【技术实现步骤摘要】
一种超高温低流阻燃气取样器
[0001]本申请属于航空发动机计量仪器
,特别涉及一种超高温低流阻燃气取样器
。
技术介绍
[0002]航空发动机燃烧室出口温度场对于涡轮使用寿命具有重要影响,随着发动机的推重比持续增加,使得燃烧室的出口温度不断提高,推重比
12
的航空发动机的燃烧室温升达
1150K
,热点温度高达
2300K
以上,而更高推重比的航空发动机的燃烧室温升将高达
1400K
,热点温度将超过
2500K
,已经远远超过在氧化环境中具有较长寿命的铂铑
、
铱铑等热电偶的测温极限
。
[0003]燃气分析方法是测量高温常用的技术手段,其是一种接触式测试技术,燃气取样器直接与发动机燃烧室喷出的高温燃气接触,其在高温高压环境下的安全性决定了燃气分析技术高温测试能力
。
[0004]现有的高温取样装置,安装座常采用高温合金材料加工而成;迎风及背风面板为直板形状
。
[0005]现有的燃气取样器有四方面缺点:
a)
取样器出口燃气温度过高,经常将与其连接的软管烧坏;
b)
取样器安装在模型试验管路中,取样器产生较大的流阻,影响试验状态;
c)
取样器内部水套流路在拐角处常产生回流区,造成外壳体的局部有热点产生,导致壳体材料发生塑性变形;
d)
来气温度超过一定值时,取样器安装座壁温超温,缩短取样器 ...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.
一种超高温低流阻燃气取样器,其特征在于,包括:壳体
、
取样管
(5)
以及取样器安装座
(8)
;壳体内部形成容纳取样管
(5)
的冷却腔,壳体一侧面具有取样孔,每个取样管
(5)
的进口分别通过所述取样孔与外界连通;取样管
(5)
的另一端通过壳体另一侧面的穿孔伸出所述冷却腔外;所述冷却腔通过支板分为来流通道与排流通道,来流通道通过进水管
(3)
注入冷却介质,排流通道通过回水管
(6)
排出冷却介质;取样器安装座
(8)
具有安装通孔,所述壳体套在所述安装通孔中,取样器安装座
(8)
的外表面内置用于冷却的水套流路结构
。2.
如权利要求1所述的超高温低流阻燃气取样器,其特征在于,壳体包括两个盖面板
(12)、
过渡连接两个盖面板
(12)
的侧面板,其中,盖面板
(12)
呈“7”字型,包括靠近取样孔的前半段以及靠近所述穿孔的后半段,前半段的宽度大于后半段的宽度,使相邻取样管
(5)
在前半段位置处保持有的一定的距离的空间,取样管
(5)
具有与“7”字型盖面板
(12)
对应的折弯,取样管
(5)
在所述冷却腔中呈波浪状
。3.
如权利要求2所述的超高温低流阻燃气取样器,其特征在于,所述支板包括隔板
(13)
与支撑隔板
(14)
,隔板
(13)
呈“7”字型将冷却腔分为来流通道与排流通道,来流通道与排流通道在靠近取样孔处连通
。4.
如权利要求3所述的超高温低流阻燃气取样器,其特征在于,在前半段位置处的通过多个支撑隔板
(14)
将来流通道分隔为...
【专利技术属性】
技术研发人员:盛超,王冠,姜光,董立,赫嘉伟,杨闯,
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:
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