CN114136633B - 一种增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构，整体呈半封闭式双层圆筒，其开口端外圆柱面周向均匀分布多个进气孔结构。出气孔为圆形，处于圆筒闭口端面的高半径位置，用于使试验气流流向偏转特定的角度。供气腔闭口端面中心位置安装一个由凹透镜与凸透镜组成的***窗，供气腔中间空心区域放置红外热像仪，红外热像仪透过***窗可对涡轮盘试验件进行拍摄获取其温度场。上述***窗用于改变涡轮盘试验件辐射出的红外线传播路线，打破由于试验件特殊结构需求以及传统红外热像仪视场角度不足而引发的红外线光路传播限制，使传统的红外热像仪能够接收到整个转子的红外辐射，获得完整的涡轮盘试验件温度场。

Description

一种增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的 供气腔结构

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，尤其涉及一种增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构。

背景技术

航空发动机旋转盘腔***承担着典型航空发动机限寿件涡轮盘的冷却工作，对航空发动机的安全性和寿命具有重要意义。因此航空发动机旋转盘腔***的换热特性试验研究一直以来都是发动机研发过程中的重点研究内容。

航空发动机旋转盘腔试验***换热特性研究中需要测得涡轮盘试验件表面的温度分布。传统的旋转盘腔换热试验研究中，常用的涡轮盘温度测试方法包括热色液晶测温、热电偶测温以及红外热像仪测温。其中热色液晶测温技术可以获取涡轮盘的温度场，但是其测温范围比较小，特别是难以应用于温度梯度较大的工况。并且热色液晶价格昂贵，还无法循环利用，会显著增加试验成本。热电偶价格便宜且温度测试范围广，而且能循环使用，但是只能测得单点的温度。如果要获得整个试验件的温度场，特别是需要捕捉试验件温度周向分布的非均匀特征时，需要在涡轮盘试验件表面布置密集的热电偶测温点才有可能获得试验件表面近似的温度场。但是热电偶测点布置的过于密集则需要在涡轮盘试验件内部开设大量的引线孔，这会显著改变试验件结构及应力分布状态，对试验效果及试验***安全性带来危害性影响。同时利用热电偶测试旋转涡轮盘试验件的温度时还需要配合应用滑环引电器装置将旋转测试信号转化成静止信号后输入到采集***中。滑环引电器装置价格昂贵，且存在一定的使用寿命，这也会提高试验研究的成本。红外热成像技术作为非接触式测温方法，其应用不会对涡轮盘试验件结构产生影响。并且测温范围广，可循环使用，能获取完整的涡轮盘温度场以及温度场的瞬态演化历程。可以有效避免热色液晶与热电偶应用过程中存在的诸多问题。

尽管红外热成像测温技术存在诸多优势，但是由于此种方法在应用过程中需要在旋转盘腔试验件静子件上开设***窗结构，这使得部分特殊结构的旋转盘腔试验***无法正常应用这种测温技术。如图1所示的高位预旋进气旋转盘腔***。在预旋盘的高半径位置存在出气预旋孔。利用红外热像仪测涡轮盘试验件D的温度时，只能在预旋盘的中心位置开设***窗C，使热像仪镜头透过***窗C进行测试。由于试验件结构上的特殊需求，静子件与涡轮盘试验件之间距离较小，同时由于强度的限制，***窗面积不能开得过大，涡轮盘试验件向外辐射的红外线传播路径会受到限制。此外红外热像仪测试***E的视场角度β也存在限制，现有的红外热像仪标准镜头视场度不超过30°，市面上销售的红外广角镜头视场角度不超过50°。这导致在这种结构的旋转盘腔试验***中采用传统红外测温的方法，热像仪只能拍摄到涡轮盘试验件中心区域附近的位置，高半径区域的温度场无法获取，如图2所示。

发明内容

针对上述问题，本发明提出一种增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构，能够对旋转盘腔试验***提供一定预旋角度的试验气流，同时通过设计的红外透镜组改变红外线传播路径，使传统热像仪能够接收到涡轮盘试验件的全部红外辐射，从而获得整个涡轮盘试验件温度场。

本发明增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构，具有半封闭式双层筒状结构鼓筒、预旋盘与红外透镜组。

所述鼓筒的双层筒状结构之间为气流通道，内部用于安装红外热像仪；鼓筒后端周向安装有与气流通道相同的进气管；鼓筒前端固定安装预旋盘；预旋盘中心开孔内安装红外透镜组。通过预旋盘与上游气流通道以及进气管，改变气流方向，对旋转盘腔实验***，提供一定预悬角度的试验气流。

所述红外透镜组由一个位于外侧的凹透镜，与一个位于内侧的凸透镜构成。红外透镜组可以改变旋转盘腔试验件中红外线的传播路径，使旋转盘腔试验件内部的涡轮盘试验件表面的所有红外辐射都能透过透镜组被红外热像仪接收到，从而可获得整个涡轮盘试验件的温度场。

