CN116878895A - 一种航空发动机吞水试验喷水设备及其方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机吞水试验技术领域，具体涉及一种航空发动机吞水试验喷水设备及其方法，其中，设备，包括：支撑框架，呈矩形，底部边缘中空，一端具有供水接头，侧壁前向具有多个供水接孔，两侧边缘具有多对前向支杆固定支座；多根喷水管，两端后向弯曲，以快卸接头连接在支撑框架顶部边缘、底部边缘上，连通各个供水接接孔；各根喷水管侧壁具有多对朝向支撑框架两侧边缘的喷水孔；各根喷水管侧壁具有多个后向支杆固定支座；多根支杆；多对支杆前向固定夹块，以螺栓连接在各对前向支杆固定支座上，与夹紧各根支杆两端；多组支杆后向固定夹块，以螺栓连接在各行后向支杆固定支座上，夹紧各根喷水管侧壁。

Description

一种航空发动机吞水试验喷水设备及其方法

技术领域

本申请属于航空发动机吞水试验技术领域，具体涉及一种航空发动机吞水试验喷水设备及其方法。

背景技术

飞机在雨天飞行时，航空发动机会吞入大量的雨水，引气机匣与叶片之间的摩擦损坏，甚至是发生喘振，以至于熄火，严重影响飞机的飞行安全，为此，航空发动机定型考核试验中，规定有吞水试验，用以考核航空发动机吞入雨水后的工作能力，检验航空发动机吞入雨水后的性能，以求能够发现并消除试飞前的安全隐患。

当前，进行航空发动机吞水试验时，以多组供水管路、雾化喷嘴构成的喷水设备，采用直喷式布局，正对航空发动机进口喷水，对航空吞入雨水的实际进行模拟，进而考核航空发动机的性能，该种技术方案存在以下缺陷：

1)以多组供水管路、雾化喷嘴构成，管路结构复杂，不便于拆装，采用通用型的供水管路、雾化喷嘴，难以满足不同型号航空发动机吞水试验对于喷水粒径、流量及其分布的要求；

2)采用直喷式布局，正对航空发动机进口喷水，喷出的液态水与航空发动机进气方向平行，具备一定的轴向初速度，直接进入航空发动机，存在额外的载荷；

3)为避免对航空发动机进气产生过大的扰动，造成航空发动机进气畸变，喷水设备需距离航空发动机进口位置较远，喷出的液态水受航空发动机进气流场影响较大，呈中心收缩趋势，集中于航空发动机中央，几乎会全部被航空发动机内涵吸入，造成过度考核。

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吞水试验喷水设备及其方法，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：

一方面提供一种航空发动机吞水试验喷水设备，包括：

支撑框架，呈矩形，底部边缘中空，一端具有供水接头，侧壁前向具有多个沿其轴向分布供水接孔；支撑框架两侧边缘具有多对沿其轴向分布的前向支杆固定支座；

多根喷水管，两端后向弯曲，以快卸接头连接在支撑框架顶部边缘、底部边缘上，连通各个供水接接孔；各根喷水管侧壁具有多对沿其轴向分布、朝向支撑框架两侧边缘的喷水孔；各根喷水管侧壁具有多个沿其轴向分布的后向支杆固定支座，构成多行后向支杆固定支座；

多根支杆；

多对支杆前向固定夹块，以螺栓连接在各对前向支杆固定支座上，与各对前向支杆固定支座配合夹紧各根支杆两端；

多组支杆后向固定夹块，以螺栓连接在各行后向支杆固定支座上，与各行后向支杆固定支座配合夹紧各根喷水管侧壁。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机吞水试验喷水设备中，支撑框架的四个边缘以及各根喷水管、支杆以不锈钢材料制造，且横截面呈圆形。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机吞水试验喷水设备中，支撑框架两侧边缘底部具有支腿，两个支腿底部连接有垫板；

所述航空发动机吞水试验喷水设备还包括：

两根撑杆，一端连接在支撑框架两侧边缘顶部，另一端在支撑框架后向向下倾斜，该端底部连接有垫板；

两根撑杆之间连接有横梁，横梁靠近支撑框架底部边缘；

两根撑杆与支撑框架两侧边缘及其支腿之间连接有支撑梁。

另一方面提供一种航空发动机吞水试验方法，包括：

根据航空发动机吞水试验喷水粒径、流量及其分布的要求，选用相应喷水孔孔径及其分布位置的喷水管，组装上述的航空发动机吞水试验喷水设备；

将航空发动机吞水试验喷水设备置于航空发动机前方，其中，支撑框架垂直航空发动机轴线放置，距离航空发动机进口不超出300mm；

启动航空发动机；

在供水接头连接供水管路，进行供水，通过对供水压力的控制，使根喷水管上喷水孔喷出，满足航空发动机吞水试验喷水粒径、流量及其分布的要求的液态水，依靠航空发动机进气进入到航空发动机中，进行吞水试验。

