一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台的制作方法

本发明涉及一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台，属于叶轮机械技术领域。

背景技术：

自适应(循环)发动机(adaptivecycleengine,ace)根据飞机不同任务需求，通过改变多个可调几何机构位置、采用自适应控制技术，自动改变风扇、核心机流量和压比，使发动机在包线内不同速度和高度下获得最佳的性能，并与飞机的组合性能达到最佳，是先进的变循环发动机。由于其具有包线内综合性能好、耗油率低且飞机航程长、进气流量自动匹配、飞/发组合性能好、隐身性能好及有利于热管理设计等优势，得到世界航空发动机先进国家的高度重视。但是由于其存在工作模态多而状态转换复杂、可调部件多而机构复杂且调节范围宽、可调变量多等技术难点，研究难度很大。2012年至2016年，美国空军组织投入约6.85亿美元，在advent研究基础上开展aetd计划，目的是促进采用3流道结构的自适应发动机技术的成熟，为美国空军下一代战斗机或轰炸机等多种作战平台提供动力。2016年6月30日，预计为期10年，美国空军投入经费20亿美元，开展aetp研究计划，由ge和pw公司承担技术开发与验证。aetp计划将沿着ated研究计划验证的自适应循环基本可行性继续开展工作，实现3流道自适应发动机从技术原型机到工程验证机的顺利过渡，目标是：相比目前技术水平，发动机燃油效率提高25％，推力增大10％，战斗航程延长30％。

相对于传统涡扇航空发动机而言，3流道结构可以提供1股相对低温的气流用于信号管理，这意味多余的空气能够用于冷却热端部件以减少红外信号，或者进入核心机和加力燃烧室来增大推力。由于结构复杂、制造难度大，国内研究学者大都单独从可变几何喷管出发，假定喷管进口掺混均匀，通过调节喷管喉道面积及型线，试验及数值模拟喷管控制规律。但涡轮出口存在旋流，并与外涵气流存在很强的掺混，将涡轮/喷管一体化研究在改善涡轮性能的同时，增加内外涵掺混，缩短喷管长度并提升其隐身效果。尤其是针对3流道结构，必须考虑外涵气流对喷管性能影响。

因此，本次发明提出一种多涵道涡轮喷管一体化试验研究平台，针对下一代自适应发动机，将涡轮出口旋流与外涵掺混、第三涵道气流综合考虑到高效、隐身性能好排气系统设计与研究中。

技术实现要素：

发明目的：为了研究下一代自适应多涵道发动机排气系统中存在的气动问题，本发明提出一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台，用以研究内外涵掺混、涵道比在0-1.0范围内的排气系统调节规律，对其中的气动问题展开深入研究，为自适应发动机研制提供技术及试验支撑。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台，包括以下结构：

进气段：进气涡壳的进气口通过电加热器与高压气源相接，通过电加热器对主流进行加热，保证主流与外涵气流的总温差≤300k，加热后主流气体经过进气涡壳输送到涡轮段；

涡轮段：包括进口导叶、转子、出口导叶和中心锥，且涡轮段出口处设置有引射器，用于增加外涵气流与涡轮出口主流气体间的掺混，主流气体经过引射器输送到喷管段；

外涵及第三涵道空气系统、喷管段：外涵道进口设置于引射器上方的喷管进口处，喷管进口处设置有接近等直的掺混段，第三涵道进口设置于喷管喉道与喷管出口之间；外涵道进口及第三涵道进口的面积可调，保证总涵道比范围0-1.0。

本发明结合3流道自适应发动机结构特点，将进气段、涡轮段、外涵和第三涵道空气系统、喷管段组合成体系，通过电加热器对主流进行加热，保证主流与外涵气流总温差≤300k；外涵和第三涵道出口面积可调，满足涵道比0-1.0范围内研究需求。

