[发明专利]航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置及热流测量方法

权利要求书

1.一种航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，其特征在于，它包括进气管(1)、前支撑盘(2)、石英腔(3)、后支撑盘(4)、多个热变形缓冲器(5)、散热缸(6)和尾管(7)，

进气管(1)与前支撑盘(2)的外凸端口通过法兰盘连接，石英腔(3)夹接在前支撑盘(2)与后支撑盘(4)之间，并且前支撑盘(2)与后支撑盘(4)之间通过多个热变形缓冲器(5)连接，散热缸(6)的一端连接在后支撑盘(4)上，另一端与尾管(7)的首端通过法兰盘连接；进气管(1)、前支撑盘(2)、石英腔(3)、散热缸(6)和尾管(7)的内部形成一连通的空腔；

前支撑盘(2)的外凸端口侧壁上设置进气压力温度传感器接口(2-1)，进气压力温度传感器接口(2-1)连接进气温度传感器和进气压力传感器；喷嘴燃油输送管路(2-2)由前支撑盘(2)的外凸端口侧壁通入空腔，并且所述喷嘴燃油输送管路(2-2)的末端连接喷嘴(3-1)，喷嘴(3-1)处于石英腔(3)的中段，电磁感应加热器的加热线圈(3-2)设置在石英腔(3)外壁表面与喷嘴(3-1)对应的位置；喷嘴(3-1)表面的温度通过设置在石英腔(3)外面的红外热像仪测量；

散热缸(6)的上方侧壁上连通生成物取样管路(6-1)与反应腔压力传感器通讯口(6-2)，反应腔压力传感器通讯口(6-2)连接反应腔压力传感器，散热缸(6)上方侧壁上还连接防爆阀(6-3)；散热缸(6)的下方侧壁上连通气液分离器(6-4)和反应腔温度传感器通讯口(6-5)，反应腔温度传感器通讯口(6-5)连接反应腔温度传感器；

尾管(7)的末端侧壁上设置精密定压阀(7-1)和压力表(7-2)。

2.根据权利要求1所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，其特征在于，它还包括石墨密封垫(8)，用于前支撑盘(2)与石英腔(3)之间的密封。

3.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，其特征在于，所述尾管(7)的外轮廓呈圆台状，并由首端至末端半径逐渐变小。

4.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，其特征在于，所述进气温度传感器和反应腔温度传感器包括热电偶。

5.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，其特征在于，喷嘴燃油输送管路(2-2)通过三根并联的管路连通喷嘴(3-1)。

6.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，其特征在于，所述多个热变形缓冲器(5)均匀分散连接在前支撑盘(2)与后支撑盘(4)的外环边缘之间。

7.根据权利要求6所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，其特征在于，

所述热变形缓冲器(5)包括一对连接螺杆(5-1)、四个定位螺母(5-2)、拉紧弹簧(5-3)和光管(5-4)，

拉紧弹簧(5-3)设置于光管(5-4)内腔，光管(5-4)的两端外表面分别对应滑动连接一个连接螺杆(5-1)的首端，并且拉紧弹簧(5-3)的两端分别固定连接一个连接螺杆(5-1)的相应位置，每个连接螺杆(5-1)的末端相应地连接在支撑盘上，并且每个连接螺杆(5-1)与支撑盘通过两个定位螺母(5-2)固定。

8.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置，其特征在于，

所述喷嘴(3-1)与石英腔(3)的轴线重合。

9.一种航空发动机燃油喷嘴的热流测量方法，它基于权利要求1-8中任一项所述的航空发动机燃油喷嘴结焦试验装置实现，其特征在于，

在不通油的情况下，使电磁感应加热器在功率Wi下对喷嘴(3-1)加热，同时采用红外热像仪测试喷嘴(3-1)表面选定点的初始稳定温度，计算所述初始稳定温度与环境温度的差值Ti，由差值Ti确定Wi-Ti损失曲线；

然后，进行通油实验，对喷嘴燃油输送管路(2-2)通油，使电磁感应加热器在功率Wj下对喷嘴(3-1)加热，同时采用红外热像仪测试喷嘴(3-1)表面选定点的通油稳定温度，再计算所述通油稳定温度与环境温度的差值Tj；

由Wi-Ti损失曲线，获得在不通油情况下，初始稳定温度与环境温度的差值为Tj时的电磁感应加热器功率Wk，则获得通油情况下喷嘴消耗的电磁感应加热器功率为Wj-Wk；设定对喷嘴的加热热流作用面积为A，则对喷嘴加热的热流密度为(Wj-Wk)/A；

其中i＝1，2，3，……，j＝1，2，3，……，k＝1，2，3，……。