燃烧室挡溅盘热声振动试验方法和试验装置与流程

1.本公开涉及一种燃烧室挡溅盘热声振动试验方法和试验装置。


背景技术：

2.这里的陈述仅提供与本公开有关的背景信息，而不必然地构成现有技术。
3.随着航空发动机燃烧室向着高温、高压、高效率、低排放的方向发展，先进燃烧室由于设计时采用强旋流、主燃孔射流、贫燃预混燃烧等技术，相比常规燃烧室，极易引起高强度的振荡燃烧。航空发动机燃烧室挡溅盘位于火焰筒头部，直接接触燃烧火焰，金属温度可达900℃，燃烧振荡产生的气动压力脉动将以交变载荷的方式直接作用于挡溅盘，引发其振动疲劳破坏。这种由振荡燃烧引发的结构破坏，被称之为热声疲劳。
4.当前，国内外对热声疲劳分析方法的研究尚未深入，尚无准确、完整、有效的理论预测与分析方法。在此背景下，开展燃烧室热声振动试验，测量气动压力脉动载荷作用下燃烧室挡溅盘结构的响应，预测其可能的失效位置及失效模式，成为工程上较为有效的方法。
5.如图1和图2所示，燃烧室的挡溅盘1通过钎焊焊接在头部转接段2上，挡溅盘1的热侧b正对燃烧火焰，燃烧振荡产生的脉动压力直接作用在挡溅盘1的型面上，容易引发其振动疲劳破坏。挡溅盘振动时，高应力位于冷侧c大翻边倒圆根部，受挡溅盘1和头部转接段2的安装空间位置限制(间隙约2mm)，难以布置动应变测量结构响应。


技术实现要素：

6.本公开所要解决的一个技术问题是：提供一种燃烧室挡溅盘热声振动试验方法和试验装置，能够得到挡溅盘脉动压力限制值，在发动机试验时，实时监测燃烧脉动压力是否超限，保障燃烧室结构安全性。
7.根据本公开的一些实施例提供的一种燃烧室挡溅盘热声振动试验方法，包括：
8.在第一温度下，在行波管内以正入射的方式对挡溅盘进行声激振，采集脉动压力载荷与挡溅盘的应变，建立关于在第一温度下正入射脉动压力载荷与正入射挡溅盘应变的函数，即第一函数；正入射是指行波管内声波的入射方向垂直于挡溅盘的平面法兰；
9.在第一温度下，在行波管内以掠入射的方式对挡溅盘进行声激振，采集脉动压力载荷与挡溅盘的应变，建立关于在第一温度下掠入射脉动压力载荷与掠入射挡溅盘应变的函数，即第二函数；掠入射是指行波管内声波的入射方向平行于挡溅盘的平面法兰；
10.在第二温度下，在行波管内以掠入射的方式对挡溅盘进行声激振，采集脉动压力载荷与挡溅盘的应变，建立关于在第二温度下掠入射脉动压力载荷与掠入射挡溅盘应变的函数，即第三函数；
11.基于第一函数和第二函数，建立在第一温度下，正入射和掠入射相同脉动压力载荷下，挡溅盘正入射应变-掠入射应变的函数关系，该关系在第二温度下仍然成立，即正入射-掠入射应变关系函数，即第四函数；
12.基于第三函数和第四函数，建立关于在第二温度下正入射脉动压力载荷与挡溅盘
应变的函数，即第五函数；
13.根据挡溅盘的失效应变，基于第五函数，计算获得挡溅盘脉动压力限制值；
14.其中，第二温度大于第一温度。
15.在一些实施例中，第一温度为10～30℃；第二温度为700～1000℃。
16.在一些实施例中，挡溅盘包括平面法兰，平面法兰上设有环形凸缘，平面法兰的至少部分边缘具有翻边结构，翻边结构包括大翻边和小翻边，挡溅盘的应变为大翻边冷侧的应变。
17.在一些实施例中，声激振的声压级载荷lp产生的脉动压力p通过下式换算：
[0018][0019]
其中，l
p
—声压级载荷，单位db；p—脉动压力，单位pa；p0—基准声压，在空气中为2*10-5
pa。
[0020]