进一步的，所述进气段、外涵及第三涵道空气系统使用同一高压气源，其进气口分别通过高压流量控制阀与高压气源阀门相接。

进一步的，所述涡轮段的轮毂比为0.65，涡轮段轴向长度与喷管段的比值为1:5。

进一步的，为更好模拟内外涵气流间的掺混，所述引射器采用波瓣式引射器，且波瓣式引射器的轴向长度为涡轮段的35％。

进一步的，所述第三涵道进口位于喷管喉道和喷管出口之间30-50％位置处。

进一步的，所述外涵道进口及第三涵道进口分别通过调节阀门控制进口宽度，进而实现外涵道进口及第三涵道进口流量的独立调节，保证总涵道比范围0-1.0。

进一步的，所述外涵道进口的进口宽度调节范围dw1＝0～25mm，第三涵道进口的进口宽度调节范围dw2＝0～20mm。

有益效果：本发明提供的一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台，相对于现有技术，具有以下优点：1、将涡轮出口旋流、内外涵掺混、第三涵道气流考虑到排气系统中，结构相对简单，具有良好的主控效果；2、外涵和第三涵道流量实现单独控制，该试验平台可在总涵道比0-1.0范围内，不同外涵和第三涵道流量分配比下，对排气系统开展研究；3、在涡轮出口处设置引射器，可模拟内外涵掺混对喷管性能的影响。

附图说明

图1为本发明实施例的整体结构示意图；

图2为本发明实施例中实验室结构示意图；

图3为本发明实施例中涡轮部件的立体图；

图4为本发明实施例中波瓣式引射器的立体图；

图5为本发明实施例中喷管段、外涵道进口及第三涵道进口的立体图；

图中包括：1、高压气源，2、高压气源阀门，3、高压流量控制阀，4、电加热器，5、进气涡壳，6、进口导叶，7、转子，8、转子旋转轴，9、出口导叶，10、中心锥，11、引射器，12、外涵道进口，13、第三涵道进口，14、喷管喉道，15、掺混段，16、调节阀门，17、排气消音装置，18、涡流测功机，19、流场测量设备，20、总控制室。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明作更进一步的说明。

如图1所示为一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台，主要包括：

进气段：进气涡壳5的进气口通过电加热器4与高压气源1相接，通过电加热器4对主流进行加热，保证主流与外涵气流的总温差≤300k，用于研究不同温差下对掺混过程的影响，加热后主流气体经过进气涡壳5输送到涡轮段；

涡轮段：包括进口导叶6、转子7、出口导叶9和中心锥10，且涡轮段出口处设置有引射器11，用于增加外涵气流与涡轮出口主流气体间的掺混，主流气体经过引射器11输送到喷管段14；

外涵及第三涵道空气系统、喷管段14：外涵道进口12设置于引射器11上方的喷管段14进口处，喷管段14进口处设置有接近等直的掺混段15，第三涵道进口13设置于喷管喉道与喷管出口之间；所述外涵道进口12及第三涵道进口13分别通过调节阀门16控制进口宽度，进而实现外涵道进口12及第三涵道进口13流量的独立调节，保证总涵道比范围0-1.0。

考虑到结构尺寸与试验需求，涡轮段采用1.5级涡轮(如图3所示)，包括进口导叶、转子、出口导叶和中心锥，用以研究进口旋流下掺混段流场结构及其对喷管段的影响。优选设计：涡轮进口流量5kg/s，转速3000rpm，落压比1.35；采用三阶bezier曲线进行涡轮部件设计，择优确定进口导叶外径ds＝0.4m，内径dh＝0.26m等参数，进口导叶、转子及出口支板叶片数分别为24、39和7，出口导叶为转子的承力构件。中心锥可根据不同研究对象选择钝头短椎体或尖头长椎体。

