1.本发明涉及航空发动机点火系统技术领域，对航空发动机点火电嘴高温试验用散热工装进行设计，提供了一种航空发动机点火电嘴高温试验装置。
背景技术：
2.在航空发动机点火系统中，传统点火电嘴一般只适合触发电压较低和火花能量相对较小的点火系统，点火电嘴端部温度约为800℃，工作寿命相对较短。随着航空涡扇发动机大量使用，点火电嘴的发火端部温度达到了1100℃，同时发动机内燃油压力也增加了，为提高点火电嘴的使用寿命，发动机设计时在点火电嘴端部增加了通风及散热设计，一定程度上降低了点火电嘴发火端部的腐蚀性。为模拟点火电嘴高温试验时的工作环境，高温散热试验装置是必不可少的。
技术实现要素：
3.发明目的
4.模拟航空点火电嘴高温工作时的工作环境，提高点火电嘴的使用寿命，给出航空发动机点火电嘴高温试验装置。
5.技术方案
6.提供一种航空发动机点火电嘴高温试验装置，安装座1、进气接头2、通气环3、固定套4、进气管5和燃烧室内壁模拟件6；
7.所述安装座开有安装孔，所述通气环同轴固定在所述安装孔中；
8.所述进气管的一端与所述进气接头连通，另一端固定连接到所述通气环；
9.所述通气环开有通气道，通气道对应进气管，通气道的一端连通进气管，另一端的出口开在所述通气环的内环面上；
10.所述燃烧室内壁模拟件为圆盘结构，所述燃烧室内壁模拟件开有中心定位孔，中心定位孔匹配点火电嘴前端，围绕中心定位孔均匀分布有多个冷却通孔，所述燃烧室内壁模拟件的材质与燃烧室内壁材质相同；冷却通孔的出方向指向点火电嘴前端外侧壁；
11.所述固定套4和所述燃烧室内壁模拟件分别固定在通气环两端，使得所述通气环内部形成气腔；所述固定套4的内孔用于匹配点火电嘴后端，点火电嘴通过所述中心定位孔和所述内孔支撑固定；
12.所述进气接头用于通入冷却气体。
13.进一步的，所述多个冷却通孔的数量为4～12个。冷却通孔的出气方向与点火电嘴的中心轴线呈15
°
～60
°
。吹向所述外侧壁的高温端部散热。
14.进一步的，进气接头)固定于安装座1上。
15.进一步的，安装座1与通气环3之间为螺纹连接固定。
16.进一步的，固定套4与通气环3之间为密封固定连接。
17.进一步的，燃烧室内壁模拟件6与通气环3之间为紧配合固定。
18.进一步的，所述进气管5为多个。
19.进一步的，所述通气环的外缘形成有通槽，从所述通槽的槽底径向开通所述通气道。
20.工作原理：
21.将点火电嘴高温散热装置置于高温电阻炉内，被测点火电嘴通过固定套4与燃烧室内壁模拟件6固定与试验工装内，并且前端露出 5mm；冷却空气由进气接头2通过进气管5进入通气环3腔体内，气体由燃烧室内壁模拟件6均匀吹向点火电嘴前端，在高温工作时模拟发动机起到散热的作用。
22.技术效果
23.利用高温试验装置测试的点火电嘴试验后性能稳定，产品密封性良好，并通过了发动机试车验证。
附图说明
24.图1为本新型前视结构示意图；
25.图2为本新型后视结构示意图；
26.图3为本新型的通气环剖面示意图；
27.图4为本新型结构爆炸示意图；
28.图5为本新型安装点火电嘴的示意图；
29.其中：安装座1、进气接头2、通气环3、固定套4、进气管5、燃烧室内壁模拟件6、点火电嘴7。
具体实施方式
30.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明具体实施例及相应的附图对本发明技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
31.实施例1，参见附图1-5，一种航空发动机点火电嘴高温试验装置，其特征在于：安装座1、进气接头2、通气环3、固定套4、进气管5和燃烧室内壁模拟件6；
32.所述安装座开有安装孔，所述通气环同轴固定在所述安装孔中；
33.所述进气管的一端与所述进气接头连通，另一端固定连接到所述通气环；
