本发明专利技术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。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空发动机光学测量
，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。
技术介绍
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 ant1-Stokes Raman Scattering)和TDLAS(Tunable D1de Laser Absorpt1n 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。国外的光学测量系统专业面广、种类齐全。国内在90年代中期前，尽管也有极少数的理论研宄工作开展，但直到90年代中期以后，才有条件系统地开展光学测量的实验和理论研宄。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。
技术实现思路
为了避免现有技术存在的不足，本专利技术提出一种航空发动机主燃烧室的综合光学测量平台。本专利技术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，包括光学测量系统，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；光学测量系统对燃烧试验段进行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。有益效果本专利技术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宄。本专利技术对燃烧室进行了煤油雾化、PIV速度场、CARS温度、SVRS组分、TDLAS温度场测量研宄。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。本专利技术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专利技术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为本专利技术的冷流状态下前后转接段示意图。图2为本专利技术的冷流状态下前后转接段剖视图。图3为本专利技术的燃烧状态下前后转接段示意图。图4为本专利技术的燃烧状态下前后转接段剖视图。图5为本专利技术的燃烧试验段示意图。图6为本专利技术CFD计算所得流线图。图7为本专利技术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和光学测量系统组成。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，主路出当前第1页1 2 本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种航空发动机主燃烧室的综合光学测量平台，包括光学测量系统，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；光学测量系统对燃烧试验段进行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。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：宋文艳，张冬青，唐军，雷晓龙，肖隐利，李建平，陈亮，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61
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