一种气冷总温受感部的设计方法与流程

本申请属于加力燃烧室高温专项试验领域，特别涉及一种气冷总温受感部的设计方法。

背景技术

航空发动机内部是一个高温高压高流速的恶劣环境，为了凸显新一代飞机发动机推力大、效率高的性能优势，必须摸清某些高温区域的气动特点，因此突破高温测量技术瓶颈，得到关键区域的特性参数，这在发动机研制过程中显得尤为重要。改进加力燃烧室是航空发动机性能再提升的一个可操作环节，二元稳定器作为加力燃烧室的关键零部件，只有在其专项试验过程中，成功测量其后产生的1700℃以上的高温燃气气流温度场，才能进而拓宽加力燃烧室的点火边界。

目前，现行的电偶冷却测量技术方案只能插入试验段内，对某个段内截面的定点温度测量或者对试验段出口截面进行温度场测量，而对试验段某个内部截面移动扫描测量温度场尚没有先例。同时，非接触式测量处于起步阶段，技术手段还不成熟，这些光学测试方法本身还需要用电偶直接测量的结果来辅助验证，更谈不上独立应用。大悬臂l形气冷总温受感部能够解决上述高温气流温度场无法测量以及由此衍生的一类高温测试中测量与安装不共面技术问题，为此需要一种能实现大悬臂l形气冷总温受感部结构，并将其转化为产品的设计方法。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

技术实现要素：

本申请的目的是提供了一种大悬臂l形气冷总温受感部的设计方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种气冷总温受感部的设计方法，包括：

步骤一：确定受感部的外形及冷却方式；

步骤二：根据所述受感部的外形及冷却方式，确定受感部的主要尺寸和内部结构；

步骤三：根据所述受感部的主要尺寸和内部结构，环境单位面积高温燃气质量流量、冷气温度以及受感部冷却预期的安全温度，计算受感部所需冷气量；

步骤四：根据环境高温燃气来流压力和步骤三中受感部所需冷气量，调整步骤二中受感部的主要尺寸和内部结构。

可选地，步骤一具体包括：

根据试验件流道尺寸、流道内待测截面位置以及试验件与位移机构夹臂之间相对高度，确定受感部的外形；

根据试验件出口前高温流场测试需求，确定受感部的冷却方式。

可选地，所述受感部外形为l形。

可选地，所述受感部的冷却方式为多孔渗透发散冷却。

可选地，步骤二中，所述受感部的主要尺寸包括：支护杆的长度、宽度和厚度，l形悬臂杆的长度和半径，装夹杆的长度和半径，进气口的面积和排气孔的面积。

可选地，进气口的面积和排气孔的面积比为1：1.5。

可选地，所述受感部的内部结构为双管嵌套式冷气分流结构。

可选地，步骤三中，所述受感部所需冷气量qc由支护杆被l形悬臂杆分割的两部分所需冷气量qc21和qc22，以及l形悬臂杆所需冷气量qc1三者之和求得。

可选地，所述qc21、所述qc22以及所述qc1分别根据多孔渗透发散冷却的实验数据拟合曲线关系式：

求得，其中，tg为高温燃气温度，tc为冷气温度，a为冷却面积，g/s为环境单位面积高温燃气质量流量，s为试验件流道截面积，tw为受感部冷却预期的安全温度。

可选地，还包括步骤五：根据步骤四中调整后的受感部的主要尺寸和内部结构，设计主辅零件；

设计主辅零件包括所述主辅零件的结构尺寸、材料的选择以及外购件的定制与选型。

发明至少存在以下有益技术效果：

解决试验前探内伸等特殊需求，实现温度无干扰精准测试，同时受感部在位移机构的牵引下可以对试验件流道内截面温度场扫掠测量，为高温气流温度场无法测量以及由此衍生的一类高温测试中测量与安装不共面技术问题提供解决手段。

附图说明

图1是本申请的气冷总温受感部的工作原理图；

图2是图1的局部i的冷却流道分流结构放大图；

图3是图2的x-x向视图；

图4是图2的y-y向视图；

图5是图1的局部ii的冷气流动放大图；

其中：

1-支护杆；2-l形悬臂杆；3-装夹杆；4-进气口；5-排气孔。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图5对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种气冷总温受感部的设计方法，包括：

