[发明专利]一种航空发动机低压涡轮导向器流量检测试验段结构

权利要求书

1.一种航空发动机低压涡轮导向器流量检测试验段结构，包括低压涡轮导向器(5)，其特征在于：在低压涡轮导向器(5)的进气端设置有进气测量机匣(4)，在进气测量机匣(4)的进气端设置有进气整流段(3)，在进气整流段(3)的进气端设置有进口直管(2)，在进口直管(2)的进气端设置有进气收敛段(1)，在低压涡轮导向器(5)的出气端设置有排气测量机匣(6)；

所述进气收敛段(1)的内流道型面采用维氏曲线；

在进气测量机匣(4)的内、外机匣之间环形分布设置有整流叶栅(402)，用于改变进气方向并将气流导引至低压涡轮导向器(5)。

2.如权利要求1所述的航空发动机低压涡轮导向器流量检测试验段结构，其特征在于，所述进气收敛段(1)的设计步骤包括：

步骤一：确定收敛段进口截面半径H_i和收敛段出口截面半径H₀；

步骤二：设置步长x；

步骤三：按下式确定不同步长对应的点，进行拟合可得收敛段维氏曲线部分；

式中：H_i—收敛段进口截面半径；

H₀—收敛段出口截面半径；

h—轴向距离x处的截面高度；

L为收敛段维氏曲线部分总长。

3.如权利要求1所述的航空发动机低压涡轮导向器流量检测试验段结构，其特征在于：所述进气收敛段(1)的进口和出口分别一体成型设置有平直过渡段(101)。

4.如权利要求3所述的航空发动机低压涡轮导向器流量检测试验段结构，其特征在于：进气收敛段(1)的内流道型面粗糙度不低于Ra3.2；所述平直过渡段(101)的长度为70mm。

5.如权利要求1至4任一所述的航空发动机低压涡轮导向器流量检测试验段结构，其特征在于：在所述进气收敛段(1)上设置有吊耳(102)。

6.如权利要求1所述的航空发动机低压涡轮导向器流量检测试验段结构，其特征在于：所述进气整流段(3)包括进气整流段外支撑(302)、以及同轴设置在进气整流段外支撑(302)内部的整流帽罩(301)；

进气整流段外支撑(302)的内壁面与整流帽罩(301)的外周面间隔设置形成进气流道；进气整流段外支撑(302)与整流帽罩(301)之间通过支板(303)连接。

7.如权利要求6所述的航空发动机低压涡轮导向器流量检测试验段结构，其特征在于：在进气整流段外支撑(302)的两端分别设置有法兰边，进气端的法兰边与所述进口直管(2)连接，出气端的法兰边与进气测量机匣(4)的外机匣连接；

在整流帽罩(301)尾端内壁上行设置有进气整流段内支撑(304)；所述进气整流段内支撑(304)与进气测量机匣(4)的内机匣连接。

8.如权利要求1所述的航空发动机低压涡轮导向器流量检测试验段结构，其特征在于：所述进气测量机匣(4)包括进气测量机匣外机匣(403)、以及同轴设置在进气测量机匣外机匣(403)内部的进气测量机匣内机匣(405)，所述整流叶栅(402)一端与进气测量机匣外机匣(403)连接，另一端与进气测量机匣内机匣(405)连接；进气测量机匣外机匣(403)与进气测量机匣内机匣(405)之间间隔设置形成进气流道；

在进气测量机匣外机匣(403)的外周面上环形布置有总温总压测点(401)；

在进气测量机匣内机匣(405)的内壁面上位于整流叶栅(402)的前、后环形布置有两排进口静压测点(404)。