本發明屬于空氣加熱裝置領域，具體涉及一種航空發動機地面直連式試驗空氣加熱裝置。
背景技術：
直連式試驗技術是航空發動機研究中的一項非常關鍵的技術。航空發動機直連式試驗技術是在地面通過管道或者模擬喉道把航空發動機燃燒室和試驗裝置直接連接起來，通過對試驗裝置的調節，人為地使燃燒室進口氣流參數和排氣參數與實際飛行時的氣流參數相同，燃燒室的進口氣流參數包括流量、總溫、總壓及馬赫數，其中進口氣流的馬赫數與結構有關，在保證了來流流量、總溫及總壓的前提條件下，當進口截面與實際飛行時保持一致，就嚴格保證了來流馬赫數。
現有技術的航空發動機地面直連式試驗空氣加熱裝置大多采用電加熱的吸熱式加熱器，如在文獻amnonnetzer,alongany.burningandflameholdingcharacteristicsofaminiaturesolidfuelramjetcombustor[r].aiaa88-3044,1988.中提到的電加熱器，這種空氣加熱器加熱范圍有限，最高只能達到800k，而且耗電量大，研究成本高。在發動機直連式試驗中也有使用燃料燃燒來加熱空氣的裝置，如在文獻李小平，葛李虎，欒希亭.加熱器在沖壓發動機試驗技術中的應用研究[j].火箭推進，2007,33(3):14-19.中提到的沖壓發動機直連試驗臺，但這些裝置往往體型龐大，結構復雜，所需氣量大，導致研究成本很高。
技術實現要素：
本發明所解決的技術問題在于提供一種航空發動機地面直連式試驗空氣加熱裝置，以解決現有加熱器結構復雜、試驗成本高的問題。
實現本發明目的的技術解決方案為：
一種航空發動機地面直連式試驗空氣加熱試裝置，包括空氣入口管、管道、第一轉接體、火焰穩定器、燃燒罐和第二轉接體；
所述空氣入口管位于整個加熱裝置的一端，空氣入口管一端設有空氣入口；空氣入口管另一端與管道相連；所述管道的另一端通過第一轉接體與燃燒罐相連；火焰穩定器位于燃燒罐內，且火焰穩定器位于第一轉接體與燃燒罐內之間，火焰穩定器的圓錐端朝向管道一側；所述燃燒罐另一端與第二轉接體相連；所述第二轉接體的另一端設有燃氣出口；所述管道靠近空氣入口管端徑向設有氫氣入口；管道靠近第一轉接體端徑向設有點火口；所述燃燒罐中間徑向設有氧氣入口；燃燒罐靠近第二轉接體端徑向設有壓力傳感器接口和溫度傳感器接口；壓力傳感器接口和溫度傳感器接口上分別安裝有壓力傳感器和溫度傳感器。
本發明與現有技術相比，其顯著優點：
(1)使用h2和空氣燃燒加熱，使得進入發動機燃燒室的氣體潔凈，品質好，在燃燒罐5中部添加氧氣，更能接近發動機實際工作狀況；
(2)燃燒穩定性好，加熱范圍廣(600k～1500k)，并可滿足航空發動機在來流速度2～4.5ma之間的模擬試驗；
(3)結構簡單，體積小，研究成本低，安全穩定性高。
下面結合附圖對本發明作進一步詳細描述。
附圖說明
圖1為航空發動機地面直連式試驗空氣加熱裝置剖視結構示意圖。
具體實施方式
為了說明本發明的技術方案及技術目的，下面結合附圖及具體實施例對本發明做進一步的介紹。
本發明的一種航空發動機地面直連式試驗空氣加熱裝置，包括空氣入口管1、管道2、第一轉接體3、火焰穩定器4、燃燒罐5和第二轉接體6；
