CN209148167U - 一种航空发动机燃烧室总温测量装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种航空发动机燃烧室总温测量装置，包括：安装基座；测温耙主体，条形结构，一端与所述安装基座连接，沿长度方向设有多个顶部开口朝向来流方向的安装孔，内部设有水冷冷却单元；多个热电偶探针，安装在对应的安装孔内；热电偶线引出管，安装在所述安装基座上用于安装连接热电偶探针的热电偶线，所述热电偶探针包括：金属固定套筒，与所述安装孔紧固连接；屏蔽罩陶瓷管，安装在所述金属固定套筒中，带有朝向顶部开口的进气口以及垂直来流方向的出气口，所述出气口连通至所述测温耙主体外；热电偶丝；本实用新型可以得到燃烧室的温度分布，测温范围大，测温精度高，连续测温时间长，热电偶探针易更换，测温成本低。

Description

一种航空发动机燃烧室总温测量装置

技术领域

本实用新型涉及航空发动机燃烧室总温测量技术领域，特别涉及一种航空发动机燃烧室总温测量装置。

背景技术

高温高速条件下的温度测试在航空航天技术领域中，特别是在航空发动机型号设计、研制和实验中非常重要，它可以用于计算燃烧效率，分析燃烧室出口温度分布，确保涡轮叶片安全工作等。由于温度高、环境恶劣、影响因素多，高温气流温度的测量是困扰已久的一个技术难题。

高速气流总温是指气流在绝热滞止状态下所能达到的温度，实测过程中完全滞止是无法实现的。当高速气流流向测量装置时，由于压缩热和摩擦热的影响，高速气流总温测量存在许多困难，尤其是高温高速条件下，辐射误差和导热误差加剧，高速气流总温的准确测量更加困难。

现有的关于高温高速气流温度测量的一些先进测量方法如：光纤式温度传感器、红外温度计、光学高温计、TDLAS测温等，但影响测量准确的因素太多，设备测量精度、稳定性难以达到航空发动机、火箭发动机和高温风洞测试精度的要求。

目前，国内外针对高温高速气流的高精度测量广泛采用的是屏蔽式总温热电偶探针，它是一种接触式测温法，具有简单、可靠、测温精度较高的特点，而且输出的是电信号，便于远距离和多点测量。现有的热电偶探针测温耙能够测量高温风洞1600℃的高速气流，但热电偶探针易烧坏，不易更换，且测温耙尺寸大，造价昂贵，更换成本高。针对航空发动机燃烧室高达1800℃的总温测量需求，一方面气流温度高，辐射误差增大，且高温下热电偶易烧坏，要求热电偶易更换；另一方面发动机燃烧室结构紧凑，要求测温耙的尺寸小，而为了保证测温耙的强度，必须设计冷却结构对测温耙进行足够的冷却，多重困难使得尚未有公开报道的测温耙装置。现有技术通过测量来流总压和流量，利用喷管流量公式反算得到来流总温的平均温度，不能得到燃烧室的温度分布。

实用新型内容

本实用新型提供了一种航空发动机燃烧室总温测量装置，能够测量1800℃的高温高速气流，测温耙尺寸小、结构紧凑，连续测温时间长，且热电偶探针易更换，测温成本低，同时减小了辐射误差，提高了测温的准确性。

一种航空发动机燃烧室总温测量装置，包括：

安装基座；

测温耙主体，条形结构，一端与所述安装基座连接，沿长度方向设有多个顶部开口朝向来流方向的安装孔，内部设有水冷冷却单元；

多个热电偶探针，安装在对应的安装孔内；

热电偶线引出管，安装在所述安装基座上用于安装连接热电偶探针的热电偶线，所述热电偶探针包括：

金属固定套筒，与所述安装孔紧固连接；

屏蔽罩陶瓷管，安装在所述金属固定套筒中，带有朝向顶部开口的进气口以及垂直来流方向的出气口，所述出气口连通至所述测温耙主体外；

热电偶丝，尾部与所述安装孔的底部开口螺纹连接，头部安装在所述屏蔽罩陶瓷管内。

本实用新型中，热电偶丝与测温耙主体螺纹配合连接，方便拆装，测温成本低，屏蔽罩陶瓷管减小了辐射误差，提高了测温的准确性。同时在测温耙内部设置冷却腔，对测温耙主体进行冷却。