附图说明

图1是本申请实施例提供的航空发动机吞水试验喷水设备的示意图；

图2是本申请实施例提供的航空发动机吞水试验喷水设备供水、喷水的示意图；

图3是本申请实施例提供的支撑框架及其支撑结构的示意图；

图4是本申请实施例提供的喷水管的示意图；

图5是本申请实施例提供的喷水管的截面示意图；

图6是本申请实施例提供的支撑框架与喷水管连接的示意图；

图7是本申请实施例提供的支撑框架与支杆连接的示意图；

图8是本申请实施例提供的喷水管与支杆连接的示意图；

其中：

1-支撑框架；2-喷水管；3-支杆；4-支杆前向固定夹块；5-支杆后向固定夹块；6-支腿；7-撑杆；8-横梁；9-支撑梁。

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8对本申请做进一步详细说明。

一方面提供一种航空发动机吞水试验喷水设备，包括：

支撑框架1，呈矩形，底部边缘中空，一端具有供水接头，侧壁前向具有多个沿其轴向分布供水接孔；支撑框架1两侧边缘具有多对沿其轴向分布的前向支杆固定支座；

多根喷水管2，两端后向弯曲，以快卸接头连接在支撑框架1顶部边缘、底部边缘上，连通各个供水接接孔；各根喷水管2侧壁具有多对沿其轴向分布、朝向支撑框架1两侧边缘的喷水孔；各根喷水管2侧壁具有多个沿其轴向分布的后向支杆固定支座，构成多行后向支杆固定支座；

多根支杆3；

多对支杆前向固定夹块4，以螺栓连接在各对前向支杆固定支座上，与各对前向支杆固定支座配合夹紧各根支杆3两端；

多组支杆后向固定夹块5，以螺栓连接在各行后向支杆固定支座上，与各行后向支杆固定支座配合夹紧各根喷水管2侧壁。

以上述实施例公开的航空发动机吞水试验喷水设备，进行吞水试验，可通过供水接头连接供水管路进行供水，经支撑框架1底部边缘进入各根喷水管2，进而通过各根喷水管2上的喷水孔喷出，可根据航空发动机吞水试验喷水粒径、流量及其分布的要求，选用相应喷水孔孔径及其分布位置的喷水管2，配合供水压力，产生相应的喷水粒径、流量及其分布。

对于上述实施例公开的航空发动机吞水试验喷水设备，领域内技术人员可以理解的是，其设计利用多根并联设置喷水管2上的多个喷水孔进行喷水，整体结构简单，且供水均匀，并能够通过更换不同喷水孔孔径及其分布位置的喷水管2实现对喷水粒径、流量及其分布的调节，方便、快捷。

对于上述实施例公开的航空发动机吞水试验喷水设备，领域内技术人员可以理解的是，在吞水试验时，可将设备整体置于航空发动机前方，使支撑框架1垂直航空发动机轴线设置，由于各根喷水管2侧壁上的喷水孔朝向支撑框架1两侧边缘，喷出的水垂直于航空发动机进气方向，依靠航空发动机进气吸入到航空发动机内，可极大的消除喷水轴向速度对试验的影响。

对于上述实施例公开的航空发动机吞水试验喷水设备，领域内技术人员可以理解的是，其设计各根喷水管2两端后向弯曲，以快卸接头连接在支撑框架1顶部边缘、底部边缘上，并支撑框架1、喷水管2与支杆3利用前后配合的固定支座、固定夹块进行固定，整体结构紧凑，固定可靠，且便于拆装，固定支座、固定夹块间可形成卡槽，对支杆3进行夹紧。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机吞水试验喷水设备中，支撑框架1的四个边缘以及各根喷水管2、支杆3以不锈钢材料制造，且横截面呈圆形，以能够有效降低喷水设备对航空发动机进气的扰动，在试验时，可将设备布置在距离航空发动机进口位置较近处，避免对航空发动机进气造成畸变，且能够避免喷出的液态水受航空发动机进气流场影响，呈中心收缩趋势，集中到航空发动机中央，几乎会全部被航空发动机内涵吸入的情况，避免造成过度考核。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机吞水试验喷水设备中，支撑框架1两侧边缘底部具有支腿6，两个支腿6底部连接有垫板，可连接到基体上进行固定；

