一种航空发动机的加力点火电嘴高温试验方法技术

本申请提供了一种航空发动机的加力点火电嘴高温试验方法，包括：将加力点火电嘴与点火电缆及点火装置组装，形成点火系统并进行固定；在所述加力点火电嘴的放电端的放电端设置第一高频感应线圈，在所述加力点火电嘴的根部设置第二高频感应线圈，所述第一高频感应线圈与所述第二高频感应线圈均连接高频感应加热试验设备；控制所述第一高频感应线圈加热到940℃‑960℃，控制所述第二高频感应线圈加热到740℃‑760℃；接通点火系统电源，按照电嘴工作3分钟、休息10分钟为一个循环，执行100次循环；检查电嘴内部心杆是否发生弯曲或断裂。本申请对改型加力点火电嘴改进件进行发动机高温工作模拟试验，确保了其能够满足航空发动机的实际工作需要。

A high temperature test method for afterburner of Aeroengine

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机的加力点火电嘴高温试验方法
本专利技术属于点火装置试验
，具体涉及一种航空发动机的加力点火电嘴高温试验方法。
技术介绍
加力点火电嘴协议中对高温需求包括两方面：(1)电嘴放电端应能承受1100℃的高温；(2)电嘴长期工作最高温度：180℃；最高短时工作温度：215℃；电嘴放电端设计时，放电端外壳体和中心电极采用GH3044高温合金，最高能够承受1400℃高温，内部半导体块和瓷件也是耐温材料，能够满足协议中1100℃的高温要求。加力点火电嘴按GJB150.3A-2009规定，按协议中规定电嘴工作温度进行高温试验，试验结果合格。证明电嘴能够满足协议中规定的高温环境要求。近几年来，航空发动机改型为混排航空发动机，其包括内机匣和外机匣，内机匣和外机匣之间形成外涵道，内机匣内形成内涵道；设置在内涵道内的主燃烧室以及级间燃烧通道，由于加力点火电嘴从发动机外部伸进发动机内涵道主燃烧室，所以加力点火电嘴中间处于级间燃烧通道，放电端处于主燃烧室，航空发动机点火工作时，加力点火电嘴放电端和中间部位局部高温，加力点火电嘴整体受热不均，加力点火电嘴外壳体和内部心杆热膨胀系数不同，高温回冷过程中，心杆无法完全收缩，就会发生挤压变形，心杆产生弯曲现象。电嘴再次高温工作时，会对中心电极组件再次产生一定的拉应力，随着工作时间的延长拉应力累积，中心电极组件薄弱处(焊接部位)产生断裂，从而造成加力点火电嘴不工作现象。
技术实现思路
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种航空发动机的加力点火电嘴高温试验方法，模拟航空发动机上加力点火电嘴实际高温工作环境：电嘴放电端和中间部分处于高温环境，对电嘴进行寿命打火试验，检查加力点火电嘴工作情况和内部心杆弯曲、断裂情况，为加力点火电嘴的改进提供数据，确保加力点火电嘴能够满足航空发动机实际的高温工作环境。本申请航空发动机的加力点火电嘴高温试验方法，包括：将加力点火电嘴与点火电缆及点火装置组装，形成点火系统并进行固定；在所述加力点火电嘴的放电端的放电端设置第一高频感应线圈，在所述加力点火电嘴的根部设置第二高频感应线圈，所述第一高频感应线圈与所述第二高频感应线圈均连接高频感应加热试验设备；控制所述第一高频感应线圈加热到940℃-960℃，控制所述第二高频感应线圈加热到740℃-760℃；接通点火系统电源，按照电嘴工作3分钟、休息10分钟为一个循环，执行100次循环；检查电嘴内部心杆是否发生弯曲或断裂。优选的是，所述第一高频感应线圈覆盖加力点火电嘴的放电端轴向30mm范围。优选的是，所述第二高频感应线圈覆盖加力点火电嘴的根部距所述加力点火电嘴的放电端的放电端端部100mm-130mm的范围。优选的是，完成100次循环之后还包括断开电源，待加力点火电嘴自然冷却后再次通电，检查点火电嘴能否正常工作。优选的是，检查电嘴内部心杆是否发生弯曲或断裂包括将电嘴拆下后进行X光检查。优选的是，所述第一高频感应线圈与所述第二高频感应线圈相连，并连接同一高频感应加热试验设备。优选的是，对所述点火系统进行固定包括：所述加力点火电嘴的放电端位于下方，所述加力点火电嘴的根部位于上方，加力点火电嘴竖直固定在试验台上，加力点火电嘴的根部连接点火电缆，通过支架将点火电缆导出至点火装置上。本申请模拟航空发动机上加力点火电嘴实际高温工作环境的试验方法。