技术领域
[0001] 本
发明涉及航空
发动机领域，是一种高压舱式
主燃烧室扇形试验件结构，也适用其它高温高压扇形试验件设计。
背景技术
[0002] 随着先进航空技术的不断发展，对航空发动机的高温比、高压比、高推重比和低油耗提出了更高的要求，主燃烧室作为发动机三大核心部件之一，必须具备更高的燃烧效率、更轻的重量和更长的寿命。在发动机研制过程中，现有的计算模拟仿真手段具有一定的局限性，无法准确模拟发动机的工作状态及性能，需要通过大量的试验进行验证。目前，由于试验设备(气源)能
力的限制，全尺寸主燃烧室部件试验在大工况条件下主要采用降温、降压的方式进行，无法真实反映压力及
雷诺数对
辐射和
对流换热的影响。为了获取真实工况下火焰筒的冷却性能及主燃烧室部件综合性能，国内外大多选取一定头部数量的火焰筒头部，保持气流通道型面与发动机真实件一致，构成扇形试验件，开展高温高压工况下模拟试验研究。
[0003] 目前国内大部分高温高压主燃烧室扇形试验件主要由燃烧室机匣、火焰筒及燃油
喷嘴三部分组成，其结构形式与全尺寸主燃烧室类似，典型结构如图1所示，主要存在的缺点如下：
[0004] a)采用相对于真实件增加壁厚的燃烧室机匣作为承力件，其扇形
焊接结构对承受高温高压及传递设备
载荷的能力较弱，难以满足强度设计要求，从而影响试验安全及试验件寿命；
[0005] b)燃烧室机匣与火焰筒为装配结构，为便于装配及防止热
变形不协调，火焰筒
侧壁及边缘与燃烧室机匣存在间隙，造成试验过程中二股通道部分气流进入侧腔(燃烧室机匣与火焰筒侧壁空腔)，从而影响试验件流量分配，降低试验
精度；
[0006] c)由于不同项目发动机特点、
气动参数及结构尺寸存在差异，各项目均根据自身的需求设计扇形试验件，不具有通用性，大大增加了研制成本及周期。
发明内容
[0007] 发明目的：针对上述问题，本发明提供一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构，采用整环形承力
框架及三段式侧壁密封，保障高温高压工况下的试验安全，提高试验精度，降低项目研制成本。
[0008] 本发明实现上述目的的方案：
[0009] 本发明提供一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构，承力机匣为圆筒型，试验段置于所述承力机匣内，所述试验段包括扇形火焰筒和扇形机匣。
[0010] 优选的，所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构，还包括
支撑法兰，所述支撑法兰连接试验段后端与承力机匣。
[0011] 优选的，所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构，还包括辅助支撑结构，所述辅助支撑结构一端连接承力机匣内壁，一端连接试验段前端，从侧面对试验段前端进行辅助支撑。
[0012] 优选的，所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构，所述辅助支撑结构在轴向具有浮动量，辅助支撑结构与试验段前端的连接部位可沿轴向滑动，以补偿高温工况下的热变形不协调。
[0013] 优选的，所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构，还包括密封侧壁，所述扇形火焰筒装配在扇形机匣内，密封侧壁通过
螺栓压紧密封扇形机匣及扇形火焰筒侧壁，形成封闭的主燃烧室二股通道。
[0014] 优选的，所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构，所述密封侧壁为薄壁，可补偿加工误差，可补偿封扇形机匣与扇形火焰筒侧壁间的热变形不协调。
[0015] 优选的，所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构，还包括燃油喷嘴，所述燃油喷嘴固定在扇形机匣上，通过管路穿过承力机匣与外部设备燃油管路连接。
[0016] 优选的，所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构，所述管路为金属软管。
[0017] 优选的，所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构，所述支撑法兰包括火焰筒出口连接孔，所述火焰筒出口连接孔与扇形火焰筒出口形状一致。
[0018] 优选的，所述的一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构，在所述试验段可以放置进承力机匣内腔的前提下，所述试验段可以替换，所述承力机匣可以重复使用。
[0019] 本发明的有益效果是：主燃烧室扇形试验件开展高温高压试验时，采用本发明可为试验件试验安全及试验精度提供保障，具体如下：
[0020] 1.试验过程中的机械载荷及试验压力由承力机匣独立承担，扇形机匣与扇形火焰筒组成的试验段主体只承担构成流道的功能，不受外部载荷影响，可以有效提高试验件寿命及试验安全；
