一种航空发动机加力燃烧监测装置的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明属于航空发动机试验技术，涉及一种航空发动机加力燃烧监测装置。
【背景技术】
[0002]对于现代战机来说，加力燃烧室所提供的推力增加值对满足整个系统起飞、机动和加速目标至关重要，更高的排气温度和生存力要求对加力燃烧室设计带来新挑战，这些需求直接体现于其燃烧效率与燃烧稳定性，而燃烧效率与燃烧稳定性均强烈依赖热释放区域，因此在试验时，十分希望观察到更多这些错综复杂的情况。目前，加力燃烧室观测主要有嵌入式的局部观测和远距离观测两种方式。嵌入式的局部观测是将摄像头嵌入到发动机燃烧室内部进行观测。其缺点是:监测系统体积过大，与喷气气流相互影响。远距离观测方式的缺点是:视场小，成像清晰度差，细节不明显，分析受到限制。
【发明内容】
[0003]本发明的目的是:提出一种航空发动机加力燃烧监测装置，以便减小监测系统体积，避免喷气气流相互影响;提高成像清晰度。
[0004]本发明的技术方案是:一种航空发动机加力燃烧监测装置，包括微型摄像头10和电缆11;其特征在于:还包括:外冷却水套2、内冷却水套3、反射镜5、进水接头6、出水接头7、进气接头8和摄像头支撑架9;外冷却水套2是一个圆筒，在外冷却水套2的筒壁内有沿圆周分布的、沿轴向伸展的冷却流道，在外冷却水套2下部的一侧有进水接头6，另一侧有出水接头7 ;内冷却水套3的冷却流道结构与外冷却水套2的冷却流道结构相同，内冷却水套3与外冷却水套2共用进水接头6和出水接头7，内冷却水套3的上端向上长出外冷却水套2的上端面，内冷却水套3的内筒壁的下端面低于外冷却水套2的下端面，在内冷却水套3内筒壁的下端有进气接头8;在内冷却水套3的上端有一个贯通内冷却水套3筒壁的观察孔4，观察孔4的轴线与内冷却水套3的轴线正交，在内冷却水套3内腔的上端固定着一个反射镜5，观察孔4的轴线与反射镜5镜面的夹角为45°，在反射镜5的下面通过摄像头支撑架9固定一个微型摄像头10，微型摄像头10的镜头轴线与内冷却水套3的轴线共线，摄像头支撑架9固定在内冷却水套3的内筒壁上，电缆11的上端与微型摄像头10连接，电缆11的下端从内冷却水套3内筒壁下端面上的引线孔穿出。
[0005]本发明的优点是:提出了一种航空发动机加力燃烧监测装置，大大减小了监测系统体积，避免了喷气气流相互影响;提高了成像清晰度。
【附图说明】
[0006]图1是本发明的应用示意图。
[0007]图2是本发明的结构示意图。
【具体实施方式】
[0008]下面对本发明做进一步详细说明。参见图1、2，一种航空发动机加力燃烧监测装置，包括微型摄像头10和电缆11;其特征在于:还包括:外冷却水套2、内冷却水套3、反射镜
5、进水接头6、出水接头7、进气接头8和摄像头支撑架9;外冷却水套2是一个圆筒，在外冷却水套2的筒壁内有沿圆周分布的、沿轴向伸展的冷却流道，在外冷却水套2下部的一侧有进水接头6，另一侧有出水接头7;内冷却水套3的冷却流道结构与外冷却水套2的冷却流道结构相同，内冷却水套3与外冷却水套2共用进水接头6和出水接头7，内冷却水套3的上端向上长出外冷却水套2的上端面，内冷却水套3的内筒壁的下端面低于外冷却水套2的下端面，在内冷却水套3内筒壁的下端有进气接头8;在内冷却水套3的上端有一个贯通内冷却水套3筒壁的观察孔4，观察孔4的轴线与内冷却水套3的轴线正交，在内冷却水套3内腔的上端固定着一个反射镜5，观察孔4的轴线与反射镜5镜面的夹角为45°，在反射镜5的下面通过摄像头支撑架9固定一个微型摄像头10，微型摄像头10的镜头轴线与内冷却水套3的轴线共线，摄像头支撑架9固定在内冷却水套3的内筒壁上，电缆11的上端与微型摄像头10连接，电缆11的下端从内冷却水套3内筒壁下端面上的引线孔穿出。
[0009]本发明的工作原理是:
[0010]垂直远端的燃烧影像通过观察孔4呈现在反射镜5上，再通过反射镜5的折射作用，燃烧影像最终呈现给微型摄像头10，微型摄像头10再将采集的图像通过电缆11传输至远端观察电脑。从进水接头6流入的冷却水，分别进入外冷却水套2和内冷却水套3的冷却通道进行流动，换取监测系统热量，并从出水接头7流出;通过进气接头8的氮气流入微型摄像头10所在的内腔，并从观察孔4高速流出，进一步降低内冷却水套3内筒壁温度，并减少其通道(观察孔4)上的出现堆积物(排放颗粒物)的风险。
[0011]本发明的一个实施例，成功地应用于对某型航空发动机试车的监测，成像非常清晰，细节明显，对流场分析的帮助很大。
【主权项】
1.一种航空发动机加力燃烧监测装置，包括微型摄像头(10)和电缆(11);其特征在于:还包括:外冷却水套(2)、内冷却水套(3)、反射镜(5)、进水接头(6)、出水接头(7)、进气接头(8)和摄像头支撑架(9);外冷却水套(2)是一个圆筒，在外冷却水套(2)的筒壁内有沿圆周分布的、沿轴向伸展的冷却流道，在外冷却水套(2)下部的一侧有进水接头(6)，另一侧有出水接头(7)；内冷却水套(3)的冷却流道结构与外冷却水套(2)的冷却流道结构相同，内冷却水套(3)与外冷却水套(2)共用进水接头(6)和出水接头(7)，内冷却水套(3)的上端向上长出外冷却水套(2)的上端面，内冷却水套(3)的内筒壁的下端面低于外冷却水套(2)的下端面，在内冷却水套(3)内筒壁的下端有进气接头(8);在内冷却水套(3)的上端有一个贯通内冷却水套(3)筒壁的观察孔(4)，观察孔(4)的轴线与内冷却水套(3)的轴线正交，在内冷却水套(3)内腔的上端固定着一个反射镜(5)，观察孔(4)的轴线与反射镜(5)镜面的夹角为45°，在反射镜(5)的下面通过摄像头支撑架(9)固定一个微型摄像头(10)，微型摄像头(10)的镜头轴线与内冷却水套(3)的轴线共线，摄像头支撑架(9)固定在内冷却水套(3)的内筒壁上，电缆(11)的上端与微型摄像头(10)连接，电缆(11)的下端从内冷却水套(3)内筒壁下端面上的引线孔穿出。
【专利摘要】本发明属于航空发动机试验技术，涉及一种航空发动机加力燃烧监测装置。包括微型摄像头(10)和电缆(11)；其特征在于：还包括：外冷却水套(2)、内冷却水套(3)、反射镜(5)、进水接头(6)、出水接头(7)、进气接头(8)和摄像头支撑架(9)。本发明提出了一种航空发动机加力燃烧监测装置，大大减小了监测系统体积，避免了喷气气流相互影响；提高了成像清晰度。
【IPC分类】G01M15/00
【公开号】CN105628384
【申请号】CN201510967896
【发明人】陈鹏飞, 吴锋, 尹骥, 邓云中, 徐倩楠
【申请人】中国燃气涡轮研究院
【公开日】2016年6月1日
【申请日】2015年12月21日