[發明專利]航空發動機燃油噴嘴結焦試驗裝置及熱流測量方法有效
| 申請號: | 201810239249.6 | 申請日: | 2018-03-22 |
| 公開(公告)號: | CN108506097B | 公開(公告)日: | 2019-08-06 |
| 發明(設計)人: | 龍琳;周偉星;昝浩 | 申請(專利權)人: | 哈爾濱工業大學 |
| 主分類號: | F02C7/22 | 分類號: | F02C7/22;F02C7/224;F02C7/00;F02C9/00 |
| 代理公司: | 哈爾濱市陽光惠遠知識產權代理有限公司 23211 | 代理人: | 劉景祥 |
| 地址: | 150001 黑龍*** | 國省代碼: | 黑龍江;23 |
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| 摘要: | |||
| 搜索關鍵詞: | 燃油噴嘴 結焦 試驗裝置 航空發動機 熱流測量 噴嘴 性能測試技術 高速攝像機 可視化系統 背壓系統 測控系統 測試設備 光學診斷 即時反饋 加熱系統 進氣系統 快速加熱 噴嘴系統 燃油供給 試驗參數 微小結構 研究對象 高熱流 顆粒物 試驗 測試 記錄 | ||
1.一種航空發動機燃油噴嘴結焦試驗裝置,其特征在于,它包括進氣管(1)、前支撐盤(2)、石英腔(3)、后支撐盤(4)、多個熱變形緩沖器(5)、散熱缸(6)和尾管(7),
進氣管(1)與前支撐盤(2)的外凸端口通過法蘭盤連接,石英腔(3)夾接在前支撐盤(2)與后支撐盤(4)之間,并且前支撐盤(2)與后支撐盤(4)之間通過多個熱變形緩沖器(5)連接,散熱缸(6)的一端連接在后支撐盤(4)上,另一端與尾管(7)的首端通過法蘭盤連接;進氣管(1)、前支撐盤(2)、石英腔(3)、散熱缸(6)和尾管(7)的內部形成一連通的空腔;
前支撐盤(2)的外凸端口側壁上設置進氣壓力溫度傳感器接口(2-1),進氣壓力溫度傳感器接口(2-1)連接進氣溫度傳感器和進氣壓力傳感器;噴嘴燃油輸送管路(2-2)由前支撐盤(2)的外凸端口側壁通入空腔,并且所述噴嘴燃油輸送管路(2-2)的末端連接噴嘴(3-1),噴嘴(3-1)處于石英腔(3)的中段,電磁感應加熱器的加熱線圈(3-2)設置在石英腔(3)外壁表面與噴嘴(3-1)對應的位置;噴嘴(3-1)表面的溫度通過設置在石英腔(3)外面的紅外熱像儀測量;
散熱缸(6)的上方側壁上連通生成物取樣管路(6-1)與反應腔壓力傳感器通訊口(6-2),反應腔壓力傳感器通訊口(6-2)連接反應腔壓力傳感器,散熱缸(6)上方側壁上還連接防爆閥(6-3);散熱缸(6)的下方側壁上連通氣液分離器(6-4)和反應腔溫度傳感器通訊口(6-5),反應腔溫度傳感器通訊口(6-5)連接反應腔溫度傳感器;
尾管(7)的末端側壁上設置精密定壓閥(7-1)和壓力表(7-2)。
2.根據權利要求1所述的航空發動機燃油噴嘴結焦試驗裝置,其特征在于,它還包括石墨密封墊(8),用于前支撐盤(2)與石英腔(3)之間的密封。
3.根據權利要求1或2所述的航空發動機燃油噴嘴結焦試驗裝置,其特征在于,所述尾管(7)的外輪廓呈圓臺狀,并由首端至末端半徑逐漸變小。
4.根據權利要求1或2所述的航空發動機燃油噴嘴結焦試驗裝置,其特征在于,所述進氣溫度傳感器和反應腔溫度傳感器包括熱電偶。
5.根據權利要求1或2所述的航空發動機燃油噴嘴結焦試驗裝置,其特征在于,噴嘴燃油輸送管路(2-2)通過三根并聯的管路連通噴嘴(3-1)。
6.根據權利要求1或2所述的航空發動機燃油噴嘴結焦試驗裝置,其特征在于,所述多個熱變形緩沖器(5)均勻分散連接在前支撐盤(2)與后支撐盤(4)的外環邊緣之間。
7.根據權利要求6所述的航空發動機燃油噴嘴結焦試驗裝置,其特征在于,
所述熱變形緩沖器(5)包括一對連接螺桿(5-1)、四個定位螺母(5-2)、拉緊彈簧(5-3)和光管(5-4),
拉緊彈簧(5-3)設置于光管(5-4)內腔,光管(5-4)的兩端外表面分別對應滑動連接一個連接螺桿(5-1)的首端,并且拉緊彈簧(5-3)的兩端分別固定連接一個連接螺桿(5-1)的相應位置,每個連接螺桿(5-1)的末端相應地連接在支撐盤上,并且每個連接螺桿(5-1)與支撐盤通過兩個定位螺母(5-2)固定。
8.根據權利要求1或2所述的航空發動機燃油噴嘴結焦試驗裝置,其特征在于,
所述噴嘴(3-1)與石英腔(3)的軸線重合。
9.一種航空發動機燃油噴嘴的熱流測量方法,它基于權利要求1-8中任一項所述的航空發動機燃油噴嘴結焦試驗裝置實現,其特征在于,
在不通油的情況下,使電磁感應加熱器在功率Wi下對噴嘴(3-1)加熱,同時采用紅外熱像儀測試噴嘴(3-1)表面選定點的初始穩定溫度,計算所述初始穩定溫度與環境溫度的差值Ti,由差值Ti確定Wi-Ti損失曲線;
然后,進行通油實驗,對噴嘴燃油輸送管路(2-2)通油,使電磁感應加熱器在功率Wj下對噴嘴(3-1)加熱,同時采用紅外熱像儀測試噴嘴(3-1)表面選定點的通油穩定溫度,再計算所述通油穩定溫度與環境溫度的差值Tj;
由Wi-Ti損失曲線,獲得在不通油情況下,初始穩定溫度與環境溫度的差值為Tj時的電磁感應加熱器功率Wk,則獲得通油情況下噴嘴消耗的電磁感應加熱器功率為Wj-Wk;設定對噴嘴的加熱熱流作用面積為A,則對噴嘴加熱的熱流密度為(Wj-Wk)/A;
其中i=1,2,3,……,j=1,2,3,……,k=1,2,3,……。
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