸台设置在安装圈的内圈且套有胶密封垫，安装圈的两侧分别与发动机进口的管路和所述第二变形管路末端固定安装。