本发明的优点在于：

1、本发明增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构，在能够对旋转盘腔试验***提供一定预旋角度的试验气流的同时，中心透镜组能够改变红外线传播路径，从而起到增大传统红外热热像仪视场角度的效果。

2、本发明增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构，透镜组中的凹透镜与凸透镜利用红外材料进行加工，视场角度可根据实际需求，通过设计两块透镜的焦距组合来确定，能够实现整个涡轮盘试验件的温度场测试，捕捉涡轮盘试验件温度演化历程与温度的周向非均匀分布特征。

附图说明

图1为传统的航空发动机高位预旋进气旋转盘腔试验件结构示意图；

图2为传统的航空发动机高位预旋进气旋转盘腔试验件红外线传播路线示意图；

图3为本发明提供的一种增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构示意图；

图4为本发明提供的一种增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构剖视示意图。

图5为红外热像仪安置平台在内层鼓筒内部位置状态示意图。

图6为本发明提供的一种增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构中红外透镜组工作原理示意图。

图7为红外热像仪原始镜头测温效果照片。

图8为本发明与红外热像仪组合测温效果。

图中：

1-鼓筒件 2-红外透镜组 3-预旋盘

4-红外热像仪 5-试验气流通道 6-油漆喷涂点

7-红外热像仪温度取值点 8连接孔 101-内层鼓筒

102-外层鼓筒 103-圆环结构底面 104-进气管结构

105-热像仪安置平台 201-透镜组壳体 202-凹透镜

203-凸透镜 301-预旋孔

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细说明。

本发明增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构，包括鼓筒件1、红外透镜组2、预旋盘3与红外热像仪4，如图3、图4所示。

所述鼓筒件1为双层鼓筒结构，双层鼓筒中间部分为试验气流通道5。由于上述结构的鼓筒件1无法直接进行加工，因此本发明所采用下述方式加工形成鼓筒件1：首先选取能够满足加工需求鼓筒件1尺寸的鼓筒毛坯件，利用车削的加工方式加工出圆筒状内层鼓筒101与外层鼓筒102结构，其中内层鼓筒101内径根据试验所用红外热像仪4尺寸进行确定，保证红外热像仪4能够放置在内层鼓筒101内部。随后加工出圆环结构底面103，将圆环结构底面103外缘周向与外层鼓筒102末端周向间焊接固定；将圆环结构底面103内缘周向与内层鼓筒101末端周向间焊接固定，最终整体形成半封闭式双层鼓筒件1。

上述外层鼓筒102在靠近其末端位置周向设计有多个与试验气流通道5相通的进气管结构104。进气管结构104的直径、周向数量、长度根据实际供气需求确定。外层鼓筒101的前端周向焊接有外翻的环形法兰安装边，用于连接预旋盘3。

上述内层鼓筒101内部中段焊接有水平的热像仪安置平台105，如图5所示，用于安装红外热像仪4。内层鼓筒101的前端周向焊接有内翻的法兰安装边，用于连接预旋盘3。

所述预旋盘3为圆盘，与前述鼓筒件1同轴设置，与外层鼓筒102和内层鼓筒101前端环形法兰安装边贴合，周向上通过等角度间隔排布的螺钉与环形法兰安装边上开设的连接孔8配合拧紧，实现预旋盘3在鼓筒件1前端面上的固定；且预旋盘3外缘周向与外层鼓筒102的环形法兰安装边外缘齐平。预旋盘3高半径位置周向上等角度间隔设计有与试验气流通道5相通的预旋出气孔301，预选出气孔301所处半径位置、数量及孔径根据实际供气需求确定。预旋出气孔301采用钻孔的方法进行加工形成，预旋角度α为预旋出气孔301的轴线与所述预旋盘3法线之间的夹角，且0°≤α≤85°。通过预旋盘3与上游试验气流通道5以及进气管结构104，改变气流方向，对旋转盘腔实验***，提供一定预悬角度的试验气流。上述预旋盘3中心位置利用车削的方法加工有出两阶台阶圆孔结构，用于安装红外透镜组2。

所述红外透镜组2由外部透镜组壳体201与内部红外透镜组成。其中，透镜组壳体201为筒状结构，外壁周向具有台肩。透镜组壳体201内嵌于前述预旋盘3中心处的台阶孔内，并粘结固定；通过台肩实现透镜组壳体201与台阶孔间的轴向定位。

红外透镜包括凹透镜202与凸透镜203。其中，凹透镜202嵌入固定于透镜组壳体201内部外侧；凸透镜203嵌入固定于透镜组壳体201内部内侧。凹透镜202与凸透镜203利用红外锗玻璃等具有红外穿透能力的材料加工而成；红外透镜组2的视场角度为50°～180°，具体角度根据实际拍摄需求确定。