根据本公开的一些实施例提供的一种燃烧室挡溅盘热声振动试验装置，用于实现前述燃烧室挡溅盘热声振动试验方法，包括：行波管，包括前置过渡段、中置试验段以及后置消声段；挡溅盘试验件组件，设置在中置试验段内，其包括具有平面法兰的挡溅盘试验件；电动气流扬声器，被配置为：发出声波，声波经前置过渡段进入中置试验段以对挡溅盘试验件进行声激振；正入射安装组件，被配置为：将挡溅盘试验件组件安装在中置试验段内，且使平面法兰垂直于声波的入射方向；以及掠入射安装组件，被配置为：将挡溅盘试验件组件安装在中置试验段内，且使平面法兰平行于声波的入射方向；其中，正入射安装组件和掠入射安装组件择一地设置在中置试验段内。
[0021]
在一些实施例中，中置试验段被配置为箱体形构件，中置试验段的侧部可拆卸地设有试验段盖板。
[0022]
在一些实施例中，正入射安装组件包括正入射箱体和正入射工装，正入射工装底部与正入射箱体的箱底固定安装，挡溅盘试验件组件安装在正入射工装上。
[0023]
在一些实施例中，正入射安装组件还包括设置在正入射工装上的传声器，被配置为测量挡溅盘试验件受到的声压载荷值。
[0024]
在一些实施例中，掠入射安装组件包括掠入射箱体、隔热垫圈和加热机构，加热机构被配置为对挡溅盘试验件组件加热，挡溅盘试验件组件通过隔热垫圈安装在掠入射箱体内。
[0025]
在一些实施例中，加热机构包括模块化石英灯箱。
[0026]
在一些实施例中，掠入射箱体四周设置有水冷结构，加热机构设有风冷结构。
[0027]
在一些实施例中，挡溅盘试验件组件包括挡溅盘试验件、试验件转接段和刚度模拟环；挡溅盘试验件焊接在试验件转接段上，试验件转接段固定于刚度模拟环，刚度模拟环为鼠笼结构，用于模拟挡溅盘在发动机安装的柔性边界。
[0028]
在一些实施例中，还包括一个或多个应变计，平面法兰的至少部分边缘具有翻边结构，翻边结构包括大翻边和小翻边，应变计设置在大翻边的冷侧，用于测量挡溅盘试验件的应变。
[0029]
在一些实施例中，包括9个应变计，9个应变计对称设置在大翻边的冷侧的中部位置。
[0030]
在一些实施例中，还包括加速度计和激光位移计，加速度计设置在试验件转接段，用于测量挡溅盘试验件的振动加速度；平面法兰的至少部分边缘具有翻边结构，翻边结构包括大翻边和小翻边，激光位移计设置在大翻边角点处，用于测量挡溅盘试验件的振动位移。
[0031]
在本公开的技术方案中，通过测量挡溅盘常温、高温掠入射下脉动压力载荷与应变关系，结合常温正入射试验结果，可换算得到高温正入射下脉动压力载荷与挡溅盘应变的关系，继而得到挡溅盘脉动压力限制值，在发动机试验时，实时监测燃烧脉动压力是否超限，保障燃烧室结构安全性。
附图说明
[0032]
为了更清楚地说明本公开实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0033]
图1和图2分别是航空发动机燃烧室挡溅盘在不同视角下的安装位置示意图；
[0034]
图3是本公开燃烧室挡溅盘热声振动试验方法的流程图；
[0035]
图4是本公开燃烧室挡溅盘热声振动试验装置的一些实施例的结构示意图；
[0036]
图5～图7分别是本公开燃烧室挡溅盘热声振动试验装置的一些实施例中正入射安装组件在不同视角下的结构示意图；
[0037]
图8～图10分别是本公开燃烧室挡溅盘热声振动试验装置的一些实施例中掠入射安装组件在不同视角下的结构示意图；
[0038]
图11～图13分别是本公开燃烧室挡溅盘热声振动试验装置的一些实施例中挡溅盘试验件组件在不同视角下的结构示意图；
[0039]
图14是本公开燃烧室挡溅盘热声振动试验装置的一些实施例中应变计设置在挡溅盘试验件上的位置示意图。
[0040]
附图标记说明
[0041]
