一种具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台制造技术

一种具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台。其包括箱体、燃烧室模拟装置、测试装置、供气系统、通风系统、冷却系统和控制系统；通风系统包括安装在下部箱体内部的吸气式排风罩和安装在箱体顶部的墙壁式工业换气扇；供气系统、冷却系统安装在下部箱体内部；控制系统包括安装在下部箱体内部的控制器和安装在箱体外侧面上的人机交互装置，控制器分别与墙壁式工业换气扇、人机交互装置、燃烧室模拟装置、测试装置、供气系统和冷却系统相连接。本发明专利技术提供的航空发动机燃烧室试验台可用于模拟航空发动机燃烧室的实际工况，在地面台架试车考核前，对热障涂层材料使役性能进行初步的研究。具有成本低、周期短、风险小等优点。

【技术实现步骤摘要】
一种具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台
本专利技术属于热障涂层性能测试装置
，具体涉及一种具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台。
技术介绍
随着航空发动机推重比的不断提高，涡轮前端温度不断攀升，涡轮、燃烧室等的温度超过了绝大多数单晶高温合金叶片的可靠服役温度。目前，主要通过高效气膜冷却技术、热障涂层等措施来解决该问题。随着高推重比航空发动机研制的快速推进，对具有耐高温、隔热和抗热冲击等优异性能的热障涂层的需求越来越多。研制的热障涂层能否满足实际的工作需求，需要通过反复的地面台架试车考核来验证。然而，研制的热障涂层直接进行台架试车考核，具有成本高、周期长、风险大等缺点。因此，在试车前需要模拟航空发动机燃烧室的工况，对热障涂层材料进行使役性能的初步性能研究。但目前尚缺少相应的试验设备。
技术实现思路
为了解决上述问题，本专利技术的目的在于提供一种具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台。该试验台可用于模拟航空发动机燃烧室的实际工况，进行热障涂层的相关考核。为了达到上述目的，本专利技术提供的具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台包括：箱体、燃烧室模拟装置、测试装置、供气系统、通风系统、冷却系统和控制系统；其中，箱体的中部设有隔板，由此将其内部空间分成上部箱体和下部箱体，隔板上带有通气孔，上部箱体的前端和一侧面呈开口状，并且开口处设有舱门；燃烧室模拟装置和测量装置安装在隔板的表面；通风系统包括安装在下部箱体内部的吸气式排风罩和安装在箱体顶部的墙壁式工业换气扇；供气系统、冷却系统安装在下部箱体内部；控制系统包括安装在下部箱体内部的控制器和安装在箱体外侧面上的人机交互装置，并且控制器分别与墙壁式工业换气扇、人机交互装置、燃烧室模拟装置、测试装置、供气系统和冷却系统相连接。所述的燃烧室模拟装置包括第一电机、前部安装支架、第一联轴器、锥齿轮、挡焰板、轴承座、轴承、左夹持卡盘、燃烧室上腔体、燃烧室下腔体、燃烧室腔体安装法兰、右夹持卡盘、环形火焰喷枪、气冷冷却管、调节螺母、安装板、气冷管管接头、中部安装支架、左侧安装支架、右侧安装支架和底座；其中，底座水平设置，底面安装在箱体的隔板表面；左侧安装支架、中部安装支架和右侧安装支架间隔距离排成一行，下端安装在底座的表面；挡焰板和安装板均垂直设置，分别安装在左侧安装支架和右侧安装支架的内侧面上部；两个轴承座和两个轴承分别对称安装在挡焰板以及安装板中部形成的孔中；左夹持卡盘和右夹持卡盘均水平设置，中部分别固定在挡焰板和安装板上的轴承中心孔内，其中左夹持卡盘的外端贯穿左侧安装支架后插入固定在一个锥齿轮的中心孔中；右夹持卡盘的外端贯穿右侧安装支架，并且右夹持卡盘的中部形成有一个轴向通孔，左夹持卡盘和右夹持卡盘的内端用于固定圆管状试件的两端；第一电机安装在左侧安装支架的外侧面下部，输出轴位于上端且与第一联轴器相连；第一联轴器的输出端上安装另一个锥齿轮，并且上述两个锥齿轮相啮合；气冷冷却管的中部安装在右夹持卡盘的轴向通孔中，外端安装有气冷管管接头；调节螺母套在右侧安装支架的轴承座外部且与右夹持卡盘中部相连接，用于调节右夹持卡盘相对左夹持卡盘的距离；燃烧室上腔体、燃烧室下腔体均为半圆台形状的壳体，扣合在圆管状试件的外部且利用燃烧室腔体安装法兰和螺栓连接成一个圆台状的环形燃烧室腔体，并且燃烧室下腔体通过底部的安装孔与中部安装支架的顶部相连接；前部安装支架的下端固定在位于中部安装支架和右侧安装支架之间的底座前部；环形火焰喷枪的中部安装在前部安装支架的上端，内端固定在燃烧室腔体的一端且设有电子打火器，外端设有乙炔、氧气两个进气管接头以及一进一出两个水冷管接头；第一电机与控制器电连接。