一种航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置的制作方法

本申请属于航空发动机加力燃烧室试验，具体涉及一种航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置。

背景技术：

1、航空发动机加力燃烧室试验，需要对进口气流进行加热，当前，多是时采用发动机进行加温，在发动机供油量范围内，仅能够在700k～1200k范围内对进口气流进行加温，不能够到达加力燃烧室低温状态点、高温状态点对应的进口气流温度，从而不能够实现在全状态范围内对加力燃烧室进行试验。

2、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

3、需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供一种航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

2、本申请的技术方案是：

3、一种航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置，包括：

4、外机匣；

5、外圈环形稳定器，在外机匣内设置；

6、蒸发管稳定器，在外机匣内设置，位于外圈环形稳定器内侧，前端设置有多个沿周向分布的稳定器进油管；

7、多个外向传焰槽，沿周向连接在外圈环形稳定器、蒸发管稳定器之间；

8、多个内向长径向稳定器，沿周向连接在蒸发管稳定器内侧；

9、多个内向短径向稳定器，沿周向连接在蒸发管稳定器内侧，与内向长径向稳定器相间分布；

10、中间环形供油管，其上设置有多个沿周向分布的中间进油喷油杆；每个中间进油喷油杆正对一个稳定器进油管；

11、内圈环形供油管，其上设置有多组沿周向分布的内圈内向喷油杆、内圈外向喷油杆；每组内圈内向喷油杆、内圈外向喷油杆正对一个内向长径向稳定器或内向短径向稳定器；

12、外圈环形供油管，其上设置有多组沿周向分布的外圈内向喷油杆；每个外圈内向喷油杆正对一个内向长径向稳定器或内向短径向稳定器；

13、点火电嘴，安装在外机匣，伸入到蒸发管稳定器内。

14、可选的，上述的航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置中，外机匣与外圈环形稳定器之间通过多个沿周向分布的支杆连接。

15、可选的，上述的航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置中，各个稳定器进油管后端，伸入到蒸发管稳定器后端内，伸入到蒸发管稳定器后端内部位的侧壁具有多个沿周向分布的喷油口。

16、可选的，上述的航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置中，蒸发管稳定器前端设置有蒸发管，蒸发管分为多段，每段蒸发管连接在相邻两个稳定器进油管之间，其上具有多个小孔，连通至蒸发管稳定器后端内。

17、可选的，上述的航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置中，各段蒸发管上的小孔两个一组，各段蒸发管上各组小孔之间呈一定角度排列；

18、蒸发管稳定器前端对应于各段蒸发管设置有多处小孔，蒸发管稳定器前端上各处小孔分布在对应段蒸发管的两侧，与对应段蒸发管上小孔的角向位置一致。

19、可选的，上述的航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置中，外圈环形稳定器的横截面呈v型；

20、各个内向长径向稳定器、内向短径向稳定器的横截面呈v型。

21、可选的，上述的航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置中，中间环形供油管上连接有中间进油管，中间进油管贯穿外机匣上；

22、内圈环形供油管上连接有内圈进油管，内圈进油管贯穿外机匣上；

23、外圈环形供油管上连接有外圈进油管，外圈进油管贯穿外机匣上。

24、可选的，上述的航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置中，外圈环形稳定器前端沿周向设置有多个外圈稳定器耳座；

25、蒸发管稳定器外侧沿周向设置有多个蒸发管稳定器外向耳座；

26、每个外圈稳定器耳座对应与一个蒸发管稳定器外向耳座之间通过连接片连接。

27、可选的，上述的航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置中，内圈环形供油管上具有多个沿周向分布的内圈供油管耳座；

28、中间环形供油管上具有多个沿周向分布的中间供油管耳座；

29、外圈环形供油管上具有多个沿周向分布的外圈供油管耳座；

30、蒸发管稳定器内侧沿周向设置有多个蒸发管稳定器内向耳座；

31、每个内圈供油管耳座对应与一个中间供油管耳座之间通过内圈拉片连接；

32、所述航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置还包括：

33、多个拉杆，在外机匣内沿周向设置，一端连接有拉杆连接耳座，各个拉杆连接耳座通过拉杆安装座铰接在外机匣上；

34、每个拉杆另一端对应与一个供油管耳座通过中间拉片连接，对应与一个外圈供油管耳座通过外圈拉片连接，以及对应与一个蒸发管稳定器内向耳座通过蒸发管稳定器拉片连接。

技术特征：

1.一种航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置，其特征在于，

3.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置，其特征在于，

4.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置，其特征在于，

5.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置，其特征在于，

6.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置，其特征在于，

7.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置，其特征在于，

8.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置，其特征在于，

9.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置，其特征在于，

技术总结
一种航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置，包括：外机匣；在外机匣内设置的外圈环形稳定器、蒸发管稳定器；多个外向传焰槽，沿周向连接在外圈环形稳定器、蒸发管稳定器之间；多个内向长径向稳定器、内向短径向稳定器，沿周向相间连接在蒸发管稳定器内侧；中间环形供油管，其上设置有多个沿周向分布的中间进油喷油杆，分别与各个稳定器进油管正对；内圈环形供油管，其上设置有多组沿周向分布的内圈内向喷油杆、内圈外向喷油杆，分别与一个内向长径向稳定器或内向短径向稳定器正对；外圈环形供油管，其上设置有多组沿周向分布的外圈内向喷油杆，分别与一个内向长径向稳定器或内向短径向稳定器正对；点火电嘴，伸入到蒸发管稳定器内。

技术研发人员：李娜,王建培,张宝华,高笛,贾亢
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/12