1、挡溅盘；2、头部转接段；3、前置过渡段；4、中置试验段；5、试验段盖板；6、后置扩散段；7、行波管支架；8、全螺纹丝杆；9、正入射安装组件；901、正入射箱体；902、正入射工装；903、传声器；10、掠入射安装组件；101、掠入射箱体；102、石英灯箱安装条；103、加热机构；104、隔热垫圈；11、挡溅盘试验件组件；111、挡溅盘试验件；112、试验件转接段；113、刚度模拟环；114、小翻边；115、大翻边；116、激光位移计；117、加速度计；12、应变计。
具体实施方式
[0042]
现在将参照附图来详细描述本公开的各种示例性实施例。对示例性实施例的描述仅仅是说明性的，决不作为对本公开及其应用或使用的任何限制。本公开可以以许多不同的形式实现，不限于这里的实施例。提供这些实施例是为了使本公开透彻且完整，并且向本领域技术人员充分表达本公开的范围。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、材料的组分、数字表达式和数值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。
[0043]
本公开中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的部分。“包括”或者“包含”等类似的词语意指在该词前的要素涵盖在该词后列举的要素，并不排除也涵盖其他要素的可能。“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也可能相应地改变。
[0044]
在本公开中，当描述到特定器件位于第一器件和第二器件之间时，在该特定器件与第一器件或第二器件之间可以存在居间器件，也可以不存在居间器件。当描述到特定器件连接其它器件时，该特定器件可以与其它器件直接连接而不具有居间器件，也可以不与其它器件直接连接而具有居间器件。
[0045]
本公开使用的所有术语与本公开所属领域的普通技术人员理解的含义相同，除非另外特别定义。还应当理解，在诸如通用字典中定义的术语应当被解释为具有与它们在相关技术的上下文中的含义相一致的含义，而不应用理想化或极度形式化的意义来解释，除非这里明确地这样定义。
[0046]
对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。
[0047]
如图3所示，根据本公开的一些实施例提供的一种燃烧室挡溅盘热声振动试验方法，包括：
[0048]
s1在第一温度下，在行波管内以正入射的方式对挡溅盘进行声激振，采集脉动压力载荷与挡溅盘的应变，建立关于在第一温度下正入射脉动压力载荷与正入射挡溅盘应变的函数，即第一函数，如下式：
[0049]
ε1＝f1(p1)
[0050]
式中，ε1为第一温度正入射应变，单位με；p1为第一温度正入射脉动压力，单位pa；
[0051]
正入射是指行波管内声波的入射方向垂直于挡溅盘的平面法兰；
[0052]
s2在第一温度下，在行波管内以掠入射的方式对挡溅盘进行声激振，采集脉动压力载荷与挡溅盘的应变，建立关于在第一温度下掠入射脉动压力载荷与掠入射挡溅盘应变的函数，即第二函数，如下式：
[0053]
ε2＝f2(p2)
[0054]
式中，ε2为第一温度掠入射应变，单位με；p2为第一温度掠入射脉动压力，单位pa；
[0055]
掠入射是指行波管内声波的入射方向平行于挡溅盘的平面法兰；
[0056]
s3在第二温度下，在行波管内以掠入射的方式对挡溅盘进行声激振，采集脉动压力载荷与挡溅盘的应变，建立关于在第二温度下掠入射脉动压力载荷与掠入射挡溅盘应变的函数，即第三函数，如下式：
[0057]
ε3＝f3(p3)
[0058]