由于航空发动机燃烧室总温高，且是有氧环境，已达到现有热电偶的测温极限。铂铑30-铂铑6热电偶长期使用的最高温度可达1873K，短期使用可达2073K，在高温状态下，热电偶易损坏。为了降低测温成本，热电偶丝通过螺纹固定在测温耙主体上，可单独更换。在测温耙上某个热电偶损坏时，通过更换热电偶保证测温耙主体的重复利用。由于测温耙主体的结构复杂，加工成本高，实现测温耙主体的重复利用可以降低测温成本。

为了得到航空发动机燃烧室内的温度分布，在测温耙上布置多个热电偶探针，探针的个数根据流道直径确定，流道直径400～600mm布置4个，600mm以上布置5个，探针的位置根据等间距或等面积布置，优选的，按照等面积布置。

一般航空发动机燃烧室总温高达1800℃，而且气流速度高，一次测试多个工况，试验时间长达60s，为了保证测温耙的强度，能够承受高速气流的冲击，优选的，所述测温耙主体采用高温合金。进一步优选的，所述测温耙主体采用1Cr25Ni20Si2。

为了提高冷却效果，优选的，所述水冷冷却单元包括：

冷却腔，为所述测温耙主体背向来流方向的腔体，从靠近安装基座端延伸至另一端，带有安装开口；

背部密封盖板，密封所述安装开口；

冷却水进水管，一端安装在所述安装基座上，另一端伸入冷却腔中并延伸至远离所述安装基座的一端；

冷却水出水管，一端安装在所述安装基座上且与所述冷却腔连通。

上述有效的水冷冷却单元的设置，测温耙的连续试验时间可以达到60s及以上。航空发动机燃烧室内的温度是不均匀的，靠近中心的温度高，为了达到较好的冷却效果，冷却水进水管通到测温耙主体的顶部(远离安装基座的一端)，此时冷却水温度低，而顶部耙体的温度高，促进了换热，吸收耙体热量的冷却水流经冷却腔在出水管处排出。

为了便于拆装，优选的，所述安装孔的底部开口连通至冷却腔。

为了实现冷却腔的密封，同时便于热电偶的更换，测温耙背对来流方向为矩形，背部密封盖板和密封垫通过螺丝固定在测温耙主体上，密封垫为抛光的铜制垫片，厚度0.3～0.5mm。

为了保证足够的冷却水流量，在冷却水管径一定的情况下，提高冷却水管进口压力，冷却水管进口压力不低于0.8MPa。

航空发动机燃烧室结构紧凑，安装测温耙的空间小，同时为了减小测温耙对流场的干扰，要求测温耙的尺寸要小，通过精细的布局，在保证冷却的情况下，优选的，所述测温耙主体的横截面在垂直来流方向上的宽度为12mm～18mm，在沿着来流方向上的高度为35mm～40mm。满足安装要求。

为了减小高速气体对测温耙的冲击，同时进一步减小测温耙对流场的干扰，优选的，所述测温耙主体朝向来流方向的侧面为外凸的圆弧形。

为了减小热电偶与陶瓷管之间的辐射换热，要使热电偶的温度与陶瓷管温度接近，这就要减小陶瓷管向测温耙主体的导热，优选的，所述屏蔽罩陶瓷管与金属固定套筒之间具有0.2mm～0.3mm间隙。金属固定套筒与测温耙主体间为紧配合。

为了保证热电偶测点位于屏蔽罩陶瓷管中心，优选的，所述屏蔽罩陶瓷管靠近热电偶丝尾部的一端设有扩经段，所述扩经段的外径与金属固定套筒外径相同。在装配时，热电偶丝通过螺纹固定在测温耙主体上，随后安装屏蔽罩陶瓷管，再安装金属固定套筒，安装时保证屏蔽罩陶瓷管和金属固定套筒的气流出口和测温耙主体的气流出口对准，用通孔螺钉固定，最后安装密封盖板。