红外透镜组2可以改变旋转盘腔试验件中红外线的传播路径，使旋转盘腔试验件内部的涡轮盘试验件表面的所有红外辐射都能透过透镜组被红外热像仪4接收到，从而可获得整个涡轮盘试验件的温度场，如图6所示。

对于涡轮盘腔试验件而言，图1中所示的涡轮盘试验件D独立于本发明之外。旋转盘腔试验件其余结构包含在本发明之内，如图1中的预旋盘3。在实际应用中，本发明将作为航空发动机高位预旋进气旋转盘腔试验件的静子供气***为图1所示的旋转盘腔试验件供应具有特定流向的空气气流。同时预旋盘3中心位置安装有红外透镜组2用于改变红外线传播路径，扩大红外视场角度。内层鼓筒101焊接上水平设置的热像仪安置平台105，其上安装红外热像仪4，保证红外热像仪4镜头与两个透镜同轴，轴向距离可根据实际需求进行调节；通过红外透镜组2可实现对涡轮盘试验件表面温度场的测试。

本发明的应用对于红外热像仪4原始镜头而言额外增加了两块红外透镜，这在一定程度上会改变红外热像仪4原始红外接收***的接收到的红外线强度，导致测试结果与原始标准镜头相比存在一定的差别，因此需要对本发明与标准红外热像仪组成的组合测试***进行标定。标定方法如图7与图8所示，用与涡轮盘试验件表面发射率相差较大的油漆在试验件表面做出喷涂点10，使热像仪温度取值点11与油漆喷涂点10的位置保持一致。室温环境下利用电感加热器对涡轮盘试验件盘缘进行加热，加热过程中涡轮盘试验件缓慢旋转，保证受热均匀。在涡轮盘试验件表面温度升高的过程中，不适用本发明供气腔的状态下，单独利用红外热像仪4记录温度随时间的演化规律数据。在同样的室温初始环境、相同加热功率、相同转速情况下再次对涡轮盘试验件进行加热，温度演化过程中利用本发明供气腔结构改变红外线传播路径，并利用供气腔内设置的红外热像仪4进行测温，记录各测温点随时间变化的数据。将此次记录的数据与之前记录的数据进行对比修正即完成对本发明引入的红外热像仪4接收红外线强度变化的修正。

单独采用红外热像仪4与采用本发明供气腔结构，在距涡轮盘试验件相同距离处测得的测试结果如图7与图8所示，本发明中的红外透镜组2将红外热像仪4视场角度由30°提升至110°。图7为单独利用红外热像仪4的镜头在旋转盘腔试验件静子件结构被拆除后的测试结果，但即使在此种状态下也只能拍摄到涡轮盘温度场50％左右的面积。图8为本发明供气腔中的红外热像仪4测温结果，此种状态下不仅不需拆除旋转盘腔试验件静子件，保证试验件的完整性，还能拍摄到涡轮盘温度场80％以上的面积。

Claims (6)

1.一种增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构，其特征在于：具有半封闭式双层筒状结构鼓筒、预旋盘与红外透镜组；

所述鼓筒的双层筒状结构之间为气流通道，内部用于安装红外热像仪；鼓筒后端周向安装有与气流通道相同的进气管；鼓筒前端固定安装预旋盘；预旋盘中心开孔内安装红外透镜组；

所述红外透镜组由一个位于外侧的凹透镜，与一个位于内侧的凸透镜构成。

2.如权利要求1所述一种增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构，其特征在于：预旋孔预旋角度α为孔的轴线与预旋盘法线之间的夹角，且0°≤α≤85°。

3.如权利要求1所述一种增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构，其特征在于：红外透镜组视场角度为50°～180°。

4.如权利要求1所述一种增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构，其特征在于：鼓筒加工方式为：首先选取能够满足加工需求鼓筒尺寸的鼓筒毛坯件，利用车削的加工方式加工出圆筒状内层鼓筒与外层鼓筒结构，其中内层鼓筒内径根据试验所用红外热像仪尺寸进行确定，保证红外热像仪能够放置在内层鼓筒内部；随后加工出圆环结构底面，将圆环结构底面外缘周向与外层鼓筒末端周向间焊接固定；将圆环结构底面内缘周向与内层鼓筒末端周向间焊接固定，最终整体形成半封闭式双层鼓筒件。

5.如权利要求1所述一种增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构，其特征在于：红外热像仪安装于鼓筒内部设计的热像仪安置平台上，且红外热像仪的镜头与红外透镜组同轴。

6.如权利要求1所述一种增大航空发动机高位进气旋转盘腔试验***红外视角的供气腔结构，其特征在于：红外透镜组安装于预旋盘中心位置开设的阶梯孔内嵌入的透镜组壳体中。

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