式中，ε3为第二温度掠入射应变，单位με；p3为第二温度掠入射脉动压力，单位pa；
[0059]
s4基于第一函数和第二函数，建立在第一温度下，正入射和掠入射相同脉动压力载荷(p1＝p2)下，挡溅盘正入射应变-掠入射应变的函数关系，该关系在第二温度下仍然成立，即正入射-掠入射应变关系函数，即第四函数，如下式：
[0060]
ε1＝f4(ε2)
[0061]
s5基于第三函数和第四函数，建立关于在第二温度下正入射脉动压力载荷与挡溅
盘应变的函数，即第五函数，如下式：
[0062]
ε4＝f4[f3(p4)]
[0063]
式中，ε4为第二温度正入射应变，单位με；p4为第二温度正入射脉动压力，单位pa；
[0064]
s6根据挡溅盘的失效应变，基于第五函数，计算获得挡溅盘脉动压力限制值；
[0065]
其中，第二温度大于第一温度。
[0066]
通过高周疲劳试验测定挡溅盘第二温度下的失效应变ε
lim
，代入第五函数可得挡溅盘脉动压力限制值p
lim
。在航空发动机试验时，通过实时监测燃烧脉动压力p是否超过限制值p
lim
，从而保障发动机安全性。
[0067]
在一些实施例中，第一温度为10～30℃；第二温度为700～1000℃，也就是说第一温度为常温，第二温度为高温。
[0068]
在一些实施例中，挡溅盘包括平面法兰，平面法兰上设有环形凸缘，平面法兰的至少部分边缘具有翻边结构，翻边结构包括大翻边和小翻边，挡溅盘的应变为大翻边冷侧的应变，挡溅盘振动时，高应力位于冷侧大翻边倒圆根部，因此测量挡溅盘的应变为大翻边冷侧的应变，确保测量准确性。
[0069]
对于如何实现声压级载荷与脉动压力的换算，在一些实施例中，声激振的声压级载荷l
p
产生的脉动压力p通过下式换算：
[0070][0071]
其中，l
p
—声压级载荷，单位db；p—脉动压力，单位pa；p0—基准声压，在空气中为2*10-5
pa。
[0072]
结合图4～图14所示，根据本公开的一些实施例提供的一种燃烧室挡溅盘热声振动试验装置，用于实现前述燃烧室挡溅盘热声振动试验方法，包括：行波管、挡溅盘试验件组件11、电动气流扬声器(图中未示出)、正入射安装组件9以及掠入射安装组件10，其中，行波管包括前置过渡段3、中置试验段4以及后置扩散段6；挡溅盘试验件组件11设置在中置试验段4内，其包括具有平面法兰的挡溅盘试验件111；电动气流扬声器被配置为：发出声波，声波经前置过渡段3进入中置试验段4以对挡溅盘试验件111进行声激振；正入射安装组件9被配置为：将挡溅盘试验件组件11安装在中置试验段4内，且使平面法兰垂直于声波的入射方向；掠入射安装组件10被配置为：将挡溅盘试验件组件11安装在中置试验段4内，且使平面法兰平行于声波的入射方向；正入射安装组件9和掠入射安装组件10择一地设置在中置试验段4内。
[0073]
如图4所示，通过设计燃烧室挡溅盘热声振动试验装置，可测量挡溅盘在声压载荷作用下的结构响应。电动气流扬声器发出声波后，经过喇叭段，进入前置过渡段3，在中置试验段4内对挡溅盘试验件进行激振，之后通过后置扩散段6减弱声压量级。
[0074]
如图4所示，在一些实施例中，中置试验段4被配置为箱体形构件，中置试验段4的侧部可拆卸地设有试验段盖板5，以便于择一放正入射安装组件9和掠入射安装组件10以及进行引线。如图4所示，在一些实施例中，行波管还包括行波管支架7和全螺纹丝杆8，中置试验段4安装在行波管支架7上，行波管支架7通过全螺纹丝杆8固定连接。
[0075]
如图5～图7所示，当进行正入射试验时，正入射安装组件9将挡溅盘试验件组件11安装在中置试验段4内；如图8～图10所示，当进行掠入射试验时，掠入射安装组件10将挡溅
