[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

说明书

一种航空发动机低压涡轮导向器流量检测试验段结构，在低压涡轮导向器的进气端设置有进气测量机匣，在进气测量机匣的进气端设置有进气整流段，在进气整流段的进气端设置有进口直管，在进口直管的进气端设置有进气收敛段，在低压涡轮导向器的出气端设置有排气测量机匣；所述进气收敛段的内流道型面采用维氏曲线；在进气测量机匣的内、外机匣之间环形分布设置有整流叶栅，用于改变进气方向并将气流导引至低压涡轮导向器。进气收敛段的内流道型面采用维氏曲线，可以有效地提高流场均匀性和轴向静压梯度，另外，通过在低压涡轮导向器前设置一排环形整流叶栅，可以改变进气方向，将气流导引至低压涡轮导向器，进而保证进气方向与发动机产品一致。

技术领域

本发明涉及航空发动机零部件试验技术，尤其涉及一种航空发动机低压涡轮导向器流量检测试验段结构，适用于用于航空发动机涡轮导向器流量函数试验。

背景技术

涡轮导向器流量函数试验器主要用于获取导向器流量函数随进出口总静压膨胀比和冷气状态参数的变化曲线，验证导向器流通能力并获得冷气状态参数对导向器流量函数特性的影响规律。由于进气马赫数、进气攻角对涡轮导向器的前后温度、气流流场、发动机流量及功率、转速、耗油率等都有直接影响，关系发动机工作的稳定性、压气机与涡轮的匹配性等。因此，对发动机涡轮导向器函数流量测量是一项必不可少的工作，每一件涡轮导向器在装机交付前都必须进行流量函数专项试验，以确定涡轮导向器排气面积与流量的合格性。

现有技术中有文献公开关于低压涡轮导向器试验相关技术，如公开号为CN113607420A公开了一种低压涡轮导向器环吹试验安装结构及试验方法，利用整流叶栅将气流偏离轴向一定角度，同时对低压涡轮导向器引入冷气，满足发动机实际工作中低压涡轮导向器进口气流角及其表面实际的流动状态，解决了气流直接作用在低压涡轮导向器的低导叶片前缘的问题，改善气流在低压涡轮导向器局部分离的同时还提高了低压涡轮导向器的气动性能，而且增加试验数据的可靠性。

发动机低压涡轮导向器装机前均需进行流量检测试验，该试验主要获取不同试验状态下进出口总压、总温、静压、气流角等的径向分布曲线。发动机低压涡轮导向器前为高压涡轮，流出高压涡轮的高温燃气以一定攻角进入低压涡轮导向器。以往低压涡轮导向器流量检测试验段未考虑高压涡轮出口气流预旋角度影响。目前涡轮导向器流量检测试验段没有成熟的设计经验，进气收敛段多采用直筒设计，流场品质较差。且导向器多是采用轴向进气，对试验结果有一定程度的影响，导致流量检测结果偏小。

发明内容

本发明的主要目的是提出一种航空发动机低压涡轮导向器流量检测试验段结构，旨在解决上述技术问题。

为实现上述目的，本发明提出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，在低压涡轮导向器的进气端设置有进气测量机匣，在进气测量机匣的进气端设置有进气整流段，在进气整流段的进气端设置有进口直管，在进口直管的进气端设置有进气收敛段，在低压涡轮导向器的出气端设置有排气测量机匣；所述进气收敛段的内流道型面采用维氏曲线；在进气测量机匣的内、外机匣之间环形分布设置有整流叶栅，用于改变进气方向并将气流导引至低压涡轮导向器。

优选的，所述进气收敛段的设计步骤包括：

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。