所述空氣入口管1位于整個加熱裝置的一端，空氣入口管1為兩端設有通孔的圓柱形腔體結構，空氣入口管1一端設有空氣入口11，用于連接外部空氣壓力罐；空氣入口管1另一端與管道2相連；所述管道2的另一端通過第一轉接體3與燃燒罐5相連；火焰穩定器4位于燃燒罐5內，且火焰穩定器4位于第一轉接體3與燃燒罐5內之間，火焰穩定器4的圓錐端朝向管道2一側；所述燃燒罐5另一端與第二轉接體6相連；所述第二轉接體6的另一端設有燃氣出口61；所述管道2靠近空氣入口管1端1/3處位置，徑向設有氫氣入口21，用于連接外部氫氣壓力罐；管道2靠近第一轉接體3端徑向設有點火口22，用于火花塞點點燃氣體；所述燃燒罐5中間徑向設有氧氣入口51，用于連接外部氧氣壓力罐；燃燒罐5靠近第二轉接體6端徑向設有壓力傳感器接口52和溫度傳感器接口53；壓力傳感器接口52和溫度傳感器接口53上分別安裝有壓力傳感器和溫度傳感器，分別用于測試燃燒罐5內燃燒時的氣體壓力和溫度變化，以便調整進入外部航空發動機在的來流速度和來流溫度。
進一步的，所述第一轉接體3為一端圓錐形、另一端為圓柱形的構成的塔形腔體結構；圓錐端與管道2相連，圓柱端設有外螺紋與燃燒罐5內螺紋通過螺紋相連，燃燒罐5內與第一轉接體3相連端設有一圈臺階，火焰穩定器4通過第一轉接體3卡入燃燒罐5臺階上。
進一步的，所述空氣入口11數量為n個(n≥1)均勻分布在空氣入口管1端面軸向一周；優選的，n為4個，可以同時連接4個空氣壓力罐，便于保證供給空氣壓力的穩定性。
所述火焰穩定器4的圓錐體的圓錐角在30°～60°之間，有利于燃燒氣體穩定過度到燃燒室。
所述氧氣入口51數量為m個(m≥1)，均勻分布在燃燒罐5的一周；氧氣入口51越多越好，便于氧氣與前端燃燒后的氣體均勻混合。
在航空發動機地面試驗中，要嚴格保證試驗模型進口空氣的流量、總溫、總壓和馬赫數，其中模擬總溫是一項非常關鍵和重要的環節。本實施例通過外部氣管的壓力控制空氣和h2的混合比例以及流量并進而控制燃燒罐5內的總溫。試驗空氣從進氣口11進入空氣入口管1，空氣和h2在管道2中混合，在管道2內通過點火口22點火后，燃燒氣體沿著火焰穩定器4的中心錐進入燃燒罐5內。氫氣在火焰穩定器4的作用下與空氣充分混合，并在燃燒罐5內穩定燃燒，從而提高來流試驗空氣總溫。在燃燒罐5中部添加氧氣，以補充混合氣體中消耗掉的氧氣，使得地面試驗發動機來流氣體中氧氣含量與其在空中飛行時氧氣含量一致。通過溫度傳感器和壓力傳感器分別測出燃燒罐5內氣體的溫度和壓力，與理論值進行比較，進而調整空氣和h2混合比例以及流量。然后經過加熱裝置處理的高溫氣體通過燃氣出口61噴出得到所需要的高總溫氣體。
本發明采用h2和空氣燃燒加熱，使得進入發動機燃燒室的氣體潔凈，品質好，在燃燒罐5中部添加氧氣，以補充混合氣體中消耗掉的氧氣，使得地面試驗發動機來流氣體中氧氣含量與其在空中飛行時氧氣含量一致，更能接近發動機實際工作狀況；通過溫度傳感器和壓力傳感器分別測出燃燒罐5內氣體的溫度和壓力，調整加熱范圍(600k～1500k)，可滿足航空發動機在來流速度2～4.5ma之間的模擬試驗；本發明結構簡單，不需要冷卻裝置，研究成本低，安全穩定性高。
雖然本發明已以較佳實施例揭露如上，然其并非用以限定本發明。本發明所屬技術領域中具有通常知識者，在不脫離本發明的精神和范圍內，當可作各種的更動與潤飾。因此，本發明的保護范圍當視權利要求書所界定者為準。