盘试验件组件11安装在中置试验段4内。
[0076]
如图5～图7所示，在一些实施例中，正入射安装组件9包括正入射箱体901和正入射工装902，正入射工装902底部与正入射箱体901的箱底固定安装，挡溅盘试验件组件11安装在正入射工装902上。
[0077]
电动气流扬声器发出的声波载荷经过喇叭段和前置过渡段3会发生衰减，在一些实施例中，如图6所示，正入射安装组件9还包括设置在正入射工装902上的传声器903，被配置为测量挡溅盘试验件111受到的声压载荷值，传声器903能够实时检测挡溅盘试验件111实际受到的声压载荷大小。
[0078]
由于正入射试验时，无法对挡溅盘试验件进行加热，如图8～图10所示，在一些实施例中，掠入射安装组件10包括掠入射箱体101、隔热垫圈104和加热机构103，加热机构103被配置为对挡溅盘试验件组件11加热，挡溅盘试验件组件11通过隔热垫圈104安装在掠入射箱体101内。在一些实施例中，加热机构103包括模块化石英灯箱，模块化石英灯箱通过石英灯箱安装条102与掠入射箱体101连接，模块化石英灯箱加热迅速可靠，具有较高的可实施性。
[0079]
由于试验温度可达900℃，需对掠入射安装组件10进行冷却设计，在一些实施例中，掠入射箱体101四周设置有水冷结构，加热机构103设有风冷结构。
[0080]
如图11～图13，结合图7和图10所示，在一些实施例中，挡溅盘试验件组件11包括挡溅盘试验件111、试验件转接段112和刚度模拟环113；挡溅盘试验件111通过钎焊焊接在试验件转接段112上，试验件转接段112通过螺栓连接固定于刚度模拟环113，刚度模拟环113为鼠笼结构，用于模拟挡溅盘在发动机安装的柔性边界，刚度模拟环113与正入射安装组件9和掠入射安装组件10连接。
[0081]
如图14所示，在一些实施例中，燃烧室挡溅盘热声振动试验装置还包括一个或多个应变计12，平面法兰的至少部分边缘具有翻边结构，翻边结构包括大翻边115和小翻边114，应变计12设置在大翻边115的冷侧，用于测量挡溅盘试验件111的应变。挡溅盘振动时，高应力位于冷侧大翻边倒圆根部，因此测量挡溅盘的应变为大翻边冷侧的应变，确保测量准确性。
[0082]
如图11所示，在一些实施例中，在试验件转接段112处设有加速度计117，用于测量试验件振动加速度；在挡溅盘试验件111的大翻边115角点布置激光位移计116，用于测量试验件振动位移。在第二温度掠入射试验中，挡溅盘试验件组件11的测点位置与第一温度掠入射一致，不同之处在于加速度计117为高温加速度计，应变计12为高温应变计。
[0083]
如图14所示，在一些实施例中，燃烧室挡溅盘热声振动试验装置包括9个应变计12，9个应变计12对称设置在大翻边115的冷侧的中部位置，实践证明，这样设置能够进一步提升应变检测准确度，具有较高的可实施性。
[0084]
至此，已经详细描述了本公开的各实施例。为了避免遮蔽本公开的构思，没有描述本领域所公知的一些细节。本领域技术人员根据上面的描述，完全可以明白如何实施这里公开的技术方案。
[0085]
虽然已经通过示例对本公开的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上示例仅是为了进行说明，而不是为了限制本公开的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本公开的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改或者
对部分技术特征进行等同替换。本公开的范围由所附权利要求来限定。