CN104764609A - 一种航空发动机主燃烧室的综合光学测量平台 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机主燃烧室的综合光学测量平台。采用多种光学测量手段，对航空发动机燃烧室内部的参数进行综合测量。空气来流由进气圆转方段进入等直稳压段，燃烧实验段固定安装在扩压器与出口方转圆段之间，空气来流经扩压器减速扩压进入燃烧实验段，燃烧实验段两侧镶嵌玻璃观测窗用于光学测量；冷态实验中，气流从单头部矩形实验件燃烧室出口流出后进入冷流三通，主路出口封闭，气流由旁路流出。对于高温纯空气来流，以燃烧实验设备为基础，采取单头部实验件，可开展燃烧室内煤油雾化、速度、温度和组分测量，完成航空发动机燃烧室内流场测试实验，实现航空发动机燃烧流场的精细测量。

Description

一种航空发动机主燃烧室的综合光学测量平台

技术领域

本发明涉及航空发动机光学测量技术领域，具体地说，涉及一种航空发动机主燃烧室的综合光学测量平台。

背景技术

对于温度、压力、速度以及组分的测量，长期以来依靠热电偶、压电传感器、动静压管、热线风速仪及气体分析仪各种物理探针或测量仪器。其存在的不足是，由于物理探针容易干扰流场或受到不良干扰，结果需要谨慎校正；由于容易受到环境的限制，使用范围有限；由于一般感受宏观平均物理量，缺乏足够的空间和时间分辨率等。

不同于过去对测量流场会产生一定干扰的接触式测量方法，近几十年来随着计算机和光学相关领域中科学技术的迅速发展，出现了许多先进的非接触式测量方法，如PIV(Particle Image Velocimetry)，CARS(Coherent anti-StokesRaman Scattering)和TDLAS(Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy)等；其中PIV被广泛使用于冷态流场的测量，而TDLAS和CARS作为激光光谱测温手段在燃烧室主燃区温度测量中使用得较少。

国外的光学测量***专业面广、种类齐全。国内在90年代中期前，尽管也有极少数的理论研究工作开展，但直到90年代中期以后，才有条件***地开展光学测量的实验和理论研究。国内光学测量平台有很多，但是很少有综合的光学测量平台。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种航空发动机主燃烧室的综合光学测量平台。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:航空发动机主燃烧室的综合光学测量平台，包括光学测量***，其特点是，还包括进气圆转方段、等直稳压段、扩压器、燃烧试验段、冷流三通、后观测窗、热流出口水冷段、出口方转圆段、孔板，进气圆转方段安装在等直稳压段前端部，等直稳压段与扩压器固定连接，燃烧实验段位于扩压器与出口方转圆段之间，燃烧实验段两端通过连接法兰分别与扩压器、出口方转圆段固定连接，燃烧实验段两侧镶嵌玻璃观测窗用于光学测量，冷流三通与出口方转圆段固连，旁路上安装有孔板和后观测窗，主路上设有调压阀，孔板与调压阀配合调节燃烧室内压力；在冷态实验中气流经冷流三通旁路进入热流出口水冷段排气；在热态实验中气流经矩形水冷件喷水降温后进入出口方转圆段；

光学测量***对燃烧试验段进行PIV光学测量，在进气圆转方段喷入粒子，流场中布撒的示踪粒子随气流运动，将激光束经过组合透镜扩束成片光照明流场，使用数码相机拍摄流场得到粒子图像，对粒子图像进行相关计算得到流场一个切面内定量的速度分布，以及处理后得到流场涡量、流线及等速度线等流场特性参数分布。

粒子直径小于10微米。

有益效果

本发明航空发动机主燃烧室的综合光学测量平台，应用光学测量手段同时测量了航空发动机燃烧室火焰中氧气的浓度和温度，并且对多点同时测量、激光的相位匹配技术、光谱仿真、超声速燃烧进行了研究。本发明对燃烧室进行了煤油雾化、PIV速度场、CARS温度、SVRS组分、TDLAS温度场测量研究。测量不易受外界环境限制，时间空间分辨率高。计算结果与试验结果对比可明显看出试验模型上下主燃孔射流基本对称，主燃区的低速区分布均匀，对流场模拟试验结果吻合。

