一种航空发动机燃料燃烧特性实验台的制作方法

本实用新型涉及工程热物理与燃烧技术技术领域，具体涉及一种航空发动机燃料燃烧特性实验台。

背景技术：

随着航空工业的发展，对航空发动机燃油的燃烧性能的要求增高，因而有必要对航油的着火和燃烧特性进行研究。现有的一些技术可以对燃料的着火与燃烧特性进行检测，如可以利用快压机，激波管等实验装置对燃料的点火延迟进行测量，可以用层流对冲火焰实验装置对燃料的层流火焰速度进行测量，但是这些检测方法不能考虑湍流对燃料的着火与燃烧特性的影响，不能涵盖航空发动机的实际工况，其检测结果与航空发动机的实际工况下燃料的着火与燃烧特性相差较大，所获得的数据与实际工况不匹配，只能作为参考。

另外一方面，目前可以涵盖航空发动机的实际工况的实验装置，如航空发动机台架，也存在一些不足。航空发动机台架体积较为庞大，造价较高，能够获取的实验数据较少，实验研究性不充分，不足以满足航空发动机的实际工况下燃料的着火与燃烧特性的检测的需要。因此，亟需要一种简单易行，成本较低，具有真实航空发动机燃烧头部，能涵盖航空发动机的实际工况，又能获取足够多的数据以检测航空燃料的着火与燃烧特性的综合实验检测台。

技术实现要素：

针对现有技术的不足，本实用新型提供一种航空发动机燃料燃烧特性实验台。

为实现上述目的，本实用新型的技术方案为：

一种航空发动机燃料燃烧特性实验台，包括底座和机匣，所述机匣内设有空气进气道和燃烧室，所述空气进气道的一端连接在底座上，另一端与燃烧室连接，所述燃烧室的烟气出口连接至机匣的顶部，所述空气进气道连接在底座上的一端开设有燃料入口和主燃风进风口，所述燃烧室内与空气进气道连接的部位设有点火棒，所述机匣上设有若干个冷却风进风口，所述机匣上还设置有监察组件，所述监察组件用于观测燃烧室内部情况以及安装收集数据用的器材。

进一步地，所述机匣包括机匣上部和机匣下部，所述机匣上部和机匣下部均为筒体结构，所述机匣上部与机匣下部密封连接，所述机匣下部内空气进气道和燃烧室以外的空间形成外腔，所述燃烧室的烟气出口连接至机匣上部的顶端。

进一步地，所述燃烧室包括石英管，所述石英管的两端分别设置有上石英管卡槽和下石英管卡槽，所述上石英管卡槽和下石英管卡槽上设有用于卡住石英管并使石英管的两端密封的卡槽，所述上石英管卡槽和下石英管卡槽上设有用于夹紧石英管的紧固件。

进一步地，所述机匣上部的筒体伸入机匣下部内一部分，所述上石英管卡槽与机匣上部的筒体连接，连接处为网状结构，所述下石英管卡槽与空气进气道连接，所述石英管的一端与空气进气道连通，另一端连接有烟气管道，所述烟气管道与石英管连通，并设置在机匣上部内，延伸至机匣上部的顶端。

进一步地，所述烟气管道为多段变径圆柱结构。

进一步地，所述监察组件包括设置在机匣上的若干个用于安装热电偶或传感器的内螺纹通孔和观测窗。

进一步地，所述观测窗所述观测窗包括在机匣下部的中部沿其径向方向伸出的短支管，所述短支管的端部通过法兰固定有玻璃窗。

进一步地，所述内螺纹通孔上设有用于密封机匣内部空间的穿孔卡套外螺纹接头。

进一步地，所述机匣的顶部连接有排气支管，所述排气支管上安装有压力控制阀。

进一步地，所述底座上设有升降支架。

本实用新型与现有技术相比，具有如下优点：

1.能够实现湍流流态下的燃烧，得到的燃料的着火与燃烧特性包含了湍流的影响，与实际情况更为接近；

2.能涵盖全部航空发动机的实际工况，可以全面展现燃料的着火与燃烧特性；

3.简单易行，成本较低，便于操作；

4.具有真实航空发动机燃烧头部，所检测出的燃料的着火与燃烧特性真实，可靠；

5.在实验台底部设置有升降支架，可以针对不同的检测设备作调整，以检测、记录不同高度位置的燃烧场信息与火焰形态，便于检测设备运作快速，有效进行；

综合上述几点，本实用新型可涵盖全部航空发动机的实际工况，全面展现燃料的着火与燃烧特性，而试验台上同时加设有用于观察燃烧室内部情况的观测窗以及用于安装热电偶或传感器的内螺纹通孔，以适配各种数据采集仪器采集内部燃烧数据，整体结构简单易行，成本较低，操作简便。

附图说明

图1为航空发动机燃料燃烧特性实验台的结构示意图；

图2为航空发动机燃料燃烧特性实验台的结构示意图；

图3为航空发动机燃料燃烧特性实验台的结构示意图；

附图标记说明：1、机匣；11、机匣上部；12、机匣下部；121、燃料入口；122、主燃风进风口；123、一次冷却风进风口；124、二次冷却风进风口；3、排气支管；4、空气进气道；41、旋流风挡板；5、燃烧室；51、上石英管卡槽；52、下石英管卡槽；53、石英管；54、紧固件；6、烟气管道；61、通气孔；7、观测窗；8、内螺纹通孔；9、底座。

