[發明專利]一種航空發動機低壓渦輪導向器流量檢測試驗段結構

在審

• 申請號: 202211141362.3
• 申請日: 2022-09-20
• 公開（公告）號: CN115560988A
• 公開（公告）日: 2023-01-03
• 發明（設計）人: 蘇勇勇;王忠;冷德剛;楊光;江海;謝洋;白海偉;雷隆毓
• 申請（專利權）人: 中國航發貴陽發動機設計研究所
• 主分類號: G01M15/02
• 分類號: G01M15/02;G01M15/14
• 代理公司: 貴州派騰知識產權代理有限公司 52114
• 代理人: 谷慶紅

一種航空發動機低壓渦輪導向器流量檢測試驗段結構，在低壓渦輪導向器的進氣端設置有進氣測量機匣，在進氣測量機匣的進氣端設置有進氣整流段，在進氣整流段的進氣端設置有進口直管，在進口直管的進氣端設置有進氣收斂段，在低壓渦輪導向器的出氣端設置有排氣測量機匣；所述進氣收斂段的內流道型面采用維氏曲線；在進氣測量機匣的內、外機匣之間環形分布設置有整流葉柵，用于改變進氣方向并將氣流導引至低壓渦輪導向器。進氣收斂段的內流道型面采用維氏曲線，可以有效地提高流場均勻性和軸向靜壓梯度，另外，通過在低壓渦輪導向器前設置一排環形整流葉柵，可以改變進氣方向，將氣流導引至低壓渦輪導向器，進而保證進氣方向與發動機產品一致。

技術領域

本發明涉及航空發動機零部件試驗技術，尤其涉及一種航空發動機低壓渦輪導向器流量檢測試驗段結構，適用于用于航空發動機渦輪導向器流量函數試驗。

背景技術

渦輪導向器流量函數試驗器主要用于獲取導向器流量函數隨進出口總靜壓膨脹比和冷氣狀態參數的變化曲線，驗證導向器流通能力并獲得冷氣狀態參數對導向器流量函數特性的影響規律。由于進氣馬赫數、進氣攻角對渦輪導向器的前后溫度、氣流流場、發動機流量及功率、轉速、耗油率等都有直接影響，關系發動機工作的穩定性、壓氣機與渦輪的匹配性等。因此，對發動機渦輪導向器函數流量測量是一項必不可少的工作，每一件渦輪導向器在裝機交付前都必須進行流量函數專項試驗，以確定渦輪導向器排氣面積與流量的合格性。

現有技術中有文獻公開關于低壓渦輪導向器試驗相關技術，如公開號為CN113607420A公開了一種低壓渦輪導向器環吹試驗安裝結構及試驗方法，利用整流葉柵將氣流偏離軸向一定角度，同時對低壓渦輪導向器引入冷氣，滿足發動機實際工作中低壓渦輪導向器進口氣流角及其表面實際的流動狀態，解決了氣流直接作用在低壓渦輪導向器的低導葉片前緣的問題，改善氣流在低壓渦輪導向器局部分離的同時還提高了低壓渦輪導向器的氣動性能，而且增加試驗數據的可靠性。

發動機低壓渦輪導向器裝機前均需進行流量檢測試驗，該試驗主要獲取不同試驗狀態下進出口總壓、總溫、靜壓、氣流角等的徑向分布曲線。發動機低壓渦輪導向器前為高壓渦輪，流出高壓渦輪的高溫燃氣以一定攻角進入低壓渦輪導向器。以往低壓渦輪導向器流量檢測試驗段未考慮高壓渦輪出口氣流預旋角度影響。目前渦輪導向器流量檢測試驗段沒有成熟的設計經驗，進氣收斂段多采用直筒設計，流場品質較差。且導向器多是采用軸向進氣，對試驗結果有一定程度的影響，導致流量檢測結果偏小。

發明內容

本發明的主要目的是提出一種航空發動機低壓渦輪導向器流量檢測試驗段結構，旨在解決上述技術問題。

為實現上述目的，本發明提出一種航空發動機低壓渦輪導向器流量檢測試驗段結構，包括低壓渦輪導向器，在低壓渦輪導向器的進氣端設置有進氣測量機匣，在進氣測量機匣的進氣端設置有進氣整流段，在進氣整流段的進氣端設置有進口直管，在進口直管的進氣端設置有進氣收斂段，在低壓渦輪導向器的出氣端設置有排氣測量機匣；所述進氣收斂段的內流道型面采用維氏曲線；在進氣測量機匣的內、外機匣之間環形分布設置有整流葉柵，用于改變進氣方向并將氣流導引至低壓渦輪導向器。

優選的，所述進氣收斂段的設計步驟包括：

步驟一：確定收斂段進口截面半徑H_i和收斂段出口截面半徑H₀；

步驟二：設置步長x；

步驟三：按下式確定不同步長對應的點，進行擬合可得收斂段維氏曲線部分；

式中：H_i—收斂段進口截面半徑；

H₀—收斂段出口截面半徑；

h—軸向距離x處的截面高度；

L為收斂段維氏曲線部分總長。