本发明航空发动机主燃烧室的综合光学测量平台，对于实验件为单头部矩形的实验件，设备采用出口圆转方段，圆转方后经过一段等直段连接扩压器，空气来流经扩压器减速扩压，进入发动机单头部试验件；由于光学测量需要，实验段两侧开有观测窗，冷态实验中气流从单头部矩形实验件燃烧室出口流出后进入冷流三通，主路出口封闭，在玻璃观测窗处进行光学测量，气流由旁路流出。对于高温纯空气来流，以此燃烧室实验设备为基础，采取单头部实验件，可开展燃烧室内煤油雾化、速度、温度和组分测量，完成航空发动机燃烧室内流场测试实验，实现航空涡轮发动机燃烧流场的精细测量。

附图说明

下面结合附图和实施方式对本发明一种航空发动机主燃烧室的综合光学测量平台作进一步详细说明。

图1为本发明的冷流状态下前后转接段示意图。

图2为本发明的冷流状态下前后转接段剖视图。

图3为本发明的燃烧状态下前后转接段示意图。

图4为本发明的燃烧状态下前后转接段剖视图。

图5为本发明的燃烧试验段示意图。

图6为本发明CFD计算所得流线图。

图7为本发明PIV光学测量所得流线图。

图中:

1.进气圆转方段 2.等直稳压段 3.扩压器 4.燃烧试验段 5.冷流三通6.后观测窗 7.热流出口水冷段 8.出口方转圆段 9.孔板

具体实施方式

本实施例是一种航空发动机主燃烧室的综合光学测量平台。

参阅图1～图7，航空发动机主燃烧室光学测量平台由进气圆转方段1、等直稳压段2、扩压器3、燃烧试验段4、冷流三通5、后观测窗6、热流出口水冷段7、出口圆转方段8、孔板9和光学测量***组成。对于实验件为单头部矩形实验件，由于原有设备加热器出口为圆形出口，首先要设计设备进气圆转方段，圆转方后经过一段等直稳压段连接试验件的扩压器，空气来流经扩压器减速扩压，进入发动机单头部试验件；冷态实验中气流从单头部矩形实验件燃烧室出口流出后进入冷流三通，主路出口封闭，气流由旁路流出。对于高温纯空气来流，以此燃烧室实验设备为基础，采取单头部实验件，可开展燃烧室内煤油雾化、速度、温度和组分测量，完成航空发动机燃烧室内流场测试实验和测量。

冷流三通段的设计，由于光学测量需要，冷态实验中气流从单头部矩形实验件燃烧室出口流出后进入冷流三通5，主路出口封闭，以玻璃观测窗进行光学测量，气流由旁路流出。经过CFD数值模拟计算，冷流三通的主路涡回流影响范围较小，旁路气流流动顺畅，对上游流动影响很小，满足单头部燃烧室的实验要求。

热流出口水冷段的设计,由于燃烧室出口温度高达1500K以上，采用不锈钢材料加工需对出口段进行水冷，根据壁面导热的热流和强度校核表明，满足强度和传热需求。

出口调压的设计，由于要对不同工况下的燃烧室进行调试，需要在燃烧实验段下游设置调压阀，在燃烧实验段下游分成两路，旁路设置孔板，主路设置高温调压阀，根据燃烧室的工况不同选择不同孔径的孔板，和主路的调压阀配合实现大范围、高精度的燃烧室内压力调节。

实验设备加热器***可模拟来流总温300～1000K，来流气流0.1～4.0MPa，来流流量0.0～1.0kg/s,实验气体为纯净高焓空气。

工作过程:

来流空气经过滤器后直接进入空气配气台，得到所需要的来流条件；气流经过混合器使空气均匀分配；来流空气经6台电加热器后进入加热器出口的混合器，使经过不同加热器的空气再次混合均匀；混合器出口接一个三通，将来流空气分为两路，一路经设备喷管进入实验模型，另一路为旁路***，经过水槽冷却后排出室外；旁路***采用非标自制水冷却散热器***将高温空气冷却，冷却介质为水，散热器放入水槽中，采用自来水供水循环；主路***先后设置有进气圆转方段1，等直稳压段2和扩压器3，扩压器3使来流增压减速，气流经扩压器3后进入航空涡轮发动机燃烧试验段4；在冷态实验中气流经冷流三通5结构件旁路进入出口圆转方段8，经由冷流三通5分为两路排出，出口两路分别由孔板9和电磁阀调节出口开度；在热态实验中气流经矩形水冷件喷水降温后进入出口圆转方段8。

PIV光学测量***包括激光器、同步器、高速相机和图像计算软件。对实验模型进行PIV光学测量时，先在进气圆转方段1喷入粒子，使得流场中布撒大量示踪粒子跟随流场运动；双脉冲式激光器主要作为照明光源，使用两台脉冲激光器经过光束合束器在空间上重合到一个面上，通过一个光路出口照射射出来，经过导光臂和片光源***，产生照明流场的脉冲片光源。由于在流场中布撒大量粒径小于10微米的示踪粒子跟随流场运动，把激光束经过组合透镜扩束成片光，片光经过后观测窗6照明流场，使用数码相机通过燃烧试验段4的左观测窗拍摄流场照片，右观测窗用发黑处理过的盲板做背景，以得到的前后两帧粒子图像，对图像中的粒子图像进行相关计算得到流场一个切面内定量的速度分布。进一步处理可得流场涡量、流线以及等速度线等流场特性参数分布。对实验模型进行TDLAS和CARS光学测量时，通过给燃烧试验段4的两侧观测窗打激光，合理布置光路，来测量试验件特定点的温度，其中TDLAS测量主燃孔周围沿两条路径上的积分温度；CARS测量主燃区中各点的温度。

高速相机主要由电耦合器件Charge Coupled Device，CCD作为图像传感器，CCD把图像转换成数字信号，通过外部触发一次，在极短时间内拍摄两帧图像为一组，同时将拍摄的多组图像数据传输到计算机内存中，在计算机上显示拍摄的图像。同步器通过内部时产生周期的脉冲触发信号，经过多个延时通道，产生延时触发信号，以便控制激光器、高速相机和计算机，使它们同时、协调工作。计算机用于存储图像采集板提供的图像数据，通过PIV***软件可实时地完成速度场的计算、显示和存储。分析软件采用图像处理算法对原图像进行还原，可得到测试区域的测量图像，采用二维快速Fourier变换,计算相关函数,根据速度定义,测量质点在已知时间间隔内的位移,得到其速度。同时测量多个质点,可获得流场分布图。

Claims (2)

1.一种航空发动机主燃烧室的综合光学测量平台，包括光学测量***，其特征在于:还包括进气圆转方段、等直稳压段、扩压器、燃烧试验段、冷流三通、后观测窗、热流出口水冷段、出口方转圆段、孔板，进气圆转方段安装在等直稳压段前端部，等直稳压段与扩压器固定连接，燃烧实验段位于扩压器与出口方转圆段之间，燃烧实验段两端通过连接法兰分别与扩压器、出口方转圆段固定连接，燃烧实验段两侧镶嵌玻璃观测窗用于光学测量，冷流三通与出口方转圆段固连，旁路上安装有孔板和后观测窗，主路上设有调压阀，孔板与调压阀配合调节燃烧室内压力；在冷态实验中气流经冷流三通旁路进入热流出口水冷段排气；在热态实验中气流经矩形水冷件喷水降温后进入出口方转圆段；

光学测量***对燃烧试验段进行PIV光学测量，在进气圆转方段喷入粒子，流场中布撒的示踪粒子随气流运动，将激光束经过组合透镜扩束成片光照明流场，使用数码相机拍摄流场得到粒子图像，对粒子图像进行相关计算得到流场一个切面内定量的速度分布，以及处理后得到流场涡量、流线及等速度线等流场特性参数分布。

2.根据权利要求1所述的航空发动机主燃烧室的综合光学测量平台，其特征在于:粒子直径小于10微米。