一种航空发动机加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置制造方法及图纸

本申请属于航空发动机加力燃烧室试验技术领域，具体涉及一种航空发动机加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置，在具体应用时，可将外机匣后段

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置


[0001]本申请属于航空发动机加力燃烧室试验
，具体涉及一种航空发动机加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置
。

技术介绍

[0002]航空发动机加力燃烧室试验，利用进口流场模拟测量装置，模拟加力燃室进口流场，并进行进口流场参数的测量
。
[0003]当前，航空发动机加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置中整流叶栅角度固定，仅能够模拟特定旋流角度的进口流场，在需要模拟不同旋流角度的进口流场时，需要制作
、
加工
、
更换带有相应角度整流叶栅的进口流场模拟测量装置，耗时
、
费力，浪费资源
。
[0004]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请
。
[0005]需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，其并不必然属于本申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性
。

技术实现思路

[0006]本申请的目的是提供一种航空发动机加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷
。
[0007]本申请的技术方案是：
[0008]一种航空发动机加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置，包括：
[0009]外机匣前段；
[0010]内机匣前段，在外机匣前段内设置，其后端端面具有环形插槽；
[0011]内锥体，在内机匣前段内设置；
[0012]内机匣中段，套设在内锥体外周，其前端插插入到环形插槽中；
[0013]外机匣中段，套设在内机匣中段外周，其前端与外机匣前段之间通过连接边利用螺栓进行连接，后端内侧具有环形定位槽；
[0014]多个外涵进气道支板，沿周向支撑在内机匣中段
、
外机匣中段之间，与内机匣中段之间焊接连接，与外机匣中段之间通过螺栓连接；
[0015]整流叶栅，其内圈套设在内锥体外周，贴靠在内锥体外壁上，外圈滑入到环形定位槽中，外圈后端与环形定位槽之间形成有环形缝隙；
[0016]内机匣后段，套设在内锥体外周，其前端插入到环形缝隙中，与内机匣中段
、
内机匣前段构成内机匣；内机匣与内锥体之间形成内涵进气道；
[0017]外机匣后段，套设在内机匣后段外周，其前端与外机匣中段之间通过连接边利用螺栓进行连接，与外机匣中段
、
外机匣前段之间构成外机匣；外机匣与内机匣之间形成外涵进气道；
[0018]多个外涵进气流场测量支杆，通过安装座利用螺栓沿周向连接在外机匣前段上，
贯穿外机匣前段设置，伸入到外涵进气道中，伸入到外涵进气道中部分迎风面设置温度
、
压力测点；
[0019]多个内涵进气流场测量支杆，通过安装座利用螺栓沿周向连接在外机匣后段上，贯穿外机匣后段
、
内机匣后段设置，伸入到内涵进气道中，伸入到内涵进气道中部分迎风面设置温度
、
压力测点
。
[0020]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置中，内锥体为中空结构
。
[0021]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置中，还包括：
[0022]多个内涵进气道支板，沿周向支撑在内机匣前段
、
内锥体之间，与内锥体之间焊接连接，与内机匣前段之间通过螺栓连接
。
[0023][0024]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置中，还包括：
[0025]多个整流叶栅性能测量支杆，通过安装座利用螺栓沿周向连接在外机匣前段上，贯穿外机匣前段
、
内机匣前段设置，伸入到内涵进气道中，伸入到内涵进气道中部分迎风面设置温度
、
压力测点
。
附图说明
[0026]图1是本申请实施例提供的航空发动机加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置的示意图；
[0027]图2是图1的
A
‑
A
向局部剖视图；
[0028]图3是图1的
B
‑
B
向局部剖视图；
[0029]其中：
[0030]1‑
外机匣前段；2‑
内机匣前段；3‑
内锥体；4‑
内机匣中段；5‑
外机匣中段；6‑
整流叶栅；7‑
内机匣后段；8‑
外机匣后段；9‑
外涵进气流场测量支杆；
10
‑
内涵进气流场测量支杆；
11
‑
内涵进气道支板；
12
‑
外涵进气道支板；
13
‑
整流叶栅性能测量支杆
。
[0031]为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略
、
放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本申请的限制
。
具体实施方式
[0032]为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚
、
完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定
。
需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例
。
[0033]此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义
。
本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位
置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制
。
本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性
。
本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个
。
本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件
。
[0034]此外，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种航空发动机加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置，其特征在于，包括：外机匣前段
(1)
；内机匣前段
(2)
，在外机匣前段
(1)
内设置，其后端端面具有环形插槽；内锥体
(3)
，在内机匣前段
(2)
内设置；内机匣中段
(4)
，套设在内锥体
(3)
外周，其前端插插入到环形插槽中；外机匣中段
(5)
，套设在内机匣中段
(4)
外周，其前端与外机匣前段，后端内侧具有环形定位槽；多个外涵进气道支板
(12)
，沿周向支撑在内机匣中段
(4)、
外机匣中段
(5)
之间，与内机匣中段
(4)
之间焊接连接，与外机匣中段
(5)
之间通过螺栓连接
(1)
之间通过连接边利用螺栓进行连接；整流叶栅
(6)
，其内圈套设在内锥体
(3)
外周，贴靠在内锥体
(3)
外壁上，外圈滑入到环形定位槽中，外圈后端与环形定位槽之间形成有环形缝隙；内机匣后段
(7)
，套设在内锥体
(3)
外周，其前端插入到环形缝隙中，与内机匣中段
(4)、
内机匣前段
(2)
构成内机匣；内机匣与内锥体
(3)
之间形成内涵进气道；外机匣后段
(8)
，套设在内机匣后段
(7)
外周，其前端与外机匣中段
(4)
之间通过连接边利用螺栓进行连接，与外机匣中段
(5)、
外机匣前段

【专利技术属性】
技术研发人员：朱赟，赵明龙，高超，张哲衡，白春雨，董立，范子钰，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：