一種航空發動機加力燃燒監測裝置的制造方法
【技術領域】
[0001]本發明屬于航空發動機試驗技術，涉及一種航空發動機加力燃燒監測裝置。
【背景技術】
[0002]對于現代戰機來說，加力燃燒室所提供的推力增加值對滿足整個系統起飛、機動和加速目標至關重要，更高的排氣溫度和生存力要求對加力燃燒室設計帶來新挑戰，這些需求直接體現于其燃燒效率與燃燒穩定性，而燃燒效率與燃燒穩定性均強烈依賴熱釋放區域，因此在試驗時，十分希望觀察到更多這些錯綜復雜的情況。目前，加力燃燒室觀測主要有嵌入式的局部觀測和遠距離觀測兩種方式。嵌入式的局部觀測是將攝像頭嵌入到發動機燃燒室內部進行觀測。其缺點是:監測系統體積過大，與噴氣氣流相互影響。遠距離觀測方式的缺點是:視場小，成像清晰度差，細節不明顯，分析受到限制。
【發明內容】
[0003]本發明的目的是:提出一種航空發動機加力燃燒監測裝置，以便減小監測系統體積，避免噴氣氣流相互影響;提高成像清晰度。
[0004]本發明的技術方案是:一種航空發動機加力燃燒監測裝置，包括微型攝像頭10和電纜11;其特征在于:還包括:外冷卻水套2、內冷卻水套3、反射鏡5、進水接頭6、出水接頭7、進氣接頭8和攝像頭支撐架9;外冷卻水套2是一個圓筒，在外冷卻水套2的筒壁內有沿圓周分布的、沿軸向伸展的冷卻流道，在外冷卻水套2下部的一側有進水接頭6，另一側有出水接頭7 ;內冷卻水套3的冷卻流道結構與外冷卻水套2的冷卻流道結構相同，內冷卻水套3與外冷卻水套2共用進水接頭6和出水接頭7，內冷卻水套3的上端向上長出外冷卻水套2的上端面，內冷卻水套3的內筒壁的下端面低于外冷卻水套2的下端面，在內冷卻水套3內筒壁的下端有進氣接頭8;在內冷卻水套3的上端有一個貫通內冷卻水套3筒壁的觀察孔4，觀察孔4的軸線與內冷卻水套3的軸線正交，在內冷卻水套3內腔的上端固定著一個反射鏡5，觀察孔4的軸線與反射鏡5鏡面的夾角為45°，在反射鏡5的下面通過攝像頭支撐架9固定一個微型攝像頭10，微型攝像頭10的鏡頭軸線與內冷卻水套3的軸線共線，攝像頭支撐架9固定在內冷卻水套3的內筒壁上，電纜11的上端與微型攝像頭10連接，電纜11的下端從內冷卻水套3內筒壁下端面上的引線孔穿出。
[0005]本發明的優點是:提出了一種航空發動機加力燃燒監測裝置，大大減小了監測系統體積，避免了噴氣氣流相互影響;提高了成像清晰度。
【附圖說明】
[0006]圖1是本發明的應用示意圖。
[0007]圖2是本發明的結構示意圖。
【具體實施方式】
[0008]下面對本發明做進一步詳細說明。參見圖1、2，一種航空發動機加力燃燒監測裝置，包括微型攝像頭10和電纜11;其特征在于:還包括:外冷卻水套2、內冷卻水套3、反射鏡
5、進水接頭6、出水接頭7、進氣接頭8和攝像頭支撐架9;外冷卻水套2是一個圓筒，在外冷卻水套2的筒壁內有沿圓周分布的、沿軸向伸展的冷卻流道，在外冷卻水套2下部的一側有進水接頭6，另一側有出水接頭7;內冷卻水套3的冷卻流道結構與外冷卻水套2的冷卻流道結構相同，內冷卻水套3與外冷卻水套2共用進水接頭6和出水接頭7，內冷卻水套3的上端向上長出外冷卻水套2的上端面，內冷卻水套3的內筒壁的下端面低于外冷卻水套2的下端面，在內冷卻水套3內筒壁的下端有進氣接頭8;在內冷卻水套3的上端有一個貫通內冷卻水套3筒壁的觀察孔4，觀察孔4的軸線與內冷卻水套3的軸線正交，在內冷卻水套3內腔的上端固定著一個反射鏡5，觀察孔4的軸線與反射鏡5鏡面的夾角為45°，在反射鏡5的下面通過攝像頭支撐架9固定一個微型攝像頭10，微型攝像頭10的鏡頭軸線與內冷卻水套3的軸線共線，攝像頭支撐架9固定在內冷卻水套3的內筒壁上，電纜11的上端與微型攝像頭10連接，電纜11的下端從內冷卻水套3內筒壁下端面上的引線孔穿出。
