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1、C S A A 9 9 一P E 0 2 0航空发动机燃烧室温度测量?贵州航空发动机研究所彭建、白庆雪L 捅要j航空发动机燃烧室出口镌气平均温度沿径向的分布偏离理想温度分布，会对涡轮导向器叶片和转子叶片的寿命带来明显影响，为探寻某型发动机燃烧童出口温度分布，本文针对燃烧室出口与涡轮进口问空间狭窄结柯复杂的特点，设计了结构简单的测温探针，并将 i 导机臣改装成了独立的燃烧窒出口温度场测量试验段成功地录取了燃烧室2 0 0 点t ；温度场数据证明了其揉针设计和发动机结构改装是可行和可靠的 主题词燃烧室温度场测量一、前言航空发动机燃烧室出口温度t ；是一个非常重要的参数，台架试车按验收曲线计算获得t
2、 ；，但场的平均究竟多高? 计算所获t ；是否倍当? 热点如何分布等问题一直是设计者想了解的问题外场常出现发动机1 级导向叶片损坏现象，更逐使设计者弄清燃烧室出口温度场分布的实质”因此对于燃烧室出口径向平均温度分布，出口温度沿周向分布的坶匀性和最大温度点( 热点) 的温度及其位置都十分关心、，但燃烧窒出口温霞冀不是测量，其难点在于t 通道尺小，设计的探针应考虑减小对流场的干扰；探针在高温下应安全可靠，具有一定寿命，一旦烧坏测量头，碎块将会打坏涡轮叶片，危及发动机安全；装配工艺十分困难。结构上很难实现多点测量该项技术涉及到高温、高速环境下探针结构设计、发动机结构、绝缘材料、工艺等诸多方面。 国内
3、外均有一些研究应用例子，1 9 8 4 年美国在F 1 0 0 发动机上沿I 级涡轮静子叶片前缘上安装了6 点热电偶，共1 8 4 点测量涡轮前温度场；1 9 8 2 年前苏联在发动机试验中将热电偶安装在特制的涡轮静止叶片上测取燃烧窒出口温度场，电偶数量达几百点 1 i 我国也有这方面的技术研究 2 3 。但鉴于我国的高温测温器件匿乏，加之高温绝热材料条件和热敏感元件制造工艺等条件韵限制，尚无成熟的经验可供借鉴，其t ；温度场浏量一直是个较难的课题。本文作者利用萤内现有条件，钎对某型发动机燃烧室出口环境条件特点，沿I 导静叶设计布置了5 个测湿探针，沿周向共窖o o 点；并将I 导机匿改装成了
4、独立的燃烧室出口t ；温度场测量试验段，其探钟耐气燕冲捌，结构可靠，稳定性好，易装配更换：成功地景取了燃烧室出口t ；2 0 0 点温度场数据，无一点损坏该装置适用于多机种j 发展了航空发动机燃烧奎出口t ；温1 2 9度场的测试技术。二、探针设计与发动机机匣改装1 、探针设计 某毽发动机燃烧室火焰筒安装边距I 级弱轮静叶前沿仅7 5 主流区测温探针设计的核心问题，主要是要解决高温下探针的强度，并使其尽可能减少对气流的干扰，从而提高测温的准确度鉴于国内尚缺乏高温、高强度微型的测温元件，本文作者仍采用了应用比较成熟的热电儡澍温元件，其特性较稳定工艺上易实现、尺寸小，对流场干扰小，有较高的时间响应
5、，重复性好，可靠性高为了减小高蔼环境下涮量的误差，采取了滞止罩式结构与I 导涡轮静叶前缘焊接形成潞温探针，在狭窄空问内充分考虑了对瘴换熟的条件为绪止用于冷却l 导静叶的二驳气液与燃烧室出口气藏形成掺混，利用瞳瓷环封装较好地解决了滞止罩与热电佣的绝热与绝缘、防止振动引起琉松、气体密封、引线等难题燃烧室两火焰筒问安装边与之对应的测点，由于空同狭窄不能采用带滞止罩式结构，而采用了露头式结构见图l a 和圈l b 经试验表明以上两种结构的探针结构强度好，耐气流冲刷，可靠稳定。目哇t矗暹查显髀图l a 滞止式测探针图l b 凸头式测强探针2 、测点布置o ：_ 在某堑发动机I 导静叶莆缘措径向布置了5
