一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台制造技术

技术编号:20942754 阅读:38 留言:0更新日期:2019-04-24 01:42
本发明专利技术公开了一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台,包括进气段、涡轮段、外涵和第三涵道进气系统及喷管段,将涡轮、喷管及内外涵掺混问题进行一体化研究;进气涡壳前设置电加热器,保证主流与外涵流体总温差≤300K;为更好模拟内外涵气流间的掺混,涡轮段出口设置波瓣引射器;外涵进口位于引射器上方、喷管进口,喷管进口有接近等直的掺混段;第三涵道位于喷管喉道与出口中间,外涵和第三涵道进口面积可调,实现涵道比在0‑1.0范围内变化。本发明专利技术针对多涵道自适应发动机涡轮喷管结构特点,提出多涵道涡轮喷管一体化试验研究平台结构框架,用以研究多涵道发动机中涡轮喷管相互影响及匹配关系,掌握多涵道下喷管气动和隐身性能。

A Test Platform for Integrated Research of Multi-channel Turbine Nozzles

The invention discloses a test platform for integrated research of multi-channel turbojet, including intake section, turbine section, culvert and the third culvert intake system and nozzle section, which integrates turbojet, nozzle and internal and external mixing problems; an electric heater is installed in front of the intake volute to ensure the total temperature difference between the main stream and the connotation fluid less than 300K; and the mixing between the internal and external culvert flow is simulated better. A lobe ejector is installed at the outlet of the turbine section; the connotation inlet is located above the ejector and the nozzle inlet, and the nozzle inlet has a nearly straight mixing section; the third culvert is located between the nozzle throat and the outlet, and the area of the connotation and the third culvert inlet can be adjusted to realize the change of the culvert ratio in the range of 0 1.0. According to the structural characteristics of multi-channel adaptive engine turbine nozzle, the structure framework of multi-channel turbine nozzle integrated test research platform is proposed to study the interaction and matching relationship of turbine nozzles in multi-channel engine, and to master the aerodynamic and stealth performance of multi-channel lower nozzle.

【技术实现步骤摘要】
一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台
本专利技术涉及一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台,属于叶轮机械