[0021] 2.密封侧壁从外侧同时压紧密封扇形机匣及扇形火焰筒侧壁，可以消除二股通道漏气现象，保障流量分配满足设计要求，提高试验精度；
[0022] 3.该结构形式简单可靠，工艺难度较小，其他项目可借用其承力机匣及支撑法兰，仅需根据具体项目特点设计加工扇形机匣及扇形火焰筒等零组件，可以显著节约加工成本，缩短研制周期。
附图说明
[0024] 图2为高压舱式主燃烧室扇形试验件顺航向剖视图；
[0025] 图3为高压舱式主燃烧室扇形试验件右侧剖视图；
[0026] 图4为承力机匣结构示意图；
[0027] 图5为密封侧壁结构示意图；
[0028] 图6为支撑法兰结构示意图；
[0029] 1-承力机匣；2-扇形机匣；3-扇形火焰筒；4-密封侧壁；5-支撑法兰；6-燃油喷嘴；7-辅助支撑。
具体实施方式
[0030] 为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体
实施例，并参照附图，对本发明进一步详细说明。
[0031] 本发明为一种高压舱式主燃烧室扇形试验件结构，主要由承力机匣1、扇形机匣2、扇形火焰筒3、密封侧壁4、支撑法兰5、燃油喷嘴6、辅助支撑7组成，结构简单可靠，具有一定的通用性，适应于高温高压部件试验件。
[0032] 密封侧壁4通过螺栓压紧密封扇形机匣2及扇形火焰筒3侧壁，形成封闭的主燃烧室二股通道，并具有补偿加工误差及热变形不协调的能力。其中火焰筒侧壁一端是高温燃气，一端是试验件进口高温气流，工作环境恶劣，需要对其设计加强冷却结构。
[0033] 扇形机匣2与扇形火焰筒3通过后法兰固定于支撑法兰5上，支撑法兰5起着分隔试验段与测试段腔道及支撑试验段的作用，需要根据模拟发动机
涡轮引气量计算确定其冷却结构特征参数。
[0034] 燃油喷嘴6固定在扇形机匣上，通过管路穿过承力机匣与外部设备燃油管路连接，为防止
螺纹连接接嘴在高温条件下出现燃油泄露，从而引起自燃，影响试验安全，管路与喷嘴采用焊接结构；为便于装配及解决模型试验件舱式结构过约束及密封问题，管路采用金属软管进行燃油输送。
[0035] 承力机匣1采用整环形结构，其前法兰与设备管道连接，后法兰通过支撑法兰5与测试机构或试验台架连接，传递设备载荷及热
应力。承力机匣1可设置电嘴安装座、测试安装座等，试验件尺寸较大时需在进口
位置增加辅助支撑7，辅助支撑7应具有一定的浮动量，以补偿高温工况下热变形不协调。
[0036] 下面结合附图及具体介绍本发明的实施例。
[0037] 图2～图3中高压舱式主燃烧室扇形试验件主要由承力机匣1、扇形机匣2、扇形火焰筒3、密封侧壁4、支撑法兰5、燃油喷嘴6、辅助支撑7组成。试验件借鉴高压舱原理结构形式，将承力机匣1作为高压舱体，承受试验过程中进口气流压力、
温度负荷并传递设备载荷。扇形机匣2及扇形火焰筒3作为试验段主体，后端通过支撑法兰5固定于承力机匣1上，前端设置浮动辅助支撑7，高温工况下可向前自由滑动，释放
热应力。扇形机匣2仅承受温度负荷，内外压差基本一致，这种结构形式可以保护试验段主体不受外部载荷影响，提高试验件寿命及试验安全。密封侧壁4通过螺栓压紧密封扇形机匣2及扇形火焰筒3侧壁，形成封闭的主燃烧室二股通道，保障流量分配满足设计要求，提高试验模拟的真实性。燃油喷嘴6固定在扇形机匣上，通过管路穿过承力机匣与外部设备燃油管路连接，为便于装配及解决试验件高压舱式结构过约束及密封问题，管路采用金属软管进行燃油输送。电嘴及测试耙均采用浮动密封结构，可沿轴向自由滑动以补偿热变形不协调。承力机匣1与支撑法兰5具有一定的通用性，可包容多个项目扇形试验件。该试验件结构形式简单可靠，工艺性好，装拆方便，可以显著节约加工成本，缩短研制周期。
[0038] 图4中承力机匣1作为主要承载件，其壁厚H1及法兰厚度H2与试验工况、材料性能直接相关，通常在5mm～500mm之间。为保证承力机匣1的通用性，总长H3及内径D1应适当偏大，以包容其他项目的扇形机匣及扇形火焰筒，H3在100mm～5000mm之间，D1在100mm～5000mm之间。
[0039] 图5中密封侧壁4内外型面分别与扇形火焰筒3型面、扇形机匣2型面相似，其总长H4≥扇形机匣侧壁总长，总高H5≥扇形机匣侧壁，厚度H6不宜太厚，以补偿扇形机匣2、扇形火焰筒3的加工误差及热变形不协调，H6在0.5mm～10mm之间。螺栓孔间距H7及螺栓孔直径D2应充分考虑装配性及
密封性。
[0040] 图6中支撑法兰5中心槽呈扇形，其高度H9、
角度A°、外径R1、内径R2应与扇形火焰筒出口保持一致，H9在20mm～500mm之间，A°在15°～180°之间。厚度H8与试验工况、材料性能直接相关，通常在5mm～50mm之间。冷却引气孔直径D3由模拟发动机涡轮引气量计算确定，避免影响试验的精确性。
[0041] 以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何
修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。