[0009]本發明的工作原理是:
[0010]垂直遠端的燃燒影像通過觀察孔4呈現在反射鏡5上，再通過反射鏡5的折射作用，燃燒影像最終呈現給微型攝像頭10，微型攝像頭10再將采集的圖像通過電纜11傳輸至遠端觀察電腦。從進水接頭6流入的冷卻水，分別進入外冷卻水套2和內冷卻水套3的冷卻通道進行流動，換取監測系統熱量，并從出水接頭7流出;通過進氣接頭8的氮氣流入微型攝像頭10所在的內腔，并從觀察孔4高速流出，進一步降低內冷卻水套3內筒壁溫度，并減少其通道(觀察孔4)上的出現堆積物(排放顆粒物)的風險。
[0011]本發明的一個實施例，成功地應用于對某型航空發動機試車的監測，成像非常清晰，細節明顯，對流場分析的幫助很大。
【主權項】
1.一種航空發動機加力燃燒監測裝置，包括微型攝像頭(10)和電纜(11);其特征在于:還包括:外冷卻水套(2)、內冷卻水套(3)、反射鏡(5)、進水接頭(6)、出水接頭(7)、進氣接頭(8)和攝像頭支撐架(9);外冷卻水套(2)是一個圓筒，在外冷卻水套(2)的筒壁內有沿圓周分布的、沿軸向伸展的冷卻流道，在外冷卻水套(2)下部的一側有進水接頭(6)，另一側有出水接頭(7)；內冷卻水套(3)的冷卻流道結構與外冷卻水套(2)的冷卻流道結構相同，內冷卻水套(3)與外冷卻水套(2)共用進水接頭(6)和出水接頭(7)，內冷卻水套(3)的上端向上長出外冷卻水套(2)的上端面，內冷卻水套(3)的內筒壁的下端面低于外冷卻水套(2)的下端面，在內冷卻水套(3)內筒壁的下端有進氣接頭(8);在內冷卻水套(3)的上端有一個貫通內冷卻水套(3)筒壁的觀察孔(4)，觀察孔(4)的軸線與內冷卻水套(3)的軸線正交，在內冷卻水套(3)內腔的上端固定著一個反射鏡(5)，觀察孔(4)的軸線與反射鏡(5)鏡面的夾角為45°，在反射鏡(5)的下面通過攝像頭支撐架(9)固定一個微型攝像頭(10)，微型攝像頭(10)的鏡頭軸線與內冷卻水套(3)的軸線共線，攝像頭支撐架(9)固定在內冷卻水套(3)的內筒壁上，電纜(11)的上端與微型攝像頭(10)連接，電纜(11)的下端從內冷卻水套(3)內筒壁下端面上的引線孔穿出。
【專利摘要】本發明屬于航空發動機試驗技術，涉及一種航空發動機加力燃燒監測裝置。包括微型攝像頭(10)和電纜(11)；其特征在于：還包括：外冷卻水套(2)、內冷卻水套(3)、反射鏡(5)、進水接頭(6)、出水接頭(7)、進氣接頭(8)和攝像頭支撐架(9)。本發明提出了一種航空發動機加力燃燒監測裝置，大大減小了監測系統體積，避免了噴氣氣流相互影響；提高了成像清晰度。
【IPC分類】G01M15/00
【公開號】CN105628384
【申請號】CN201510967896
【發明人】陳鵬飛, 吳鋒, 尹驥, 鄧云中, 徐倩楠
【申請人】中國燃氣渦輪研究院
【公開日】2016年6月1日
【申請日】2015年12月21日