涡轮段出口设置引射器，用于增加外涵气流与涡轮出口主流气体间的掺混，近似模拟真实发动机内的内外涵掺混，引射器的几何构型有圆台型、突片、波瓣型等。如图4所示，为更好模拟内外涵气流间的掺混，本实施例中引射器采用波瓣式引射器，由12个“波瓣”均匀分布一周，每个“波瓣”由两段圆弧和两段直线组成。

如图5所示，外涵出口位于进气段出口、喷管进口，喷管进口有接近等直的掺混段，用以内外涵气流的掺混，出口宽度调节范围dw1＝0～25mm；第三涵道位于喷管喉道与出口中间，约50％位置，出口宽度调节范围dw2＝0～20mm；进气段、外涵及第三涵道空气系统采用同一高压气源，可根据实际问题的需要，对主流进行加热，模拟真实环境下内外涵气流温度差。

本实施例中，所述涡轮段的轮毂比为0.65，涡轮段轴向长度与喷管段14的比值为1:5，波瓣式引射器的轴向长度为涡轮段的35％。

本发明针对多涵道下涡轮及喷管的气动问题，提出一体化试验研究平台，可实现涵道比在0-1.0范围内变化，具备结构清晰、研究目标明确等突出特点。

在高压气源总流量10kg/s的条件下，设计多涵道涡轮/喷管一体化试验平台，为满足涵道比变化范围在0-1.0，将涡轮段进口设计点流量设为5kg/s，采用三阶beizer曲线完成涡轮段设计，并依据涡轮部件尺寸依次设计出口引射器、外涵和第三涵道、喷管段，确定该一体化试验平台的具体结构尺寸。

多涵道涡轮/喷管一体化试验室的布置结构如图2所示，为保证试验测量的可靠性，将转子旋转轴8与涡流测功机18相接保证涡轮稳定输出功率，喷管出口连接排气消音装置17降低出口噪音，流场测量设备19可由试验测量具体需求进行选择，转子转速、流量阀门控制及数据处理在总控制室20内进行，具体试验步骤如下：

1.确保多涵道涡轮/喷管一体化试验台连接可靠、管道及阀门等密封性达到指标要求，检查高压气罐1，若高压气罐1压强在合适范围内，将高压气源阀门2打开；

2.接通电加热器4和涡流测功机18电源，打开主涵道的流量控制阀3，自动调节该控制阀门3使得主涵道流量约为5kg/s；

3.逐步提高电加热器4功率和转子旋转轴8转速，高压气流总温提高约100k～300k(避免涡轮进口温度过高，导致涡轮输出功率超出涡流测功机最大功率)，转子旋转轴的旋转速度提高并保持在额定转速3000rpm；

4.当主涵道流量稳定在5kg/s(±0.2kg/s)、电加热器功率4输出功率稳定(500kw～1500kw，由试验条件确定)、转子转速为额定转速3000rpm，利用流场测量设备19记录无外涵气流影响下，涡轮段和喷管段流场数据，包括涡轮段和喷管段进出口总温、总压、气流角等参数；

5.保持主涵道流量基本稳定，打开进气通道的流量总阀门3，打开并调节外涵道进口12的调节阀门16，逐步提高外涵进口12流量0～3kg/s，并保持外涵流量恒定为3kg/s(±0.2kg/s)，外涵流量动态变化过程约3min，利用流场测量设备19记录动态及稳态流场数据；

6.保持主涵道和外涵流量基本稳定，打开并调节第三涵道进口13的调节阀门16，逐步提高第三涵道进口13流量0～2kg/s，并保持第三涵道流量恒定为2kg/s(±0.1kg/s)，第三涵道流量动态变化过程约3min，利用流场测量设备19记录动态及稳态流场数据；

7.单次多涵道涡轮/喷管一体化试验过程约为20min，流场数据测量过程约为15min，试验测量完成后依次关闭外涵和第三涵道的调节阀门16、进气通道流量总阀门3、电加热器4电源、主涵道流量阀门3、涡流测功机18电源、高压气源阀门2，结束单次多涵道涡轮/喷管一体化试验。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。