6、个测点，棒成涓混叶片捧，4 0 个叶片共2 0 0个测点，测点按等环面分布经验表明责金属及其合金是高强测量的可靠蒜量元件。其长期使用温度可达1 6 0 0 。能蔫足祸轮进口鼙度的测量要求但都使用责金属，将使经费开支太大考虑到燃烧窜出口温度分布，即措l 导叶片叶高根部和顶部温度僖低；同时考虑到两火焰筒安装边之间连接处热电偶探针感受到的是辐射热。所以在措叶高的l 、V 截面及火焰筒安装边与之对应的测点可采用廉金属材料的热电偶，在主流区则采用贵金属热电偶，这样贵金属热点偶仅占4 5 ，大大降低了费用1 3 03 、探针校准在高温燃气流温度测量中，温度测量的准确度不仅与热电偶材料特性有关，与探针结构等
7、复杂因素有关。设计的测温探针，由于受测温环境空间的限制，各物理尺寸都不可能获得最佳尺寸，因此势必存在着一定的澍温误差。而误差计算结果距实际工况相差甚远。因此必须通过热风洞校准，校准工作在3 0 4 所热校风洞上进行。表1 ：给出了两种结构的恢复系数校准结果， 图2 给出了M o 3 时的测温误差校准曲线表1恢复系数特性校准结果( 偏航角为o 。)传感器M ( 马赫数)7 ( 恢复系数)( 复温修正系数)O 1 9 7O 8 3 10 0 0 1 3 0滞止罩式O 3 0 1O 8 7 6O 0 0 2 2 10 4 0 5O 9 4 2O 0 0 1 8 7 n 。2 0 0O 7 5 1O
8、0 0 1 9 8凸头式O 3 0 4O 7 7 3O 0 0 4 1 1O 4 0 6O 8 2 8O 0 0 5 4 7从表1 可见凸头式较滞止罩式的总温恢复系数差图2 可见，带滞止罩式的探针的温度t 。与来流总温t 。偏差较小校准风洞壁温t ，对被校探针的影响甚徽，这与I 导静叶被包容在气流通道中的实际工况相符，t ；测温试验件当内腔存在冷却气流P t 时对其温度探针测温偏差影响较大为防止宴际工况下，二殴气流流入l 导静叶内脏采取了堵塞的方法经校准后，两种探针结构与总温t o 的偏差，可以对测试结果进行修正。4 、发动机机匣改装为将测温热电偶束引出发动机， 必须穿过导向器壳体前半部，为了
9、噩免发动机分解和装配时造成电偶柬折断：儡护热电偶丝；将导向器壳体前半部分成两段，中间增加了一道安 装边，使l 导机匣成为独立的t ；测温工艺试验段同时为便于装配时电偶束能顺利穿过导向器壳体，又将导向器壳体前段分成上、下两半进行扣装为防止燃气或冷气从导向器壳体的引线孔泄漏，在I 导机匣外环与导 向器壳体间设计了封严安装座，使电偶从中引出见图3 该碍测温工艺试验段经试验证明是安全可靠的 测温叶片排根据需要可更换，易装配而且适用多机种。M O 3 ，t 84 0 t图2T ；测量试验件测温误差校准曲1 3 l三、测试结果及分析豳3T i 硝温工艺试验段典型褪疰坜觅圈4 、图S 所示的燃烧室十个火焰筒
10、出口早均温度分布图从圈3 可见，两相邻火焰筒出口截面处温度偏低原因是安装边所对应的测点仅感受捌的是疆射热，而且受燃烧室二段气流的影响所以导致温度俯低从图5 可见。热区主要分布在第2 、6 、扩、1 0 火焰筒出口处G 温度场截面平均墨度在位于约2 3 叶片高度位置处量高对燃烧窒出口温 度分布品质进行考察_ ：其不均匀度比涡轮出口高达约2 0 ，1 3 2图4T ；2 0 0 点温度场局部扇面数据( )四、结论1 利用国内现有绝缘、绝热材料及应用比较成熟的热电偶测温元件，解决好加工、组装等工艺问题，成功地测取寸2 0 0 点温度场，无一点损坏经改装后形成的某型发动机t ；蠢度场撼量工艺试验段，经试验说明 该方案可行、可霉，可适用于多种机型一圈5 燃烧窒出口各火焰筒平均度分布参考文献Lw H A t k i m 5 着，张中亭编译，航空燃气涡轮先进测试技术研究，6 0 6 所。1 9 8 6 年2 彭拾义。测定燃烧室出口温度的筒捷方法气体分析法，航空航天工业部， U B 8 9 0 7 6 2 ，1 9 8 9 年3 杜春祥应用红外技术测量发动机加力燃烧奎出口温度，6 0 6 所，1 9 8 4 年1 3 3