技术介绍
自适应(循环)发动机(AdaptiveCycleEngine,ACE)根据飞机不同任务需求,通过改变多个可调几何机构位置、采用自适应控制技术,自动改变风扇、核心机流量和压比,使发动机在包线内不同速度和高度下获得最佳的性能,并与飞机的组合性能达到最佳,是先进的变循环发动机。由于其具有包线内综合性能好、耗油率低且飞机航程长、进气流量自动匹配、飞/发组合性能好、隐身性能好及有利于热管理设计等优势,得到世界航空发动机先进国家的高度重视。但是由于其存在工作模态多而状态转换复杂、可调部件多而机构复杂且调节范围宽、可调变量多等技术难点,研究难度很大。2012年至2016年,美国空军组织投入约6.85亿美元,在ADVENT研究基础上开展AETD计划,目的是促进采用3流道结构的自适应发动机技术的成熟,为美国空军下一代战斗机或轰炸机等多种作战平台提供动力。2016年6月30日,预计为期10年,美国空军投入经费20亿美元,开展AETP研究计划,由GE和PW公司承担技术开发与验证。AETP计划将沿着ATED研究计划验证的自适应循环基本可行性继续开展工作,实现3流道自适应发动机从技术原型机到工程验证机的顺利过渡,目标是:相比目前技术水平,发动机燃油效率提高25%,推力增大10%,战斗航程延长30%。相对于传统涡扇航空发动机而言,3流道结构可以提供1股相对低温的气流用于信号管理,这意味多余的空气能够用于冷却热端部件以减少红外信号,或者进入核心机和加力燃烧室来增大推力。由于结构复杂、制造难度大,国内研究学者大都单独从可变几何喷管出发,假定喷管进口掺混均匀,通过调节喷管喉道面积及型线,试验及数值模拟喷管控制规律。但涡轮出口存在旋流,并与外涵气流存在很强的掺混,将涡轮/喷管一体化研究在改善涡轮性能的同时,增加内外涵掺混,缩短喷管长度并提升其隐身效果。尤其是针对3流道结构,必须考虑外涵气流对喷管性能影响。因此,本次专利技术提出一种多涵道涡轮喷管一体化试验研究平台,针对下一代自适应发动机,将涡轮出口旋流与外涵掺混、第三涵道气流综合考虑到高效、隐身性能好排气系统设计与研究中。
技术实现思路
专利技术目的:为了研究下一代自适应多涵道发动机排气系统中存在的气动问题,本专利技术提出一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台,用以研究内外涵掺混、涵道比在0-1.0范围内的排气系统调节规律,对其中的气动问题展开深入研究,为自适应发动机研制提供技术及试验支撑。技术方案:为实现上述目的,本专利技术采用的技术方案为:一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台,包括以下结构:进气段:进气涡壳的进气口通过电加热器与高压气源相接,通过电加热器对主流进行加热,保证主流与外涵气流的总温差≤300K,加热后主流气体经过进气涡壳输送到涡轮段;涡轮段:包括进口导叶、转子、出口导叶和中心锥,且涡轮段出口处设置有引射器,用于增加外涵气流与涡轮出口主流气体间的掺混,主流气体经过引射器输送到喷管段;外涵及第三涵道空气系统、喷管段:外涵道进口设置于引射器上方的喷管进口处,喷管进口处设置有接近等直的掺混段,第三涵道进口设置于喷管喉道与喷管出口之间;外涵道进口及第三涵道进口的面积可调,保证总涵道比范围0-1.0。本专利技术结合3流道自适应发动机结构特点,将进气段、涡轮段、外涵和第三涵道空气系统、喷管段组合成体系,通过电加热器对主流进行加热,保证主流与外涵气流总温差≤300K;外涵和第三涵道出口面积可调,满足涵道比0-1.0范围内研究需求。进一步的,所述进气段、外涵及第三涵道空气系统使用同一高压气源,其进气口分别通过高压流量控制阀与高压气源阀门相接。进一步的,所述涡轮段的轮毂比为0.65,涡轮段轴向长度与喷管段的比值为1:5。进一步的,为更好模拟内外涵气流间的掺混,所述引射器采用波瓣式引射器,且波瓣式引射器的轴向长度为涡轮段的35%。进一步的,所述第三涵道进口位于喷管喉道和喷管出口之间30-50%位置处。进一步的,所述外涵道进口及第三涵道进口分别通过调节阀门控制进口宽度,进而实现外涵道进口及第三涵道进口流量的独立调节,保证总涵道比范围0-1.0。进一步的,所述外涵道进口的进口宽度调节范围dw1=0~25mm,第三涵道进口的进口宽度调节范围dw2=0~20mm。有益效果:本专利技术提供的一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台,相对于现有技术,具有以下优点:1、将涡轮出口旋流、内外涵掺混、第三涵道气流考虑到排气系统中,结构相对简单,具有良好的主控效果;2、外涵和第三涵道流量实现单独控制,该试验平台可在总涵道比0-1.0范围内,不同外涵和第三涵道流量分配比下,对排气系统开展研究;3、在涡轮出口处设置引射器,可模拟内外涵掺混对喷管性能的影响。附图说明图1为本专利技术实施例的整体结构示意图;图2为本专利技术实施例中实验室结构示意图;图3为本专利技术实施例中涡轮部件的立体图;图4为本专利技术实施例中波瓣式引射器的立体图;图5为本专利技术实施例中喷管段、外涵道进口及第三涵道进口的立体图;图中包括:1、高压气源,2、高压气源阀门,3、高压流量控制阀,4、电加热器,5、进气涡壳,6、进口导叶,7、转子,8、转子旋转轴,9、出口导叶,10、中心锥,11、引射器,12、外涵道进口,13、第三涵道进口,14、喷管喉道,15、掺混段,16、调节阀门,17、排气消音装置,18、涡流测功机,19、流场测量设备,20、总控制室。具体实施方式下面结合附图及实施例对本专利技术作更进一步的说明。如图1所示为一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台,主要包括:进气段:进气涡壳5的进气口通过电加热器4与高压气源1相接,通过电加热器4对主流进行加热,保证主流与外涵气流的总温差≤300K,用于研究不同温差下对掺混过程的影响,加热后主流气体经过进气涡壳5输送到涡轮段;涡轮段:包括进口导叶6、转子7、出口导叶9和中心锥10,且涡轮段出口处设置有引射器11,用于增加外涵气流与涡轮出口主流气体间的掺混,主流气体经过引射器11输送到喷管段14;外涵及第三涵道空气系统、喷管段14:外涵道进口12设置于引射器11上方的喷管段14进口处,喷管段14进口处设置有接近等直的掺混段15,第三涵道进口13设置于喷管喉道与喷管出口之间;所述外涵道进口12及第三涵道进口13分别通过调节阀门16控制进口宽度,进而实现外涵道进口12及第三涵道进口13流量的独立调节,保证总涵道比范围0-1.0。考虑到结构尺寸与试验需求,涡轮段采用1.5级涡轮(如图3所示),包括进口导叶、转子、出口导叶和中心锥,用以研究进口旋流下掺混段流场结构及其对喷管段的影响。优选设计:涡轮进口流量5kg/s,转速3000rpm,落压比1.35;采用三阶Bezier曲线进行涡轮部件设计,择优确定进口导叶外径DS=0.4m,内径Dh=0.26m等参数,进口导叶、转子及出口支板叶片数分别为24、39和7,出口导叶为转子的承力构件。中心锥可根据不同研究对象选择钝头短椎体或尖头长椎体。涡轮段出口设置引射器,用于增加外涵气流与涡轮出口主流气体间的掺混,近似模拟真实发动机内的内外涵掺混,引射器的几何构型有圆台型本文档来自技高网
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【技术保护点】
1.一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台,其特征在于,包括:进气段:包括进气涡壳(5)、电加热器(4)、高压气源(1),进气涡壳(5)的进气口通过电加热器(4)与高压气源(1)相接,用于对主流进行加热,保证主流与外涵气流的总温差≤300K,加热后主流气体经过进气涡壳(5)输送到涡轮段;涡轮段:包括进口导叶(6)、转子(7)、出口导叶(9)和中心锥(10),且涡轮段出口处设置有引射器(11),用于增加外涵气流与涡轮出口主流气体间的掺混,主流气体经过引射器(11)输送到喷管段;喷管段:包括依次连通的喷管进口、喷管喉道(14)、喷管出口,且喷管进口处设置有等直的掺混段(15);外涵及第三涵道空气系统:包括布置于喷管进口侧壁处的外涵道进口(12)以及设置于喷管喉道(14)与喷管出口之间侧壁处的第三涵道进口(13),且外涵道进口(12)及第三涵道进口(13)的面积可调,保证总涵道比范围0‑1.0。

