航空发动机燃烧室出口温度场双向测量方法

杨志民 ，孙永飞 ，赵 煜 ，葛 新

（1.北京航空航天大学能源动力与工程学院，北京 10083；2.沈阳发动机设计研究所,沈阳 110015）

航空发动机燃烧室出口温度场双向测量方法

杨志民1、2，孙永飞2，赵 煜2，葛 新2

（1.北京航空航天大学能源动力与工程学院，北京 10083；2.沈阳发动机设计研究所,沈阳 110015）

介绍了1种航空燃烧室出口温度场正、反向测量的新方法。使用1个角度传感器（编码器）记录摆动装置的双向转动角度，达到了双向采集和测量温度场数据的目的；在程序中设定正、反向切换时的空程，在测量中予以消除，解决了齿轮传动中存在的空程角度难题，使得正、反向旋转测量的实际位置一致，保证了温度场试验数据的重复性。试验证明温度场数据较好地满足了重复性的要求。

双向数据采集；温度场;燃烧室；试验

1 引言

航空发动机主燃烧室出口温度场试验是多数发动机出厂或返修需要进行的1项重要部件试验。通常的温度场测量方法采用2支或4支多点电偶耙，安装到1套旋转装置上，通过装置旋转来测量整个燃烧室出口环面的温度分布；旋转方式可以是连续的，也可以是间断的；但转动位置却是按角度精确计量的，数据采集的间隔角度按照要求的温度场测点密度来确定。一般来说，整个温度场的数据还应达到一定的重复性要求。由于对数据采集的要求严格，必须使数据采集角度十分准确，因此，多年来，一直采用单向采集的测量方式，即摆动装置在顺时针旋转时采集温度场的数据，而逆时针回转时就不再采集数据，这样，可以避免因传动装置空程而带来测量角度的误差，以确保温度场数据的重复性要求。

由于逆时针旋转时没有测量温度场数据，增加了试验的无用时间，浪费了巨大的能源，为此，成立了专门的课题攻关小组，经过近半年时间的研讨和实践，攻克了多个难点，实现了燃烧室出口温度场双向数据采集。

本文介绍了航空发动机燃烧室出口温度场双向测量方法，并过了试验验证。

2 试验器及工作原理

2.1 试验器简介

燃烧室出口温度场试验在主燃烧室全环试验器上（如图1所示）进行，试验器工作流程如图2所示。试验器气源为空气压缩机，在压力为0.5MPa下，最大空气流量可达25kg/s，来流温度最高达120℃；试验器进气系统包括2级加温，第1级采用回热式加温，可将来流加温至300℃以上,而第2级采用燃烧室直接加温，可将来流进一步加温，至600℃；通过旁路掺混可以调整燃烧室进口的流量和温度。试验室布置2个试验工位，可以进行2个不同型号燃烧室的性能试验。试验件出口设有转动温度场测量装置，该转动装置可以设定为连续转动方式或间歇转动方式。测温电偶安装在转动装置上，每个装置上装有4支电偶耙。温场测量装置可根据要求改变温度测点的分布密度（0.35～8.33cm2/点）。

2.2 温度场测试原理

试验件用的测量电偶分A、B 2种类型，各有5个测点，坐标沿径向交错排列，共测量10环（1～10环由外环向内环排列）；其中，A 型测 1、3、5、7、9环，B 型测 2、4、6、8、10环 。 测 量 装 置 转 动180°，4支电偶扫过整个环面；转动位置角度通过角度传感器（编码器）测量后，将信号传到控制计算机，计算机确定需要采集温度的角度位置，并采集温度信号，控制计算机可以通过控制箱来控制转动装置的转动方式。控制箱通过电动机构来实施动力传动，动力传动采用由多个齿轮组成的齿轮机构进行（控制原理如图3所示），这种方式设计简单，但会造成一定的传动空程，在正、反转切换时必须想办法消除空程角。

3 设计方案选择及实施

3.1 方案选择

为了达到正、反转双向测量的目的，必须使双向测量角度、高度一致，否则，所测试验数据就不能满足重复性的要求。为此，初步设计了3套方案。

方案1：采用双编码器。即正转起点和反转起点各用1个编码器定位，使正转角度和反转角度一致；该方案需要增加1个编码器，并需改动传动结构，设计周期长，改造经费较高。

方案2：测量齿轮间的空程。在正转或反转时，转盘经过同一位置编码器时显示的角度不同，该偏差即是齿轮空程。现场测量出该空程，在控制程序中预先设定控制角，用软件消除空程。该方案简单易行，只是需要多次实验。

方案3：采用增加光电传感器的方法来机械定位，确定反转采集起点位置。该方案需要改动测量段的局部结构，增加的传感器在高温环境下容易损坏。

通过权衡，选择了方案2作为实施方案。

3.2 方案实施

对方案2进行了工作分解，其工作流程如图4所示。

4 结果验证及分析

通过查阅图纸和现场多次测量，最终确定空程角度为0.45°。进行冷、热态试验进行验证，共进行冷态调试5次，主要是修正正、反转空程角；热态调试3次，主要检验温度采集数据是否完整，以及试验数据是否满足重复性要求。试验数据重复性对比见表1～3，并如图5～7所示。试验数据沿径向分10环处理，表1中第1次试验重复性指标θj的最大误差为0.006；θjcp的最大误差为0.002；表2中第2次试验θj的最大误差为0.005，θjcp的最大误差为0.003；表3中第3次试验 θj的最大误差为 0.0012，θjcp的最大误差为0.003；从3次试验结果来看，重复性指标均满足要求（要求θj的数据重复性不大于0.03，θjcp的数据重复性不大于0.02）。

表1 第1次热态调试数据重复性

表2 第2次热态调试数据重复性

表3 第3次热态调试数据重复性

5 结束语

在主燃烧室试验器上首次实现了以正、反转方式双向测量燃烧室出口温度场。由对5次冷态和3次热态的温度场测量数据所行的分析可知，温度场数据测量完整，数据重复性满足要求。

应用燃烧室出口温度场双向测量方法可节省大量试验经费。

[1]张宝诚.航空发动机试验和测试技术[M].北京：北京航空航天大学出版社，2005.

[2]侯晓春.高性能航空燃气轮机燃烧技术[M].北京：国防工业出版社，2002.

Bi-directional Measurement Method of Combustor Outlet Temperature Field for Aeroengine

YANG Zhi-min1、2， SUN Yong-fei2,ZHAO YU2,GE Xin2
（1.School of Jet Propulsion，Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Beijing 10083,China;2.Shenyang Aeroengine Research Institute,Shenyang 110015，China）

A new bi-directionalmeasurementmethod ofcombustoroutlet temperature field for aeroengine was introduced.The bi-directional turning angle of the swing device was recorded using an angle sensor to collect and measure temperature field data.The idle running of bi-directional switching was set in the program and it was eliminated in the measurement to solve the idle running angle in the gear drive.The positions of the bi-directional turning measurement were consistent.The repeatability of the temperature field data was ensured.The experiment indicates that the temperature field data can meet the demands of the repeatability well.

bi-directional data collecting;temperature field;combustor;experiment

杨志民（1968），男，在读博士研究生，自然科学研究员，从事航空发动机燃烧室试验工作。