CN212621466U - 一种航空发动机燃烧室试验台试验件安装系统 - Google Patents
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Abstract
一种航空发动机燃烧室试验台试验件安装系统，属于燃烧试验台技术领域，包括试验段和试验段支撑系统，其特征在于，所述试验段依次包括进气段、传动机闸、进口测量段、出口测量段和排气段，试验件设置在所述进口测量段与出口测量段之间，所述进口测量段后部设置温度压力测量装置一，所述出口测量段设置旋转位移机构，所述旋转位移机构上安装有温度压力测量装置二。本新型用于安装试验件，使气流平稳过渡，对进口段的温度和压力进行测量，并设有旋转测量装置，对试验件出口参数进行测量，以承担试验台的试验项目。
Description
技术领域
本新型属于燃烧室试验台技术领域，更具体地，涉及一种航空发动机燃烧室试验台试验件安装系统。
背景技术
燃烧室是航空燃气涡轮发动机的三大核心部件之一，与燃烧相关的燃烧调整、低污染燃烧、燃烧室冷却等技术直接关系到航空燃气涡轮发动机的安全性和经济性。结合我国航空燃气涡轮发动机发电行业的现状，开展上述航空燃气涡轮发动机相关技术的研究，有利于促进航空燃气涡轮发动机燃烧技术的可持续发展、进一步提升我国航空燃气涡轮发动机发电技术领域的专业地位。
为开发先进的航空燃气涡轮发动机燃烧调整技术并逐步发展高效率的航空燃气涡轮发动机燃烧技术，首先要建立航空燃气涡轮发动机燃烧实验平台，而试验台的试验件安装系统为燃烧室试验台的中心设计点，为了提高燃烧室进口/出口截面的温度与压力测量的精度，满足试验件试验的温度与压力等参数，承担试验台的试验项目，试验段的结构、冷却装置与气路、温压测量装置等等都需要技术人员仔细考量。
实用新型内容
针对上述待解决的技术问题，本新型提供了一种航空发动机燃烧室试验台试验件安装系统，用于安装试验件，使气流平稳过渡，对进口段的温度和压力进行测量，并设有旋转测量装置，对试验件出口参数进行测量。
具体采用的技术方案如下：
一种航空发动机燃烧室试验台试验件安装系统，包括试验段和试验段支撑系统，所述试验段依次包括进气段、传动机闸、进口测量段、出口测量段和排气段，试验件设置在所述进口测量段与出口测量段之间，所述进口测量段后部设置温度压力测量装置一，所述出口测量段设置旋转位移机构，所述旋转位移机构上安装有温度压力测量装置二。
优选的，所述温度压力测量装置一包括设置在进口测量截面的3支温度探针、3支压力探针和3个壁面静压孔。
优选的，所述旋转位移机构为旋转量程为120°的旋转盘。
优选的，所述旋转盘上安装的温度压力测量装置二包含3支热电偶粑和3 支压力粑，测量出口参数场的分布。
优选的，所述进气段采用锥形管道，所述锥形管道的当量扩张角不大于 15°，保证气流平稳过渡。
优选的，所述进气测量段包括进气内锥和环形内外套，所述环形内外套由多个流线型支柱固定在一起，形成均匀的环形空气流动通道。
优选的，所述进气内锥中间设有平直段一，所述平直段一的长度不小于进气段进口通道高度的6倍。
优选的，所述出口测量段的测量段内设有平直段二，所述平直段二长度为排气段出口通道高度的2至6倍。
优选的，所述排气段采用双层水套冷却。
优选的，所述试验段接入一冷却气路，所述冷却气路从进气管路分出、经水冷换热器降温后接入，用于冷却各部件，防止高温燃气倒灌。
本新型用于安装试验件，使气流平稳过渡，能对进口段的温度和压力进行测量，并设有旋转测量装置，对试验件出口参数进行测量，以承担试验台的试验项目，同时，设置冷却气路防止高温燃气倒灌，排气段设置冷却水套降低高温燃气的温度。
附图说明
图1为本新型试验段结构剖面示意图；
图2为本新型试验段外观模型图；
图3为本新型旋转位移机构转盘装配模型图。
1、进气段；2、传动机闸；3、进口测量段；4、试验件；5、旋转盘；6、排气段。
具体实施方式
下面结合具体实施例进一步说明本新型。除非特别说明，本新型实施例中采用的原料和方法为本领域常规市购的原料和常规使用的方法。
实施例1
如图1至图3所示，一种航空发动机燃烧室试验台试验件安装系统，包括试验段和试验段支撑系统，试验段依次包括进气段1、传动机闸2、进口测量段3、出口测量段和排气段6，试验件4设置在进口测量段3与出口测量段之间，进口测量段3后部设置温度压力测量装置一，出口测量段设置旋转位移机构，旋转位移机构上安装有温度压力测量装置二。进气段1将试验段与进气管道相连接，其采用锥形管道，为了尽可能保证气流平稳过渡，其当量扩张角不大于15°。试验段的支撑结构(支点数量及结构)试验件在高温、高压下不变形。