为了便于固定和安装，优选的，所述金属固定套筒与屏蔽罩陶瓷管通过安装在出气口上的通孔螺钉固定连接。

为了避免金属固定套筒被高温气流烧蚀，优选的，所述进气口低于所述顶部开口0.3～0.5mm。金属固定套筒采用不锈钢制造。

本实用新型的有益效果：

本实用新型的航空发动机燃烧室总温测量装置，可以得到燃烧室的温度分布，测温范围大，测温精度高，连续测温时间长，结构紧凑、尺寸小，而且热电偶探针易更换，测温成本低。

附图说明

图1为本实用新型的航空发动机燃烧室总温测量装置的结构示意图。

图2为本实用新型的航空发动机燃烧室总温测量装置的剖视结构示意图。

图3为本实用新型的冷却水进水管的结构示意图。

图4为本实用新型的热电偶探针的结构示意图。

图5为本实用新型的不锈钢固定套筒的结构示意图。

图6为本实用新型的屏蔽罩陶瓷管的结构示意图。

图7为使用本实用新型装置进行测量的部分测点温度响应部分测量结果图。

具体实施方式

为了使本实用新型的技术手段、创作特征、工作流程、使用方法易于了解，下面结合具体实施例，进一步阐述本实用新型。

如图1～6所示，本实施例的航空发动机燃烧室总温测量装置包括安装基座1，测温耙主体2，多个热电偶探针3，冷却水进水管4，冷却腔5，冷却水出水管6，背部密封盖板7，密封垫8和热电偶线引出管9。

所测航空发动机燃烧室总温高达1800℃，而且气流速度高，试验时间长达60s，为了保证测温耙的强度，能够承受高速气流的冲击，测温耙主体2的材料采用高温合金(1Cr25Ni20Si2)，同时在测温耙内部设置冷却腔5，对测温耙主体2进行冷却。

所测航空发动机燃烧室内的温度是不均匀的，靠近中心的温度高，为了达到较好的冷却效果，冷却水进水管4通到测温耙主体2的顶部，此时冷却水温度低，而顶部耙体的温度高，促进了换热，吸收耙体热量的冷却水流经冷却腔5在冷却水出水管6处排出。

为了保证足够的冷却水流量，在冷却水管径一定的情况下，提高冷却水管进口压力，冷却水出水管6的进口压力为0.8MPa。

为了得到航空发动机燃烧室内的温度分布，在测温耙上布置多个热电偶探针3，探针的个数根据流道直径确定，所测流道直径700mm布置5个，探针的位置根据等面积布置，从顶部开始依次编号为V，IV，III，II，I。

为了减小辐射误差，提高来流总温的测量精度，热电偶探针3包括热电偶丝301，屏蔽罩陶瓷管302，不锈钢固定套筒303，气流进气口304，出气口305和安装螺纹306。气流进气口304直径3mm，出气口306分布在测温耙主体2的两侧，直径1.5mm，进出口面积比为2，以减小速度误差。

由于来流温度高，为了减小辐射误差，设置屏蔽罩陶瓷管302，一方面陶瓷管耐高温，另一方面陶瓷的发射率低。为了减小热电偶丝301与屏蔽罩陶瓷管302之间的辐射换热，要使热电偶的温度与陶瓷管温度接近，这就要减小陶瓷管向测温耙主体的导热。不锈钢固定套筒303与测温耙主体2之间为紧配合，与屏蔽罩陶瓷管302之间有0.2mm间隙。

由于所测航空发动机燃烧室总温高达1800℃，且是有氧环境，热电偶采用铂铑30-铂铑6，偶丝直径0.3mm。考虑到高温状态下，热电偶易损坏。为了降低测温成本，热电偶丝301通过螺纹固定在测温耙主体上，通过拆卸背部密封盖板7，热电偶丝301可单独更换。这样在测温耙上某个热电偶损坏时，通过更换热电偶保证测温耙主体的重复利用，降低了测温成本。

所测航空发动机燃烧室结构紧凑，安装测温耙的空间小，同时为了减小测温耙对流场的干扰，要求测温耙的尺寸要小，通过精细的布局，在保证冷却的情况下，测温耙主体2的宽15.8mm，高38mm，安装基座1的宽16mm，高40mm，满足安装要求。