所述航空发动机吞水试验喷水设备还包括：

两根撑杆7，一端连接在支撑框架1两侧边缘顶部，另一端在支撑框架1后向向下倾斜，该端底部连接有垫板，可连接到基体上进行固定，对支撑框架1进行斜向支撑；

两根撑杆7之间连接有横梁8，横梁8靠近支撑框架1底部边缘，以增强对支撑框架1的可靠性；

两根撑杆7与支撑框架1两侧边缘及其支腿6之间连接有支撑梁9，可在两根撑杆7与支撑框架1两侧边缘及其支腿6之间构建三角形稳固支撑；

支腿6、撑杆7、横梁8、支撑梁9以不锈钢材料制造，且横截面呈圆形。

另一方面提供一种航空发动机吞水试验方法，包括：

根据航空发动机吞水试验喷水粒径、流量及其分布的要求，选用相应喷水孔孔径及其分布位置的喷水管2，组装上述的航空发动机吞水试验喷水设备；

将航空发动机吞水试验喷水设备置于航空发动机前方，其中，支撑框架1垂直航空发动机轴线放置，距离航空发动机进口不超出300mm；

启动航空发动机；

在供水接头连接供水管路，进行供水，通过对供水压力的控制，使根喷水管2上喷水孔喷出，满足航空发动机吞水试验喷水粒径、流量及其分布的要求的液态水，依靠航空发动机进气进入到航空发动机中，进行吞水试验。

对于上述实施例公开的航空发动机吞水试验方法，基于上述实施例公开的航空发动机吞水试验喷水设备实施，描述的较为简单，具体相关之处可参见航空发动机吞水试验喷水设备部分的相关说明，其技术效果也可参考方法相关部分的技术效果，在此不再赘述。

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)

1.一种航空发动机吞水试验喷水设备，其特征在于，包括：

支撑框架(1)，呈矩形，底部边缘中空，一端具有供水接头，侧壁前向具有多个沿其轴向分布供水接孔；支撑框架(1)两侧边缘具有多对沿其轴向分布的前向支杆固定支座；

多根喷水管(2)，两端后向弯曲，以快卸接头连接在支撑框架(1)顶部边缘、底部边缘上，连通各个供水接接孔；各根喷水管(2)侧壁具有多对沿其轴向分布、朝向支撑框架(1)两侧边缘的喷水孔；各根喷水管(2)侧壁具有多个沿其轴向分布的后向支杆固定支座，构成多行后向支杆固定支座；

多根支杆(3)；

多对支杆前向固定夹块(4)，以螺栓连接在各对前向支杆固定支座上，与各对前向支杆固定支座配合夹紧各根支杆(3)两端；

多组支杆后向固定夹块(5)，以螺栓连接在各行后向支杆固定支座上，与各行后向支杆固定支座配合夹紧各根喷水管(2)侧壁。

2.根据权利要求1所述的航空发动机吞水试验喷水设备，其特征在于，

支撑框架(1)的四个边缘以及各根喷水管(2)、支杆(3)以不锈钢材料制造，且横截面呈圆形。

3.根据权利要求2所述的航空发动机吞水试验喷水设备，其特征在于，

支撑框架(1)两侧边缘底部具有支腿(6)，两个支腿(6)底部连接有垫板；

所述航空发动机吞水试验喷水设备还包括：

两根撑杆(7)，一端连接在支撑框架(1)两侧边缘顶部，另一端在支撑框架(1)后向向下倾斜，该端底部连接有垫板；

两根撑杆(7)之间连接有横梁(8)，横梁(8)靠近支撑框架(1)底部边缘；

两根撑杆(7)与支撑框架(1)两侧边缘及其支腿(6)之间连接有支撑梁(9)。

4.一种航空发动机吞水试验方法，其特征在于，包括：

根据航空发动机吞水试验喷水粒径、流量及其分布的要求，选用相应喷水孔孔径及其分布位置的喷水管(2)，组装如权利要求3所述的航空发动机吞水试验喷水设备；

将航空发动机吞水试验喷水设备置于航空发动机前方，其中，支撑框架(1)垂直航空发动机轴线放置，距离航空发动机进口不超出300mm；

启动航空发动机；

在供水接头连接供水管路，进行供水，通过对供水压力的控制，使根喷水管(2)上喷水孔喷出，满足航空发动机吞水试验喷水粒径、流量及其分布的要求的液态水，依靠航空发动机进气进入到航空发动机中，进行吞水试验。