步骤一：确定受感部的外形及冷却方式；

步骤二：根据所述受感部的外形及冷却方式，确定受感部的主要尺寸和内部结构；

步骤三：根据所述受感部的主要尺寸和内部结构，环境单位面积高温燃气质量流量、冷气温度以及受感部冷却预期的安全温度，计算受感部所需冷气量；

步骤四：根据环境高温燃气来流压力和步骤三中受感部所需冷气量，调整步骤二中受感部的主要尺寸和内部结构。

本申请的一个实施例中给出了一种大悬臂l形气冷总温受感部的设计方法。

具体的，首先步骤一中根据试验件流道尺寸、流道内待测截面位置以及试验件与位移机构夹臂之间相对高度，确定受感部的外形为l形；

根据试验件出口前高温流场测试需求，确定受感部的冷却方式为多孔渗透发散冷却。

为了实现冷却方式为多孔渗透发散冷却的l形受感部，如图1所示，设计支护杆1为冷却结构的主承力件，l形悬臂杆2在支护杆1中嵌套，二者之间有空腔，l形悬臂杆2和支护杆1的表面布排气孔5排出冷气来降低受感部温度，主承力件支护杆1冷却的同时防护l形悬臂杆2，l形悬臂杆b末端能够充分冷却，支护杆a底部封堵，使l形悬臂杆2拐出的同时封闭支护杆a的空腔，为抵抗高温高速气流冲击，支护杆1迎风面为圆弧面，为使表面积最小通气量最大，l形悬臂杆2为圆管。

步骤二中，通过场所设备的基本尺寸、内部结构由来的想法，再根据所测试验件和配套试验装置的尺寸，确定受感部的主要尺寸和内部结构，受感部的主要尺寸包括：支护杆1的长度、宽度和厚度，l形悬臂杆2的长度和半径，装夹杆3的长度和半径，进气口4的面积与排气孔5的面积，进气口4的面积与排气孔5的面积比可以为1：1.5左右。本步骤中还包括确定内部结构中l形悬臂杆2在支护杆1内的前后位置关系。

本实施例中，受感部的内部结构为双管嵌套式冷气分流结构。

在步骤三中，受感部所需冷气量qc为支护杆1被l形悬臂杆2分割的两部分所需冷气量qc21和qc22，以及l形悬臂杆2所需冷气量qc1三者之和。

其中，qc21、qc22以及qc1分别根据多孔渗透发散冷却的实验数据拟合曲线关系式：

求得，其中，tg为高温燃气温度，tc为冷气温度，a为冷却面积，g/s为环境单位面积高温燃气质量流量，s为试验件流道截面积，tw为受感部冷却预期的安全温度。

步骤四中，还包括根据受感部所需冷气量qc和受感部工作压力，由压差和流量的关系式确定受感部的冷气压力pq，压差和流量的关系式为：

其中，pq为冷气压力，pg为高温燃气压力，ξ为受感部内流阻，ρ为冷气密度，a为冷却面积。

本申请的气冷总温受感部的设计方法在步骤四之后，还包括，步骤五：根据步骤四中调整后的受感部的主要尺寸和内部结构，设计主辅零件；设计主辅零件包括所述主辅零件的结构尺寸、材料的选择以及外购件的定制与选型。

根据受感部冷却预期的安全温度tw，确定材料的名义屈服极限σ0.2，受力分析受感部最大应力截面的最大应力σmax，校核受感部安全系数nb，使安全系数

保证受感部结构安全可靠。

本申请的气冷总温受感部的设计方法，能够实现l形气冷受感部的设计，使受感部的内部结构双管嵌套式冷却结构在多孔渗透冷却方式下，既保障整体又兼顾局部，尤其是将l形悬臂冷却到安全温度，解决试验前探内伸等特殊需求，实现温度无干扰精准测试，同时受感部在位移机构的牵引下可以对试验件流道内截面温度场扫掠测量，为高温气流温度场无法测量以及由此衍生的一类高温测试中测量与安装不共面技术问题提供解决手段。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。