【技术特征摘要】
1.一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台,其特征在于,包括:进气段:包括进气涡壳(5)、电加热器(4)、高压气源(1),进气涡壳(5)的进气口通过电加热器(4)与高压气源(1)相接,用于对主流进行加热,保证主流与外涵气流的总温差≤300K,加热后主流气体经过进气涡壳(5)输送到涡轮段;涡轮段:包括进口导叶(6)、转子(7)、出口导叶(9)和中心锥(10),且涡轮段出口处设置有引射器(11),用于增加外涵气流与涡轮出口主流气体间的掺混,主流气体经过引射器(11)输送到喷管段;喷管段:包括依次连通的喷管进口、喷管喉道(14)、喷管出口,且喷管进口处设置有等直的掺混段(15);外涵及第三涵道空气系统:包括布置于喷管进口侧壁处的外涵道进口(12)以及设置于喷管喉道(14)与喷管出口之间侧壁处的第三涵道进口(13),且外涵道进口(12)及第三涵道进口(13)的面积可调,保证总涵道比范围0-1.0。2.根据权利要求1所述的一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台,其特征在于,所述外涵道进口(12)以及第三涵道进口(13)共同连通有进气通道,且高压气源(1)通过高压流量控制阀(3)分别与电加热器(4)、进气通道连通;所述外涵道进口(12)及第三涵道进口(13)处分别设置有调节阀门(16),通过调节阀门(16)实...

【专利技术属性】
技术研发人员:葛宁舒杰杨荣菲徐惊雷于洋
申请(专利权)人:南京航空航天大学
类型:发明
国别省市:江苏,32

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