專利名稱：一種航空發動機試車臺用螺旋式熱量收集排氣裝置的制作方法
技術領域：
本發明屬于航空發動機技術領域，特別是涉及一種航空發動機試車臺用螺旋式熱量收集排氣裝置。
背景技術：
目前，現有的供生產試驗用航空發動機試車臺由帶消音器的進氣部分、被試發動機、引射筒以及帶消音器的排氣部分組成，如圖1所示。其中，被試發動機每小時約消耗5 噸航空煤油，產生的熱能除了對發動機本身做功外，尚有大部分未經利用就排向大氣。在不開加力的情況下，排出氣體的溫度在1100K以上；在開加力的情況下，排出氣體的溫度可達 2000K，能量損失巨大。
發明內容
針對現有航空發動機試車臺能量損失巨大的問題，本發明提供一種航空發動機試車臺用螺旋式熱量收集排氣裝置；該裝置以水為介質，可回收航空發動機試車過程中排出氣體的大部分熱能，以供二次利用。為了實現上述目的，本發明采用如下技術方案，一種航空發動機試車臺用螺旋式熱量收集排氣裝置，包括底座，在底座上固定有筒壁，在筒壁內設置有中空的螺旋吸熱裝置；所述螺旋吸熱裝置的進水口與具有冷水進水閥門的冷水進水管的一端相連接，冷水進水管的另一端與冷水水源相連接，所述螺旋吸熱裝置的出水口與具有熱水排水閥門的熱水排水管的一端相連接，熱水排水管的另一端與具有熱水保溫箱放水閥門的熱水保溫箱相連接。為了防止發動機排氣熱量向外圍散失，同時引導排氣氣流按螺旋方式流動；所述筒壁由保溫隔熱材料制成。本發明的有益效果本發明可有效回收航空發動機試車過程中排出氣體的大部分熱能。通過相關排氣流量及換熱效率計算，本發明能夠滿足發動機排氣流量的要求，同時換熱效率可達30%，能達到預期的設計目的。據計算，完全燃燒IKG航空煤油可放出約43000KJ的熱量，則航空發動機每小時消耗的航空煤油可產生5000KGX43000KJ/KG = 2. 15X IO11J的熱量。航空發動機內效率約為 25%，即航空煤油燃燒后有約75%的熱量未經利用就散失在空氣中。經估算，本發明的熱量回收效率約為30%，即每小時可回收熱量2. 15X IO11JX 75% X30% = 0. 48X IO11J,約合 (0. 48 X IO11J) / (3. 6 X 106J/kw -h) = 1. 3萬千瓦時，按民用電每千瓦時0. 5元計算，則本發明每小時回收熱量經二次利用可創造價值約1. 3萬千瓦時X 1. 5元/千瓦時=6500元，按每年進行發動機試車1萬小時計算，則每年可創造價值約6500萬元。
圖1是現有的航空發動機試車臺的結構示意圖；圖2是本發明的螺旋式熱量收集排氣裝置的結構示意圖；圖3是本發明的螺旋式熱量收集排氣裝置中螺旋吸熱裝置的結構示意圖；圖4是圖3的A-A剖視圖；圖5是圖3的B向視圖；圖6是圖3的C向視圖；圖7是加裝本發明的螺旋式熱量收集排氣裝置后的航空發動機試車臺的結構示意圖；圖中，1-帶消音器的進氣部分，2-被試發動機，3-引射筒，4-帶消音器的排氣部分，5-冷水進水閥門，6-熱水排水管，7-熱水排水閥門，8-熱水保溫箱，9-熱水保溫箱放水閥門，10-螺旋吸熱裝置，11-筒壁，12-冷水進水管，13-底座，14-螺旋式熱量收集排氣裝置，15-立柱，16-螺旋體，17-立柱的中空部分，18-螺旋體的中空部分。
具體實施例方式如圖2所示，一種航空發動機試車臺用螺旋式熱量收集排氣裝置，包括底座13，在底座13上固定有筒壁11，在筒壁11內設置有中空的螺旋吸熱裝置10 ；所述螺旋吸熱裝置 10的進水口與具有冷水進水閥門5的冷水進水管12的一端相連接，冷水進水管12的另一端與冷水水源相連接，所述螺旋吸熱裝置10的出水口與具有熱水排水閥門7的熱水排水管 6的一端相連接，熱水排水管6的另一端與具有熱水保溫箱放水閥門9的熱水保溫箱8相連接；所述冷水水源可采用民用自來水。冷水進水閥門5、熱水排水閥門7以及熱水保溫箱放水閥門9可控制本發明的裝置中的水流大小；熱水保溫箱8用來存貯本發明的裝置回收熱能后的熱水。為了防止發動機排氣熱量向外圍散失，同時引導排氣氣流按螺旋方式流動；所述筒壁11由保溫隔熱材料制成。所述螺旋吸熱裝置10是高換熱率裝置，如圖3所示。通過向螺旋吸熱裝置10的中空部分注入冷水，來吸收航空發動機排氣的熱能，其螺旋式結構保證了與發動機排氣換熱面積最大。下面結合
本發明的一次動作過程 如圖2、3、4、5、6所示，常溫民用自來水由冷水進水管12、經冷水進水閥門5進入本發明的螺旋吸熱裝置10，通過螺旋吸熱裝置10中心立柱15的中空部分17向螺旋吸熱裝置 10的頂端供水。冷水到達螺旋吸熱裝置10的頂端后流入螺旋體16的中空部分18，自上而下，在螺旋吸熱裝置10中吸收發動機排氣的熱能。吸收熱能后的熱水由熱水排水管6、經熱水排水閥門7流入熱水保溫箱8，而后可按需由熱水保溫箱放水閥門9放出熱水二次利用。
權利要求
1.一種航空發動機試車臺用螺旋式熱量收集排氣裝置，其特征在于包括底座，在底座上固定有筒壁，在筒壁內設置有中空的螺旋吸熱裝置；所述螺旋吸熱裝置的進水口與具有冷水進水閥門的冷水進水管的一端相連接，冷水進水管的另一端與冷水水源相連接，所述螺旋吸熱裝置的出水口與具有熱水排水閥門的熱水排水管的一端相連接，熱水排水管的另一端與具有熱水保溫箱放水閥門的熱水保溫箱相連接。
2.根據權利要求1所述的一種航空發動機試車臺用螺旋式熱量收集排氣裝置，其特征在于所述筒壁由保溫隔熱材料制成。
全文摘要
一種航空發動機試車臺用螺旋式熱量收集排氣裝置，屬于航空發動機技術領域。本發明以水為介質，可回收航空發動機試車過程中排出氣體的大部分熱能，以供二次利用。本發明包括底座，在底座上固定有筒壁，在筒壁內設置有中空的螺旋吸熱裝置；所述螺旋吸熱裝置的進水口與具有冷水進水閥門的冷水進水管的一端相連接，冷水進水管的另一端與冷水水源相連接，所述螺旋吸熱裝置的出水口與具有熱水排水閥門的熱水排水管的一端相連接，熱水排水管的另一端與具有熱水保溫箱放水閥門的熱水保溫箱相連接。
文檔編號G01M15/02GK102401737SQ20111024991
公開日2012年4月4日 申請日期2011年8月26日 優先權日2011年8月26日
發明者于文懷, 衛寶華, 王偉, 王志嶺, 石巖 申請人:沈陽黎明航空發動機(集團)有限責任公司