进口测量段3包括进气内锥和环形内外套，形成一个均匀的环形空气流动通道，内外套由多个流线型的支柱固定在一起。进气内锥中间设有平直段一，平直段一的长度不小于进气段进口通道高度的6倍。进口测量截面布置在进口测量段 3后部，壁面静压、总压与总温尽可能布置在同一截面上，其测点分别为3点，受感部造成的堵塞面积不大于通道面积的5％。温度压力测量装置一包括设置在进口测量截面的3支单点温度探针、3支2点压力探针，3个壁面静压孔。
出口测量段的测量段内设有平直段二，平直段二长度为排气段出口通道高度的2至6倍。燃烧室出口截面温度和压力的测量用专门设计的旋转位移机构实现，旋转位移机构为旋转量程为120°的旋转盘5，旋转盘5上安装的温度压力测量装置二包含3支(每支5点)热电偶耙及3支(每支3点总压和1点静压)压力耙，壁面静压、总压耙、总温耙尽可能布置在同一截面，固定在位移机构的测量旋转盘5上，通过位移机构带动旋转，旋转120°，共停留32个位置(位置间隔为3.75°)，可测取480点温度、288点总压和96点静压，即测量好出口参数场的分布。位移机构可根据燃烧室的结构特点，采用前传，为了提高测量精度，采用气冷。
排气段6采用双层水套冷却，不宜喷水，以免影响燃烧室出口段的测量。
试验段接入一冷却气路，冷却气路从进气管路分出、经水冷换热器降温后接入，用于冷却各部件(包括受感部安装座)，防止高温燃气倒流进入中心空腔，防止燃烧室出口的燃气倒灌，保证传动机匣内的环境温度＜300℃，冷却并保护机匣及其内部的出口测量受感部。
本新型用于安装试验件，使气流平稳过渡，能对进口段的温度和压力进行测量，并设有旋转测量装置，对试验件出口参数进行测量，以承担试验台的试验项目，同时，设置冷却气路防止高温燃气倒灌，排气段6设置冷却水套降低高温燃气的温度。
以上所述仅为本新型的优选实施例而已，并不用于限制本新型，对于本领域的技术人员来说，本新型可以有各种更改和变化。凡在本新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本新型的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种航空发动机燃烧室试验台试验件安装系统，包括试验段和试验段支撑系统，其特征在于，所述试验段依次包括进气段、传动机闸、进口测量段、出口测量段和排气段，试验件设置在所述进口测量段与出口测量段之间，所述进口测量段后部设置温度压力测量装置一，所述出口测量段设置旋转位移机构，所述旋转位移机构上安装有温度压力测量装置二。
2.根据权利要求1所述的试验件安装系统，其特征在于，所述温度压力测量装置一包括设置在进口测量截面的3支温度探针、3支压力探针和3个壁面静压孔。
3.根据权利要求1所述的试验件安装系统，其特征在于，所述旋转位移机构为旋转量程为120°的旋转盘。
4.根据权利要求3所述的试验件安装系统，其特征在于，所述旋转盘上安装的温度压力测量装置二包含3支热电偶耙和3支压力耙，测量出口参数场的分布。
5.根据权利要求1所述的试验件安装系统，其特征在于，所述进气段采用锥形管道，所述锥形管道的当量扩张角不大于15°，保证气流平稳过渡。
6.根据权利要求1所述的试验件安装系统，其特征在于，所述进口测量段包括进气内锥和环形内外套，所述环形内外套由多个流线型支柱固定在一起，形成均匀的环形空气流动通道。
7.根据权利要求6所述的试验件安装系统，其特征在于，所述进气内锥中间设有平直段一，所述平直段一的长度不小于进气段进口通道高度的6倍。
8.根据权利要求1所述的试验件安装系统，其特征在于，所述出口测量段的测量段内设有平直段二，所述平直段二长度为排气段出口通道高度的2至6倍。
9.根据权利要求1所述的试验件安装系统，其特征在于，所述排气段采用双层水套冷却。
10.根据权利要求1所述的试验件安装系统，其特征在于，所述试验段接入一冷却气路，所述冷却气路从进气管路分出、经水冷换热器降温后接入，用于冷却各部件，防止高温燃气倒灌。
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|---|---|---|---|---|
| CN113567140A (zh) * | 2021-07-08 | 2021-10-29 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种全环燃烧室出口参数旋转测量装置 |
| CN117129143A (zh) * | 2023-10-26 | 2023-11-28 | 国惠智能科技(江苏)有限公司 | 一种航空发动机涡轮动平衡测试机 |
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