一種航空發動機主燃燒室的綜合光學測量平臺的制作方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及航空發動機光學測量技術領域，具體地說，涉及一種航空發動機主燃燒室的綜合光學測量平臺。
【背景技術】
[0002]對于溫度、壓力、速度以及組分的測量，長期以來依靠熱電偶、壓電傳感器、動靜壓管、熱線風速儀及氣體分析儀各種物理探針或測量儀器。其存在的不足是，由于物理探針容易干擾流場或受到不良干擾，結果需要謹慎校正；由于容易受到環境的限制，使用范圍有限；由于一般感受宏觀平均物理量，缺乏足夠的空間和時間分辨率等。
[0003]不同于過去對測量流場會產生一定干擾的接觸式測量方法，近幾十年來隨著計算機和光學相關領域中科學技術的迅速發展，出現了許多先進的非接觸式測量方法，如PIV (Particle Image Velocimetry), CARS(Coherent ant1-Stokes Raman Scattering)和TDLAS(Tunable D1de Laser Absorpt1n Spectroscopy)等；其中 PIV被廣泛使用于冷態流場的測量，而TDLAS和CARS作為激光光譜測溫手段在燃燒室主燃區溫度測量中使用得較少。
[0004]國外的光學測量系統專業面廣、種類齊全。國內在90年代中期前，盡管也有極少數的理論研宄工作開展，但直到90年代中期以后，才有條件系統地開展光學測量的實驗和理論研宄。國內光學測量平臺有很多，但是很少有綜合的光學測量平臺。
【發明內容】
[0005]為了避免現有技術存在的不足，本發明提出一種航空發動機主燃燒室的綜合光學測量平臺。
[0006]本發明解決其技術問題所采用的技術方案是:航空發動機主燃燒室的綜合光學測量平臺，包括光學測量系統，其特點是，還包括進氣圓轉方段、等直穩壓段、擴壓器、燃燒試驗段、冷流三通、后觀測窗、熱流出口水冷段、出口方轉圓段、孔板，進氣圓轉方段安裝在等直穩壓段前端部，等直穩壓段與擴壓器固定連接，燃燒實驗段位于擴壓器與出口方轉圓段之間，燃燒實驗段兩端通過連接法蘭分別與擴壓器、出口方轉圓段固定連接，燃燒實驗段兩側鑲嵌玻璃觀測窗用于光學測量，冷流三通與出口方轉圓段固連，旁路上安裝有孔板和后觀測窗，主路上設有調壓閥，孔板與調壓閥配合調節燃燒室內壓力；在冷態實驗中氣流經冷流三通旁路進入熱流出口水冷段排氣；在熱態實驗中氣流經矩形水冷件噴水降溫后進入出口方轉圓段；
[0007]光學測量系統對燃燒試驗段進行PIV光學測量，在進氣圓轉方段噴入粒子，流場中布撒的示蹤粒子隨氣流運動，將激光束經過組合透鏡擴束成片光照明流場，使用數碼相機拍攝流場得到粒子圖像，對粒子圖像進行相關計算得到流場一個切面內定量的速度分布，以及處理后得到流場渦量、流線及等速度線等流場特性參數分布。
[0008]粒子直徑小于10微米。
[0009]有益效果
[0010]本發明航空發動機主燃燒室的綜合光學測量平臺，應用光學測量手段同時測量了航空發動機燃燒室火焰中氧氣的濃度和溫度，并且對多點同時測量、激光的相位匹配技術、光譜仿真、超聲速燃燒進行了研宄。本發明對燃燒室進行了煤油霧化、PIV速度場、CARS溫度、SVRS組分、TDLAS溫度場測量研宄。測量不易受外界環境限制，時間空間分辨率高。計算結果與試驗結果對比可明顯看出試驗模型上下主燃孔射流基本對稱，主燃區的低速區分布均勻，對流場模擬試驗結果吻合。
[0011]本發明航空發動機主燃燒室的綜合光學測量平臺，對于實驗件為單頭部矩形的實驗件，設備采用出口圓轉方段，圓轉方后經過一段等直段連接擴壓器，空氣來流經擴壓器減速擴壓，進入發動機單頭部試驗件；由于光學測量需要，實驗段兩側開有觀測窗，冷態實驗中氣流從單頭部矩形實驗件燃燒室出口流出后進入冷流三通，主路出口封閉，在玻璃觀測窗處進行光學測量，氣流由旁路流出。對于高溫純空氣來流，以此燃燒室實驗設備為基礎，采取單頭部實驗件，可開展燃燒室內煤油霧化、速度、溫度和組分測量，完成航空發動機燃燒室內流場測試實驗，實現航空渦輪發動機燃燒流場的精細測量。
【附圖說明】
[0012]下面結合附圖和實施方式對本發明一種航空發動機主燃燒室的綜合光學測量平臺作進一步詳細說明。
[0013]圖1為本發明的冷流狀態下前后轉接段示意圖。
[0014]圖2為本發明的冷流狀態下前后轉接段剖視圖。
[0015]圖3為本發明的燃燒狀態下前后轉接段示意圖。
[0016]圖4為本發明的燃燒狀態下前后轉接段剖視圖。
[0017]圖5為本發明的燃燒試驗段示意圖。
[0018]圖6為本發明CFD計算所得流線圖。
[0019]圖7為本發明PIV光學測量所得流線圖。
[0020]圖中:
[0021]1.進氣圓轉方段2.等直穩壓段3.擴壓器4.燃燒試驗段5.冷流三通6.后觀測窗7.熱流出口水冷段8.出口方轉圓段9.孔板
【具體實施方式】
[0022]本實施例是一種航空發動機主燃燒室的綜合光學測量平臺。
[0023]參閱圖1?圖7，航空發動機主燃燒室光學測量平臺由進氣圓轉方段1、等直穩壓段2、擴壓器3、燃燒試驗段4、冷流三通5、后觀測窗6、熱流出口水冷段7、出口圓轉方段8、孔板9和光學測量系統組成。對于實驗件為單頭部矩形實驗件，由于原有設備加熱器出口為圓形出口，首先要設計設備進氣圓轉方段，圓轉方后經過一段等直穩壓段連接試驗件的擴壓器，空氣來流經擴壓器減速擴壓，進入發動機單頭部試驗件；冷態實驗中氣流從單頭部矩形實驗件燃燒室出口流出后進入冷流三通，主路出口封閉，氣流由旁路流出。對于高溫純空氣來流，以此燃燒室實驗設備為基礎，采取單頭部實驗件，可開展燃燒室內煤油霧化、速度、溫度和組分測量，完成航空發動機燃燒室內流場測試實驗和測量。
[0024]冷流三通段的設計，由于光學測量需要，冷態實驗中氣流從單頭部矩形實驗件燃燒室出口流出后進入冷流三通5，主路出