34.所述通气环开有通气道，通气道对应进气管，通气道的一端连通进气管，另一端的出口开在所述通气环的内环面上；
35.所述燃烧室内壁模拟件为圆盘结构，所述燃烧室内壁模拟件开有中心定位孔，中心定位孔匹配点火电嘴前端，围绕中心定位孔均匀分布有多个冷却通孔，所述燃烧室内壁模拟件的材质与燃烧室内壁材质相同；冷却通孔的出方向指向点火电嘴前端外侧壁；
36.所述固定套4和所述燃烧室内壁模拟件分别固定在通气环两端，使得所述通气环内部形成气腔；所述固定套4的内孔用于匹配点火电嘴后端，点火电嘴通过所述中心定位孔和所述内孔支撑固定；
37.所述进气接头用于通入冷却气体；
38.所述多个冷却通孔的数量为4个。冷却通孔的出气方向与点火电嘴的中心轴线呈30
°
；
39.进气接头2固定于安装座1上；
40.安装座1与通气环3之间为螺纹连接固定；
41.固定套4与通气环3之间为密封固定连接；
42.燃烧室内壁模拟件6与通气环3之间为紧配合固定。
43.所述进气管5为4个。
44.所述通气环的外缘形成有通槽，从所述通槽的槽底径向开通所述通气道。
技术特征：
1.一种航空发动机点火电嘴高温试验装置，其特征在于：安装座(1)、进气接头(2)、通气环(3)、固定套(4)、进气管(5)和燃烧室内壁模拟件(6)；所述安装座开有安装孔，所述通气环同轴固定在所述安装孔中；所述进气管的一端与所述进气接头连通，另一端固定连接到所述通气环；所述通气环开有通气道，通气道对应进气管，通气道的一端连通进气管，另一端的出口开在所述通气环的内环面上；所述燃烧室内壁模拟件为圆盘结构，所述燃烧室内壁模拟件开有中心定位孔，中心定位孔匹配点火电嘴前端，围绕中心定位孔均匀分布有多个冷却通孔，所述燃烧室内壁模拟件的材质与燃烧室内壁材质相同；冷却通孔的出方向指向点火电嘴前端外侧壁；所述固定套(4)和所述燃烧室内壁模拟件分别固定在通气环两端，使得所述通气环内部形成气腔；所述固定套(4)的内孔用于匹配点火电嘴后端，点火电嘴通过所述中心定位孔和所述内孔支撑固定；所述进气接头用于通入冷却气体。2.根据权利要求1所述的一种航空发动机点火电嘴高温试验装置，其特征在于：所述多个冷却通孔的数量为4～12个，冷却通孔的出气方向与点火电嘴的中心轴线呈15
°
～60
°
。3.根据权利要求1所述的一种航空发动机点火电嘴高温试验装置，其特征在于：进气接头(2)固定于安装座(1)上。4.根据权利要求1所述的一种航空发动机点火电嘴高温试验装置，其特征在于：安装座(1)与通气环(3)之间为螺纹连接固定。5.根据权利要求1所述的一种航空发动机点火电嘴高温试验装置，其特征在于：固定套(4)与通气环(3)之间为密封固定连接。6.根据权利要求1所述的一种航空发动机点火电嘴高温试验装置，其特征在于：燃烧室内壁模拟件(6)与通气环(3)之间为紧配合固定。7.根据权利要求1所述的一种航空发动机点火电嘴高温试验装置，其特征在于：所述进气管(5)为多个。8.根据权利要求1所述的一种航空发动机点火电嘴高温试验装置，其特征在于：所述通气环的外缘形成有通槽，从所述通槽的槽底径向开通所述通气道。
技术总结
本实用新型公开了一种航空发动机点火电嘴高温试验装置，包括安装座、进气接头、通气环固定套、进气管和燃烧室内壁模拟件。试验时，通气环带着点火电嘴前端插入并固定于高温炉内，例如1100℃以上的高温环境中，通气环进行通气，点火电嘴工作，模拟航空发动机的工作环境，提高了航空点火电嘴的高温使用寿命。提高了航空点火电嘴的高温使用寿命。提高了航空点火电嘴的高温使用寿命。
技术研发人员：陈艳武 郜欣欣 霍镜亮 冯宝国 赵军 乔屹
受保护的技术使用者：天津航空机电有限公司
技术研发日：2021.10.22
技术公布日：2022/4/15
再多了解一些
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