加力点火电嘴改进后，对加力点火电嘴在发动机上实际工作环境情况进行模拟试验验证，确保加力点火电嘴在航空发动机上不会因局部受热导致电嘴内部心杆弯曲和断裂问题，造成加力点火电嘴故障不工作问题。附图说明图1是本申请航空发动机的加力点火电嘴高温试验方法的一优选实施例的试验装置连接示意图。其中，1-高频感应加热试验设备，2-高频感应线圈，3-建立点火电嘴，4-加力点火电缆，5-点火装置，6-电压表，7-电流表，8-电源，9-试验台。具体实施方式为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术保护范围的限制。本申请的航空发动机的加力点火电嘴高温试验方法，包括：将加力点火电嘴与点火电缆及点火装置组装，形成点火系统并进行固定；在所述加力点火电嘴的放电端的放电端设置第一高频感应线圈，在所述加力点火电嘴的根部设置第二高频感应线圈，所述第一高频感应线圈与所述第二高频感应线圈均连接高频感应加热试验设备；控制所述第一高频感应线圈加热到940℃-960℃，控制所述第二高频感应线圈加热到740℃-760℃；接通点火系统电源，按照电嘴工作3分钟、休息10分钟为一个循环，执行100次循环；检查电嘴内部心杆是否发生弯曲或断裂。参考图1，将点火装置5、点火电缆4和加力点火电嘴3连接组成点火系统，然后依次连接电源8、电压表6和电流表7。将电嘴放置在工作台上，放置高频感应圈2，将控制高频感应圈2控制在加力点火电嘴放电端30mm范围内和距离电嘴放电端(100～130)mm，即第一高频感应线圈缠绕在图示下方的点火电嘴放电端，缠绕高度30mm，第二高频感应线圈缠绕在图示上方的点火电嘴根部，缠绕高度30mm，第二高频感应线圈的最底端距点火电嘴放电端端部约100mm。本申请中，所述第一高频感应线圈与所述第二高频感应线圈相连，并连接同一高频感应加热试验设备1上，通过对线圈的匝数尺寸等参数的设计，控制两个高频感应线圈，使其具有不同温度。如图1所示，对所述点火系统进行固定包括：所述加力点火电嘴的放电端位于下方，所述加力点火电嘴的根部位于上方，加力点火电嘴竖直固定在试验台上，加力点火电嘴的根部连接点火电缆，通过支架将点火电缆导出至点火装置上。连接之后进行调试：调试高频感应加热设备参数，确保高频感应线圈对点火放电端和中间部位温度和航空发动机上电嘴实际高温工作温度相当(加力点火电嘴放电端30mm范围内温度约950℃，电嘴放电端(100～130)mm温度约750℃)；之后进行试验：调节高频感应加热本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空发动机的加力点火电嘴高温试验方法，其特征在于，包括：/n将加力点火电嘴与点火电缆及点火装置组装，形成点火系统并进行固定；/n在所述加力点火电嘴的放电端的放电端设置第一高频感应线圈，在所述加力点火电嘴的根部设置第二高频感应线圈，所述第一高频感应线圈与所述第二高频感应线圈均连接高频感应加热试验设备；/n控制所述第一高频感应线圈加热到940℃-960℃，控制所述第二高频感应线圈加热到740℃-760℃；/n接通点火系统电源，按照电嘴工作3分钟、休息10分钟为一个循环，执行100次循环；/n检查电嘴内部心杆是否发生弯曲或断裂。/n

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机的加力点火电嘴高温试验方法，其特征在于，包括：
将加力点火电嘴与点火电缆及点火装置组装，形成点火系统并进行固定；
在所述加力点火电嘴的放电端的放电端设置第一高频感应线圈，在所述加力点火电嘴的根部设置第二高频感应线圈，所述第一高频感应线圈与所述第二高频感应线圈均连接高频感应加热试验设备；
控制所述第一高频感应线圈加热到940℃-960℃，控制所述第二高频感应线圈加热到740℃-760℃；
接通点火系统电源，按照电嘴工作3分钟、休息10分钟为一个循环，执行100次循环；
检查电嘴内部心杆是否发生弯曲或断裂。


2.如权利要求1所述的航空发动机的加力点火电嘴高温试验方法，其特征在于，所述第一高频感应线圈覆盖加力点火电嘴的放电端轴向30mm范围。


3.如权利要求1所述的航空发动机的加力点火电嘴高温试验方法，其特征在于，所述第二高频感应线圈覆盖加力点火电嘴的根部距所述加力点火电...

【专利技术属性】
技术研发人员：张宁，李星星，曹秀梅，
申请(专利权)人：陕西航空电气有限责任公司，
类型：发明
国别省市：陕西;61