具体实施方式

为使本实用新型的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本实用新型作进一步详细的说明。

实施例

如图1所示，一种航空发动机燃料燃烧特性实验台，底座9、机匣1以及排气支管3，机匣1包括机匣上部11和机匣下部12，机匣上部11和机匣下部12均为筒体结构，并且机匣上部11的底部与机匣下部12的顶部密封连接，排气支管3连接在机匣上部11的末端，并安装有压力控制阀，机匣下部12内设有空气进气道4和燃烧室5，燃烧室5延伸至机匣上部11内，空气进气道4的一端连接在底座9上，另一端与燃烧室5连接，空气进气道4连接在底座9上的一端设有燃料入口121和主燃风进风口122，燃烧室5内与空气进气道4连接的部位设有点火棒，机匣下部12内空气进气道4和燃烧室5以外的空间形成外腔，而机匣下部12上开设有若干个冷却风进风口。

如图1和图2所示，空气进气道4和燃烧室5均为圆筒结构，与机匣1同轴设置，空气进气道4与底座9连接的一端设置有燃料入口121，而空气进气道4的侧面设置有主燃风进风口122，主燃风进风口122在空气进气道4的侧面上均布设置有2个，空气进气道4与燃烧室5连接的一端还设有旋流风挡板41，使其形成内外双层的旋流风结构。燃烧室5由石英管53组成，石英管53的两端分别设置有上石英管卡槽51和下石英管卡槽52，上石英管卡槽51和下石英管卡槽52上均开设有用于卡住石英管53并使石英管53的两端密封的卡槽，上石英管卡槽51和下石英管卡槽52上还加设有用于夹紧石英管53的紧固件54，紧固件54为可调节自身长度以便于安装石英管53的零件即可，本实施例中采用丝杆和螺母来对其抵紧，使上石英管卡槽51和下石英管卡槽52能紧扣石英管53，使其保持密封。

如图2和图3所示，机匣上部11直径小于机匣下部12直径，且机匣上部11的筒体伸入机匣下部12内一部分，上石英管卡槽51与机匣上部11伸入机匣下部12的筒体末端连接，机匣上部11伸入机匣下部12的筒体末端处为圆柱网状结构，以在连通机匣上部11和机匣下部12的外腔空间的同时，便于冷却风的吹入与烟气混合。下石英管卡槽52与空气进气道4连接，石英管53的一端与空气进气道4连通，并设有点火棒，另一端连接有烟气管道6，烟气管道6与石英管53连通，并同轴设置在机匣上部11内，将烟气排出至排气支管3处，而烟气管道6的结构为多段的变径圆柱结构，并且在变径圆柱结构的下方底部部分设有通气孔61，这样设置，在通入冷却风的时候，能有效通过其变径部分对烟气管道6内部进行通风冷却。

如图1所示，在机匣下部12还设有若干个用于供数据采集和检测数据的观测窗7，观测窗7具体数量为四个，沿机匣下部12的周向方向均布设置，而观测窗7具体结构为在机匣下部12的中部沿其径向方向伸出的短支管，短支管的端部通过法兰固定有玻璃窗。机匣1上设有若干用于安装热电偶或传感器的内螺纹通孔8，内螺纹通孔8上设有用于密封机匣1内部空间的穿孔卡套外螺纹接头，以保证机匣1内部空间的密封性能。冷却风进风口包括一次冷却风进风口123和二次冷却风进风口124，一次冷却风进风口123在底座9上设有2个，其可根据实际情况需要，输出不同气量的气体，如输出冷却风或者对观测窗7附近输出清洗气；二次冷却风进风口124设置在机匣下部12的顶部位置，与机匣上部11连接的位置部位附件的位置处，用于对烟气管道6和燃烧室5的出口部分冷却。

具体地，内螺纹通孔8的位置设置在每两个观测窗7之间的机匣下部12外壁上以及机匣上部11的外壁上，机匣上部11的中下段的外壁沿轴向对称设置了两排内螺纹通孔8，机匣上部11的上段还设置了若干个中心对称的内螺纹通孔8，并且对应机匣上部11内部的烟气管道6在同样的位置上也设置有内螺纹通孔8，以供传感器伸入检测相应数据。同时底座9上还可设有升降支架，其作用在于可根据需要调整观测窗7的坐标位置，以与数据采样及检测系统配合，对内部燃烧情况进行数据采集与分析。

具体地，在使用的时候，首先燃气与主燃风会通过设置在机匣下部12和底座9上的主燃风进风口122以及燃料入口121进入到空气进气道4内，主燃风经过空气进气道4内部的旋流风挡板41形成双层旋流风，并与燃气进行混合，经过混合的主燃风、燃气混合物通过空气进气道4后，进入到燃烧室5内，然后利用点火棒产生的电火花对混合物引燃，使其在燃烧室5内充分燃烧。最后混合物燃烧后的烟气通过烟气管道6流通至排气支管3内，此时通过烟气管道6的变径圆柱结构上的通孔与冷却风结合冷却，再进一步从排气支管3排出。

在实验台对燃料进行燃烧特性实验的时候，用于观测和数据采样的设备可通过实验台上的内螺纹通孔8以及观测窗7对内部的燃烧情况进行数据采样，从而对航空燃料着火与燃烧特性的检测标准参数进行补充。

上述实施例只是为了说明本实用新型的技术构思及特点，其目的是在于让本领域内的普通技术人员能够了解本实用新型的内容并据以实施，并不能以此限制本实用新型的保护范围。凡是根据本实用新型内容的实质所做出的等效的变化或修饰，都应涵盖在本实用新型的保护范围内。