本发明属于空气加热装置领域，具体涉及一种航空发动机地面直连式试验空气加热装置。
背景技术：
直连式试验技术是航空发动机研究中的一项非常关键的技术。航空发动机直连式试验技术是在地面通过管道或者模拟喉道把航空发动机燃烧室和试验装置直接连接起来，通过对试验装置的调节，人为地使燃烧室进口气流参数和排气参数与实际飞行时的气流参数相同，燃烧室的进口气流参数包括流量、总温、总压及马赫数，其中进口气流的马赫数与结构有关，在保证了来流流量、总温及总压的前提条件下，当进口截面与实际飞行时保持一致，就严格保证了来流马赫数。
现有技术的航空发动机地面直连式试验空气加热装置大多采用电加热的吸热式加热器，如在文献amnonnetzer,alongany.burningandflameholdingcharacteristicsofaminiaturesolidfuelramjetcombustor[r].aiaa88-3044,1988.中提到的电加热器，这种空气加热器加热范围有限，最高只能达到800k，而且耗电量大，研究成本高。在发动机直连式试验中也有使用燃料燃烧来加热空气的装置，如在文献李小平，葛李虎，栾希亭.加热器在冲压发动机试验技术中的应用研究[j].火箭推进，2007,33(3):14-19.中提到的冲压发动机直连试验台，但这些装置往往体型庞大，结构复杂，所需气量大，导致研究成本很高。
技术实现要素：
本发明所解决的技术问题在于提供一种航空发动机地面直连式试验空气加热装置，以解决现有加热器结构复杂、试验成本高的问题。
实现本发明目的的技术解决方案为：
一种航空发动机地面直连式试验空气加热试装置，包括空气入口管、管道、第一转接体、火焰稳定器、燃烧罐和第二转接体；
所述空气入口管位于整个加热装置的一端，空气入口管一端设有空气入口；空气入口管另一端与管道相连；所述管道的另一端通过第一转接体与燃烧罐相连；火焰稳定器位于燃烧罐内，且火焰稳定器位于第一转接体与燃烧罐内之间，火焰稳定器的圆锥端朝向管道一侧；所述燃烧罐另一端与第二转接体相连；所述第二转接体的另一端设有燃气出口；所述管道靠近空气入口管端径向设有氢气入口；管道靠近第一转接体端径向设有点火口；所述燃烧罐中间径向设有氧气入口；燃烧罐靠近第二转接体端径向设有压力传感器接口和温度传感器接口；压力传感器接口和温度传感器接口上分别安装有压力传感器和温度传感器。
本发明与现有技术相比，其显著优点：
(1)使用h2和空气燃烧加热，使得进入发动机燃烧室的气体洁净，品质好，在燃烧罐5中部添加氧气，更能接近发动机实际工作状况；
(2)燃烧稳定性好，加热范围广(600k～1500k)，并可满足航空发动机在来流速度2～4.5ma之间的模拟试验；
(3)结构简单，体积小，研究成本低，安全稳定性高。
下面结合附图对本发明作进一步详细描述。
附图说明
图1为航空发动机地面直连式试验空气加热装置剖视结构示意图。
具体实施方式
为了说明本发明的技术方案及技术目的，下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步的介绍。
本发明的一种航空发动机地面直连式试验空气加热装置，包括空气入口管1、管道2、第一转接体3、火焰稳定器4、燃烧罐5和第二转接体6；
所述空气入口管1位于整个加热装置的一端，空气入口管1为两端设有通孔的圆柱形腔体结构，空气入口管1一端设有空气入口11，用于连接外部空气压力罐；空气入口管1另一端与管道2相连；所述管道2的另一端通过第一转接体3与燃烧罐5相连；火焰稳定器4位于燃烧罐5内，且火焰稳定器4位于第一转接体3与燃烧罐5内之间，火焰稳定器4的圆锥端朝向管道2一侧；所述燃烧罐5另一端与第二转接体6相连；所述第二转接体6的另一端设有燃气出口61；所述管道2靠近空气入口管1端1/3处位置，径向设有氢气入口21，用于连接外部氢气压力罐；管道2靠近第一转接体3端径向设有点火口22，用于火花塞点点燃气体；所述燃烧罐5中间径向设有氧气入口51，用于连接外部氧气压力罐；燃烧罐5靠近第二转接体6端径向设有压力传感器接口52和温度传感器接口53；压力传感器接口52和温度传感器接口53上分别安装有压力传感器和温度传感器，分别用于测试燃烧罐5内燃烧时的气体压力和温度变化，以便调整进入外部航空发动机在的来流速度和来流温度。
进一步的，所述第一转接体3为一端圆锥形、另一端为圆柱形的构成的塔形腔体结构；圆锥端与管道2相连，圆柱端设有外螺纹与燃烧罐5内螺纹通过螺纹相连，燃烧罐5内与第一转接体3相连端设有一圈台阶，火焰稳定器4通过第一转接体3卡入燃烧罐5台阶上。
进一步的，所述空气入口11数量为n个(n≥1)均匀分布在空气入口管1端面轴向一周；优选的，n为4个，可以同时连接4个空气压力罐，便于保证供给空气压力的稳定性。
所述火焰稳定器4的圆锥体的圆锥角在30°～60°之间，有利于燃烧气体稳定过度到燃烧室。
所述氧气入口51数量为m个(m≥1)，均匀分布在燃烧罐5的一周；氧气入口51越多越好，便于氧气与前端燃烧后的气体均匀混合。
在航空发动机地面试验中，要严格保证试验模型进口空气的流量、总温、总压和马赫数，其中模拟总温是一项非常关键和重要的环节。本实施例通过外部气管的压力控制空气和h2的混合比例以及流量并进而控制燃烧罐5内的总温。试验空气从进气口11进入空气入口管1，空气和h2在管道2中混合，在管道2内通过点火口22点火后，燃烧气体沿着火焰稳定器4的中心锥进入燃烧罐5内。氢气在火焰稳定器4的作用下与空气充分混合，并在燃烧罐5内稳定燃烧，从而提高来流试验空气总温。在燃烧罐5中部添加氧气，以补充混合气体中消耗掉的氧气，使得地面试验发动机来流气体中氧气含量与其在空中飞行时氧气含量一致。通过温度传感器和压力传感器分别测出燃烧罐5内气体的温度和压力，与理论值进行比较，进而调整空气和h2混合比例以及流量。然后经过加热装置处理的高温气体通过燃气出口61喷出得到所需要的高总温气体。
本发明采用h2和空气燃烧加热，使得进入发动机燃烧室的气体洁净，品质好，在燃烧罐5中部添加氧气，以补充混合气体中消耗掉的氧气，使得地面试验发动机来流气体中氧气含量与其在空中飞行时氧气含量一致，更能接近发动机实际工作状况；通过温度传感器和压力传感器分别测出燃烧罐5内气体的温度和压力，调整加热范围(600k～1500k)，可满足航空发动机在来流速度2～4.5ma之间的模拟试验；本发明结构简单，不需要冷却装置，研究成本低，安全稳定性高。
虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本发明。本发明所属技术领域中具有通常知识者，在不脱离本发明的精神和范围内，当可作各种的更动与润饰。因此，本发明的保护范围当视权利要求书所界定者为准。