CN116399605A - 航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置 - Google Patents

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Abstract

本申请属于非变容式发动机设计以及结构部件的测试技术领域，具体涉及一种航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置，其中仅保留外机匣、合流环、内锥体，是对加力燃烧室结构的简化设计，在进行航空发动机整机涡轮测试时，可替代实际的加力燃烧室，能够保证有足够的空间对涡轮测试设备进行安装操作，方便进行引线，此外，对合流环进行了改装设计，将合流环设计为中空且后缘敞开的结构，并在后缘设计以可拆卸方式连接具有流量控制孔的环形板，从而能够将外涵气流引入到合流环内，通过流量控制孔自合流环后缘流出，更换不同的环形板改变流量控制孔尺寸，即可方便的实现对内外涵流量比的调节。

Description

航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置
技术领域
本申请属于非变容式发动机设计以及结构部件的测试技术领域，具体涉及一种航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置。
背景技术
小涵道比航空涡扇发动机研制过程中，需要在整机条件下对涡轮进行测试，为涡轮的设计改进提供数据支撑，对涡轮开展叶片动应力、温度场测试时，由于涡轮内部结构复杂且空间狭小、有限，难以进行测试设备的安装及其引线等活动。
当前，在整机条件下对涡轮进行测试时，多是利用涡轮后端连接的加力燃烧室内空间进行测试设备的安装及其引线等活动，加力燃烧室主要包括外机匣、在外机匣内设置的合流环、在合流环内设置的内锥体，其中，外机匣、合流环之间构成外涵，合流环、内锥体之间构成内涵，此外，设置有喷油杆、点火电嘴等部件，同样存在内部结构复杂且空间狭小、有限的问题，不便于对涡轮测试设备进行安装操作，以及不便于引线。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置，包括：
外机匣；
合流环，在外机匣内设置，与外机匣之间构成外涵，其内中空，后缘敞开，朝向外机匣方向的侧壁上具有多个引流孔；
内锥体，在合流环内设置，与合流环之间构成内涵；
多个环形板，能够分别以可拆卸的方式连接到合流环后缘，封堵在合流环后缘；
各个环形板上具有多个流量控制孔，且不同环形板上流量控制孔具有不同的尺寸。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置中，合流环朝向外机匣方向的侧壁，自前而后向外机匣倾斜。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置中，合流环朝向内锥体方向的侧壁，内侧沿轴向设置有多道环形加强筋。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置中，合流环两侧壁后端具有内向环形折边；
多个环形板能够分别以托板螺母连接在两个内向环形折边上。
本申请至少存在以下有益技术效果：
提供一种航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置，其中仅保留外机匣、合流环、内锥体，是对加力燃烧室结构的简化设计，在进行航空发动机整机涡轮测试时，可替代实际的加力燃烧室，能够保证有足够的空间对涡轮测试设备的进行安装操作，方便进行引线，此外，对合流环进行了改装设计，将合流环设计为中空且后缘敞开的结构，并在后缘设计以可拆卸方式连接具有流量控制孔的环形板，从而能够将外涵气流引入到合流环内，通过流量控制孔自合流环后缘流出，更换不同的环形板改变流量控制孔尺寸，即可方便的实现对内外涵流量比的调节，还原加力燃烧室的气动特性，保证对涡轮测试的准确性。
附图说明
图1是本申请实施例提供的航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置的工作示意图；
图2是本申请实施例提供的环形板的示意图；
图3是本申请实施例提供的航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置的外形示意图；
其中：
1-外机匣；2-合流环；3-内锥体；4-环形板；5-环形加强筋；6-托板螺母；7-涡轮。
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本申请的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
一种航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置，包括：
外机匣1；
合流环2，在外机匣1内设置，与外机匣1之间构成外涵，其内中空，后缘敞开，朝向外机匣1方向的侧壁上具有多个引流孔，引流孔可沿轴向分布为多圈；
内锥体3，在合流环2内设置，与合流环2之间构成内涵；
多个环形板4，能够分别以可拆卸的方式连接到合流环2后缘，封堵在合流环2后缘；
各个环形板4上具有多个流量控制孔，各个流量控制孔可沿周向分布，且不同环形板4上流量控制孔具有不同的尺寸。
在进行航空发动机整机涡轮测试时，可以上述的航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置替代实际的加力燃烧室，通过连接边及其相应的结构设计利用螺栓等部件，将外机匣1、合流环2、内锥体3连接在涡轮7后机匣，以及与加力燃烧室后端部件连接。
上述的航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置中仅保留外机匣1、合流环2、内锥体3，是对加力燃烧室结构的简化设计，能够保证有足够的空间对涡轮测试设备的进行安装操作，方便进行引线，此外，对合流环2进行了改装设计，将合流环2设计为中空且后缘敞开的结构，并在后缘设计以可拆卸方式连接具有流量控制孔的环形板4，从而能够将外涵气流引入到合流环2内，通过流量控制孔自合流环2后缘流出，更换不同的环形板4改变流量控制孔尺寸，即可方便的实现对内外涵流量比的调节，还原加力燃烧室的气动特性，保证对涡轮测试的准确性。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置中，合流环2朝向外机匣1方向的侧壁，自前而后向外机匣1倾斜，一方面，可在设计制造初期初步控制外涵的当量流通面积，控制内外涵流量比，另一方面，可便于外涵内气流向合流环2内流动。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置中，合流环2朝向内锥体3方向的侧壁，内侧沿轴向设置有多道环形加强筋5，以增强合流环2的强度，防止合流环2发生严重变形。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置中，合流环2两侧壁后端具有内向环形折边；
多个环形板4能够分别以托板螺母6连接在两个内向环形折边上，以方便对环形板4进行拆装更换。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置，其特征在于，包括：
外机匣（1）；
合流环（2），在外机匣（1）内设置，与外机匣（1）之间构成外涵，其内中空，后缘敞开，朝向外机匣（1）方向的侧壁上具有多个引流孔；
内锥体（3），在合流环（2）内设置，与合流环（2）之间构成内涵；
多个环形板（4），能够分别以可拆卸的方式连接到合流环（2）后缘，封堵在合流环（2）后缘；
各个环形板（4）上具有多个流量控制孔，且不同环形板（4）上流量控制孔具有不同的尺寸。
2.根据权利要求1所述的航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置，其特征在于，
合流环（2）朝向外机匣（1）方向的侧壁，自前而后向外机匣（1）倾斜。
3.根据权利要求1所述的航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置，其特征在于，
合流环（2）朝向内锥体（3）方向的侧壁，内侧沿轴向设置有多道环形加强筋（5）。
4.根据权利要求1所述的航空发动机整机涡轮测试用加力燃烧室气动特性模拟装置，其特征在于，
合流环（2）两侧壁后端具有内向环形折边；
多个环形板（4）能够分别以托板螺母（6）连接在两个内向环形折边上。
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Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES257490A1 (es) * 1959-04-21 1960-07-01 Bendix Aviat Corp Perfeccionamientos en los reguladores de divisiën de corriente en motores de turbina de gas
RU2544636C1 (ru) * 2013-11-07 2015-03-20 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом
RU2544686C1 (ru) * 2013-11-07 2015-03-20 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Способ доводки опытного газотурбинного двигателя
CN105373637A (zh) * 2014-08-26 2016-03-02 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种波瓣混合器流量系数的数值计算方法
CN105388248A (zh) * 2015-12-31 2016-03-09 中国人民解放军国防科学技术大学 一种高速气流条件下微米级固体颗粒着火燃烧试验装置
CN110925795A (zh) * 2019-11-06 2020-03-27 西北工业大学 一种双级燃烧的加力燃烧室
CN111577484A (zh) * 2020-05-26 2020-08-25 湖南宏大日晟航天动力技术有限公司 一种固体火箭冲压发动机旋转喷管阀燃气流量调节装置
CN115112381A (zh) * 2022-04-18 2022-09-27 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于全尺寸加力燃烧室试验器的进气系统及控制方法
CN115182815A (zh) * 2022-05-31 2022-10-14 中国航发四川燃气涡轮研究院 具有可变几何的多涵道变循环加力燃烧室
CN115962482A (zh) * 2022-12-29 2023-04-14 中国航发沈阳发动机研究所 一种加力燃烧室外涵可变流通面积调节机构