所述的挡焰板为中空结构，其侧面设有两个用于与水冷管相连的水冷管接头，其中一个水冷管接头为进水端，另一个水冷管接头为出水端。所述的燃烧室上腔体、下腔体的外侧壁面上形成有多排直径大小不同形状各异的斜孔，斜孔的大小与真实发动机燃烧室火焰筒上的空气孔大小一致。所述的燃烧室腔体上面向测量装置的部位形成有一个方形通孔，方形通孔处安装有耐高温透明玻璃。所述的测量装置包括丝杆传动组件、测温仪、测温仪安装支架、CCD摄像头、摄像头安装支架；其中，丝杆传动组件包括第二电机、第二联轴器、丝杠、光轴、滑台和丝杆组件安装座；所述的丝杆组件安装座为方框状结构；丝杠的两端以可转动的方式安装在丝杆组件安装座的两端面中部，并且一端贯穿丝杆组件安装座的端面后通过第二联轴器与第二电机的输出轴相连接；两根光轴以与丝杠平行的方式设置在丝杠的两侧，并且两端以可转动的方式安装在丝杆组件安装座的两端面外侧部位；滑台的底部同时连接在丝杆和两根光轴上，因此能够沿丝杆和光轴进行直线往复运动；测温仪安装支架和摄像头安装支架安装在滑台的一侧表面；测温仪安装在测温仪安装支架上，CCD摄像头安装在摄像头安装支架上，并且CCD摄像头上的镜头面向测量装置；测温仪、CCD摄像头和第二电机与控制器电连接。所述的测温仪和CCD摄像头上均安装有角度调整装置。所述的冷却系统包括水冷用水泵和气冷用压缩机，其中水泵通过水冷管分别与环形火焰喷枪上的水冷管接头以及挡焰板上的水冷管接头相连接；压缩机通过气冷管与上述气冷接头相连接；供气系统通过供气管与环形火焰喷枪上的进气管接头相连接；并且水泵、压缩机以及供气系统与控制器电连接。本专利技术提供的航空发动机燃烧室试验台可用于模拟航空发动机燃烧室的实际工况，在地面台架试车考核前，对热障涂层材料使役性能进行初步的研究。具有成本低、周期短、风险小等优点。附图说明图1是本专利技术提供的航空发动机燃烧室试验台结构示意图；图2是本专利技术提供的航空发动机燃烧室试验台中燃烧室模拟装置结构示意图；图3是本专利技术提供的航空发动机燃烧室试验台中燃烧室模拟装置结构剖视图；图4是本专利技术提供的航空发动机燃烧室试验台中测量装置结构示意图；具体实施方式下面将参考附图来具体描述本专利技术。应了解，附图以及以下描述仅仅是作为本专利技术的优选实施方案的说明，不应解释为对本专利技术的保护范围构成限制，本专利技术的保护范围仅受权利要求书限定。如图1所示，本专利技术提供的具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台包括：箱体1、燃烧室模拟装置2、测试装置3、供气系统、通风系统、冷却系统和控制系统；其中，箱体1的中部设有隔板，由此将其内部空间分成上部箱体和下部箱体，隔板上带有通气孔，上部箱体的前端和一侧面呈开口状，并且开口处设有舱门；燃烧室模拟装置2和测量装置3安装在隔板的表面；通风系统包括安装在下部箱体内部的吸气式排风罩和安装在箱体1顶部的墙壁式工业换气扇4；供气系统、冷却系统安装在下部箱体内部；控制系统包括安装在下部箱体内部的控制器和安装在箱体1外侧面上的人机交互装置5，并且控制器分别与墙壁式工业换气扇4、人机交互装置5、燃烧室模拟装置2、测试装置3、供气系统和冷却系统相连接。