[发明专利]一种气冷总温受感部的设计方法

说明书

本发明涉及加力燃烧室高温专项试验领域，尤其为航空发动机加力二元稳定器等零部件高温试验，试验段出口前截面温度场测量提供了一种从出口内探式的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。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方案。

技术领域

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。

发明内容

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。