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES257490A1 (es) * 1959-04-21 1960-07-01 Bendix Aviat Corp Perfeccionamientos en los reguladores de divisiën de corriente en motores de turbina de gas
RU2544636C1 (ru) * 2013-11-07 2015-03-20 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом
RU2544686C1 (ru) * 2013-11-07 2015-03-20 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Способ доводки опытного газотурбинного двигателя
CN105373637A (zh) * 2014-08-26 2016-03-02 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种波瓣混合器流量系数的数值计算方法
CN105388248A (zh) * 2015-12-31 2016-03-09 中国人民解放军国防科学技术大学 一种高速气流条件下微米级固体颗粒着火燃烧试验装置
CN110925795A (zh) * 2019-11-06 2020-03-27 西北工业大学 一种双级燃烧的加力燃烧室
CN111577484A (zh) * 2020-05-26 2020-08-25 湖南宏大日晟航天动力技术有限公司 一种固体火箭冲压发动机旋转喷管阀燃气流量调节装置
CN115112381A (zh) * 2022-04-18 2022-09-27 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于全尺寸加力燃烧室试验器的进气系统及控制方法
CN115182815A (zh) * 2022-05-31 2022-10-14 中国航发四川燃气涡轮研究院 具有可变几何的多涵道变循环加力燃烧室
CN115962482A (zh) * 2022-12-29 2023-04-14 中国航发沈阳发动机研究所 一种加力燃烧室外涵可变流通面积调节机构

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
M. RAVICHANDRAN & V. GANESAN: "Aerodynamic flow investigations in an isothermal model of an afterburner", 《 EXPERIMENTS IN FLUIDS 》, vol. 7, 31 December 1994 (1994-12-31), pages 59 - 67 *
刘 涛等: "航空发动机加力燃烧室跨流气冷稳定器流场研究", 《航空发动机》, vol. 40, no. 3, 30 June 2014 (2014-06-30), pages 29 - 33 *
孙海刚，王希亮: "针阀流量调节装置对固冲发动机性能影响的数值研究", 《航空武器技术专辑》, 31 March 2011 (2011-03-31), pages 52 - 54 *
胡蓉等: "进气道出口截面形式对补燃室掺混性能的影响研究", 《推进技术》, vol. 43, no. 10, 31 October 2022 (2022-10-31), pages 210413 - 1 *

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