如图2、图3所示，所述的燃烧室模拟装置2包括第一电机6、前部安装支架7、第一联轴器8、锥齿轮9、挡焰板10、轴承座11、轴承、左夹持卡盘12、燃烧室上腔体13、燃烧室下腔体14、燃烧室腔体安装法兰15、右夹持卡盘17、环形火焰喷枪18、气冷冷却管19、调节螺母20、安装板21、气冷管管接头22、中部安装支架35、左侧安装支架36、右侧本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台，其特征在于：所述的试验台包括：箱体(1)、燃烧室模拟装置(2)、测试装置(3)、供气系统、通风系统、冷却系统和控制系统；其中，箱体(1)的中部设有隔板，由此将其内部空间分成上部箱体和下部箱体，隔板上带有通气孔，上部箱体的前端和一侧面呈开口状，并且开口处设有舱门；燃烧室模拟装置(2)和测量装置(3)安装在隔板的表面；通风系统包括安装在下部箱体内部的吸气式排风罩和安装在箱体(1)顶部的墙壁式工业换气扇(4)；供气系统、冷却系统安装在下部箱体内部；控制系统包括安装在下部箱体内部的控制器和安装在箱体(1)外侧面上的人机交互装置(5)，并且控制器分别与墙壁式工业换气扇(4)、人机交互装置(5)、燃烧室模拟装置(2)、测试装置(3)、供气系统和冷却系统相连接。

【技术特征摘要】
1.一种具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台，其特征在于：所述的试验台包括：箱体(1)、燃烧室模拟装置(2)、测试装置(3)、供气系统、通风系统、冷却系统和控制系统；其中，箱体(1)的中部设有隔板，由此将其内部空间分成上部箱体和下部箱体，隔板上带有通气孔，上部箱体的前端和一侧面呈开口状，并且开口处设有舱门；燃烧室模拟装置(2)和测量装置(3)安装在隔板的表面；通风系统包括安装在下部箱体内部的吸气式排风罩和安装在箱体(1)顶部的墙壁式工业换气扇(4)；供气系统、冷却系统安装在下部箱体内部；控制系统包括安装在下部箱体内部的控制器和安装在箱体(1)外侧面上的人机交互装置(5)，并且控制器分别与墙壁式工业换气扇(4)、人机交互装置(5)、燃烧室模拟装置(2)、测试装置(3)、供气系统和冷却系统相连接。2.根据权利要求1所述的具有稳态温度场的航空发动机燃烧室模拟试验台，其特征在于：所述的燃烧室模拟装置(2)包括第一电机(6)、前部安装支架(7)、第一联轴器(8)、锥齿轮(9)、挡焰板(10)、轴承座(11)、轴承、左夹持卡盘(12)、燃烧室上腔体(13)、燃烧室下腔体(14)、燃烧室腔体安装法兰(15)、右夹持卡盘(17)、环形火焰喷枪(18)、气冷冷却管(19)、调节螺母(20)、安装板(21)、气冷管管接头(22)、中部安装支架(35)、左侧安装支架(36)、右侧安装支架(37)和底座(38)；其中，底座(38)水平设置，底面安装在箱体(1)的隔板表面；左侧安装支架(36)、中部安装支架(35)和右侧安装支架(37)间隔距离排成一行，下端安装在底座(38)的表面；挡焰板(10)和安装板(21)均垂直设置，分别安装在左侧安装支架(36)和右侧安装支架(37)的内侧面上部；两个轴承座(11)和两个轴承分别对称安装在挡焰板(10)以及安装板(21)中部形成的孔中；左夹持卡盘(12)和右夹持卡盘(17)均水平设置，中部分别固定在挡焰板(10)和安装板(21)上的轴承中心孔内，其中左夹持卡盘(12)的外端贯穿左侧安装支架(36)后插入固定在一个锥齿轮(9)的中心孔中；右夹持卡盘(17)的外端贯穿右侧安装支架(37)，并且右夹持卡盘(17)的中部形成有一个轴向通孔，左夹持卡盘(12)和右夹持卡盘(17)的内端用于固定圆管状试件(16)的两端；第一电机(6)安装在左侧安装支架(36)的外侧面下部，输出轴位于上端且与第一联轴器(8)相连；第一联轴器(8)的输出端上安装另一个锥齿轮(9)，并且上述两个锥齿轮(9)相啮合；气冷冷却管(19)的中部安装在右夹持卡盘(17)的轴向通孔中，外端安装有气冷管管接头(22)；调节螺母(20)套在右侧安装支架(37)的轴承座(11)外部且与右夹持卡盘(17)中部相连接，用于调节右夹持卡盘(17)相对左夹持卡盘(12)的距离；燃烧室上腔体(13)、燃烧室下腔体(14)均为半圆台形状的壳体，扣合在圆管状试件(16)的外部且利用燃烧室腔体安装法兰(15)和螺栓连接成一个圆台状的环形燃烧室腔体，并且燃烧室下腔体(14)通过底部的安装孔与...

【专利技术属性】
技术研发人员：丁坤英，年哲，何振鹏，葛畅，王志平，何锐，程涛涛，路鹏程，孙宇博，
申请(专利权)人：中国民航大学，
类型：发明
国别省市：天津,12