为了减小高速气体对测温耙的冲击，同时进一步减小测温耙对流场的干扰，测温耙主体2正对来流方向为圆弧形。

为了实现冷却腔5的密封，同时便于热电偶丝301的更换，测温耙主体2背对来流方向为矩形，背部密封盖板7和密封垫8通过螺丝固定在测温耙主体2上密封冷却腔5，中间密封垫为抛光的铜制垫片，厚度0.3mm。

为了保证热电偶测点位于屏蔽罩陶瓷管中心，屏蔽罩陶瓷管302底部有扩经段，扩经段与不锈钢固定套筒303外径相同。在装配时，热电偶丝301通过安装螺纹306固定在测温耙主体2的安装孔的下部，随后安装屏蔽罩陶瓷管302，再安装不锈钢固定套筒303，安装时保证屏蔽罩陶瓷管302和不锈钢固定套筒303的气流出口和测温耙主体的气流出口对准，用通孔螺钉固定，最后安装密封盖板。

为了避免不锈钢固定套筒303被高温气流烧蚀，气流进气口304低于测温耙正对来流方向圆弧顶0.5mm。

将本实施例的航空发动机燃烧室总温测量装置通过安装基座1固定在某型号航空发动机燃烧室流道内，对燃烧室内的温度进行测量，部分测点的温度响应部分试验结果如图7所示，可以看出热电偶的响应时间在毫秒级。稳定后测点III的平均温度达到了2058K，对比测点II和测点III的温度，发现燃烧室内温度的不均匀性很明显，测量结果对后续燃烧室的结构设计具有重要的指导意义。

Claims (10)

1.一种航空发动机燃烧室总温测量装置，包括：

安装基座；

测温耙主体，条形结构，一端与所述安装基座连接，沿长度方向设有多个顶部开口朝向来流方向的安装孔，内部设有水冷冷却单元；

多个热电偶探针，安装在对应的安装孔内；

热电偶线引出管，安装在所述安装基座上用于安装连接热电偶探针的热电偶线，其特征在于，所述热电偶探针包括：

金属固定套筒，与所述安装孔紧固连接；

屏蔽罩陶瓷管，安装在所述金属固定套筒中，带有朝向顶部开口的进气口以及垂直来流方向的出气口，所述出气口连通至所述测温耙主体外；

热电偶丝，尾部与所述安装孔的底部开口螺纹连接，头部安装在所述屏蔽罩陶瓷管内。

2.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室总温测量装置，其特征在于，所述测温耙主体采用高温合金。

3.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室总温测量装置，其特征在于，所述水冷冷却单元包括：

冷却腔，为所述测温耙主体背向来流方向的腔体，从靠近安装基座端延伸至另一端，带有安装开口；

背部密封盖板，密封所述安装开口；

冷却水进水管，一端安装在所述安装基座上，另一端伸入冷却腔中并延伸至远离所述安装基座的一端；

冷却水出水管，一端安装在所述安装基座上且与所述冷却腔连通。

4.如权利要求3所述的航空发动机燃烧室总温测量装置，其特征在于，所述安装孔的底部开口连通至冷却腔。

5.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室总温测量装置，其特征在于，所述测温耙主体的横截面在垂直来流方向上的宽度为12mm～18mm，在沿着来流方向上的高度为35mm～40mm。

6.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室总温测量装置，其特征在于，所述测温耙主体朝向来流方向的侧面为外凸的圆弧形。

7.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室总温测量装置，其特征在于，所述屏蔽罩陶瓷管与金属固定套筒之间具有0.2mm～0.3mm间隙。

8.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室总温测量装置，其特征在于，所述屏蔽罩陶瓷管靠近热电偶丝尾部的一端设有扩经段，所述扩经段的外径与金属固定套筒外径相同。

9.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室总温测量装置，其特征在于，所述金属固定套筒与屏蔽罩陶瓷管通过安装在出气口上的通孔螺钉固定连接。

10.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室总温测量装置，其特征在于，所述进气口低于所述顶部开口0.3～0.5mm。