[发明专利]一种航空发动机燃烧室总温测量装置

说明书

本发明公开了一种航空发动机燃烧室总温测量装置，包括：安装基座；测温耙主体，条形结构，一端与所述安装基座连接，沿长度方向设有多个顶部开口朝向来流方向的安装孔，内部设有水冷冷却单元；多个热电偶探针，安装在对应的安装孔内；热电偶线引出管，安装在所述安装基座上用于安装连接热电偶探针的热电偶线，所述热电偶探针包括：金属固定套筒，与所述安装孔紧固连接；屏蔽罩陶瓷管，安装在所述金属固定套筒中，带有朝向顶部开口的进气口以及垂直来流方向的出气口，所述出气口连通至所述测温耙主体外；热电偶丝；本发明可以得到燃烧室的温度分布，测温范围大，测温精度高，连续测温时间长，热电偶探针易更换，测温成本低。

技术领域

本发明涉及航空发动机燃烧室总温测量技术领域，特别涉及一种航空发动机燃烧室总温测量装置。

背景技术

高温高速条件下的温度测试在航空航天技术领域中，特别是在航空发动机型号设计、研制和实验中非常重要，它可以用于计算燃烧效率，分析燃烧室出口温度分布，确保涡轮叶片安全工作等。由于温度高、环境恶劣、影响因素多，高温气流温度的测量是困扰已久的一个技术难题。

高速气流总温是指气流在绝热滞止状态下所能达到的温度，实测过程中完全滞止是无法实现的。当高速气流流向测量装置时，由于压缩热和摩擦热的影响，高速气流总温测量存在许多困难，尤其是高温高速条件下，辐射误差和导热误差加剧，高速气流总温的准确测量更加困难。

现有的关于高温高速气流温度测量的一些先进测量方法如：光纤式温度传感器、红外温度计、光学高温计、TDLAS测温等，但影响测量准确的因素太多，设备测量精度、稳定性难以达到航空发动机、火箭发动机和高温风洞测试精度的要求。

目前，国内外针对高温高速气流的高精度测量广泛采用的是屏蔽式总温热电偶探针，它是一种接触式测温法，具有简单、可靠、测温精度较高的特点，而且输出的是电信号，便于远距离和多点测量。现有的热电偶探针测温耙能够测量高温风洞1600℃的高速气流，但热电偶探针易烧坏，不易更换，且测温耙尺寸大，造价昂贵，更换成本高。针对航空发动机燃烧室高达1800℃的总温测量需求，一方面气流温度高，辐射误差增大，且高温下热电偶易烧坏，要求热电偶易更换；另一方面发动机燃烧室结构紧凑，要求测温耙的尺寸小，而为了保证测温耙的强度，必须设计冷却结构对测温耙进行足够的冷却，多重困难使得尚未有公开报道的测温耙装置。现有技术通过测量来流总压和流量，利用喷管流量公式反算得到来流总温的平均温度，不能得到燃烧室的温度分布。

发明内容

本发明提供了一种航空发动机燃烧室总温测量装置，能够测量1800℃的高温高速气流，测温耙尺寸小、结构紧凑，连续测温时间长，且热电偶探针易更换，测温成本低，同时减小了辐射误差，提高了测温的准确性。

一种航空发动机燃烧室总温测量装置，包括：

安装基座；

测温耙主体，条形结构，一端与所述安装基座连接，沿长度方向设有多个顶部开口朝向来流方向的安装孔，内部设有水冷冷却单元；

多个热电偶探针，安装在对应的安装孔内；

热电偶线引出管，安装在所述安装基座上用于安装连接热电偶探针的热电偶线，所述热电偶探针包括：

金属固定套筒，与所述安装孔紧固连接；

屏蔽罩陶瓷管，安装在所述金属固定套筒中，带有朝向顶部开口的进气口以及垂直来流方向的出气口，所述出气口连通至所述测温耙主体外；

热电偶丝，尾部与所述安装孔的底部开口螺纹连接，头部安装在所述屏蔽罩陶瓷管内。

本发明中，热电偶丝与测温耙主体螺纹配合连接，方便拆装，测温成本低，屏蔽罩陶瓷管减小了辐射误差，提高了测温的准确性。同时在测温耙内部设置冷却腔，对测温耙主体进行冷却。