专利名称：发动机模拟燃烧装置喷射尾焰的温度场测试系统及应用该系统的测试方法
技术领域：
本发明涉及测试方法及设备，具体涉及的是一种发动机模拟燃烧装置喷射尾焰的温度场测试系统及应用该系统的测试方法。
背景技术：
尾焰是飞行器发动机喷射的高温、高速气流，研究飞行器尾焰的红外辐射特性有着重要的意义，可为红外寻的及红外防护提供可靠数据。而研究尾焰的红外辐射强度必须要获知尾焰的温度场、压力场及尾焰成分等。研究尾焰的温度、压力、成分等对于更好的进行尾焰的红外隐身技术具有重要的意义。为了快速简单的测出实验室涡喷发动机模拟燃烧装置喷出尾焰的温度分布场，从而进行了本发明的设计。本发明设备针对利用一种发动机模拟燃烧装置对所喷射尾焰形成的温度场分布进行测量，所涉及到对此发动机模拟装置在一定的工作状态下喷射出的尾焰所形成的温度场分布的测试系统。通过该方法还可以了解燃料的燃烧性能。现有技术中没有针对飞机发动机工作时喷出尾焰在喷口后方空间形成的气体温度场分布的测试系统。发动机火焰温度是燃烧过程的重要热力参数之一。目前有资料显示对导弹火焰温度测试技术有一定研究；而且对于各种战术、战略武器系统的设计来说，发动机燃气流的火焰温度将直接影响着设计的指标和达到设计指标的途径；发动机喷口的温度，对喉衬材料的选取、增加比冲具有重要的意义。对导弹尾焰的温度测试一般是使用热电偶的方法，该方法结构简单、测量可靠国内外不少学者利用计算机图像处理技术进行火焰温度场的非接触式测量，取得了一定的进展。但是这些研究多是基于对锅炉炉膛火焰进行燃烧诊断和测试。 还没有针对飞机发动机工作时喷出尾焰温度场的测量。

发明内容
为了克服现有技术没有专门针对飞机发动机喷射尾焰的温度场测试系统及测试方法的不足，本发明的目的在于提供一种发动机模拟燃烧装置喷射尾焰的温度场测试系统及测试方法。为了达到本发明的目的，本发明解决其技术问题所采用的一个技术方案如下一种发动机模拟燃烧装置喷射尾焰的温度场测试系统，它包括燃烧装置数据采集系统、燃耗装置控制系统和数据处理系统，所述燃烧装置数据采集系统与数据处理系统连接，燃耗装置控制系统与数据处理系统连接，燃耗装置控制系统与发动机模拟燃烧装置连接。所述的连接时通过电信号，或数据信号，或电信号和数据信号结合的方式实现的。所述的电信号和数据信号的传输是通过电缆或数据线或弱电电缆完成的。所述燃烧装置数据采集系统包括热电偶组，热电偶固定支架，温度变送器，信号转换模块，燃烧装置数据采集卡。热电偶组架设在热电偶固定支架上，并通过电信号和数据信号与温度变送器连接，温度变送器通过电信号和数据信号与信号转换模块连接，信号转换模块通过电信号和数据信号与燃烧装置数据采集卡连接。所述热电偶组包括2个以上热电偶探头，优选3个。还可以包括轨道和移动控制系统，所述移动控制系统包括移动控制模块和移动控制器，所述移动控制器设置在轨道上，与移动控制模块通过电信号连接，热电偶固定支架固定在移动控制器上，移动控制模块位于数据处理系统内，在测量过程中，可以通过移动控制模块发出电信号，控制移动控制器移动，移动控制器带动热电偶固定支架移动，从而可以灵活准确的移动热电偶探头，获取不同区域不同位置的数据。所述燃耗装置控制系统为单片机或计算机。所述数据处理系统为单片机或计算机。本发明所采用的另一个技术方案如下一种应用如上系统的测试方法，该方法包括如下步骤1.选定测试状态和测试范围；2.进行平面网格划分，安装测试设备；3.通过计算机控制燃烧装置控制系统启动模拟燃烧装置喷射尾焰进行数据获取；4.获取的数据通过温度变送器传输给信号转换模块，信号转换模块将转换的数据传输给燃烧装置数据采集卡；5.燃烧装置数据采集卡将数据传输给计算机，通过计算机进行数据的整理和测
笪弁。所述步骤2)进行平面网格划分为如下操作以测量平面为研究对象，横向以2 8cm为初始步长，以1.05 1.25为等比；纵向以1 6cm为步长，以1 1.09为等比，布置一些列测量点。安装测试设备；测量后对数据进行统计，对测量平面上进行360度旋转， 得到整个测量空间的温度分布。与现有技术相比，本发明的有益效果是所述的发动机模拟燃烧装置喷射尾焰的温度场测试系统设有热电偶组包括2个以上热电偶探头，剔除明显误差后，对其进行平均，得到此格点在此稳定工作状态的温度， 所得到的数据更准确。通过轨道和移动控制系统可以灵活准确的移动热电偶探头，可以获取不同区域不同位置的数据，并且，本发明的设备通过灵活的控制和合理的结构，可以连续地，灵活、准确地进行测量。通过对发动机模拟燃烧装置喷射尾焰的温度场测试，可以了解飞机发动机在工作状况下的情况和各种数据，可以通过这种模拟方法和设备完成飞机喷射尾焰的温度场的测试，对设备和油料进行调整，以便使飞机取得更好的性能。本发明结构简单，设计科学合理，弥补了现有技术没有对飞机或飞机发动机模拟燃烧装置进行检测的设备的缺陷，适宜推广应用。


图1是实施例1的结构框架图；图2是实施例2的热电偶组分布示意图3是实施例2的移动控制系统的结构示意图；图4是实施例1的温度测量点布置图半图；图5是图4旋转后的温度测量点布置图；图6是实施例1的成分计算网格图；图7是根据图6得出的温度分布图。
具体实施例方式下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，但不作为对本发明的限定。请参阅图1-7所示的本发明发动机模拟燃烧装置喷射尾焰的温度场测试系统的实施例。实施例1一种发动机模拟燃烧装置喷射尾焰的温度场测试系统，它包括燃烧装置数据采集系统1、燃耗装置控制系统2和数据处理系统3，所述燃烧装置数据采集系统1通过电信号或数据信号与数据处理系统3连接，燃耗装置控制系统2通过电信号或数据信号与数据处理系统3连接，燃耗装置控制系统2通过电信号或数据信号与发动机模拟燃烧装置4连接。所述燃烧装置数据采集系统1包括热电偶组5，热电偶固定支架6，温度变送器 7，信号转换模块8，燃烧装置数据采集卡9 ；热电偶组5架设在热电偶固定支架6上，并通过电信号和数据信号与温度变送器7连接，温度变送器7通过电信号和数据信号与信号转换模块8连接，信号转换模块8通过电信号和数据信号与燃烧装置数据采集卡9连接。所述的电信号和数据信号的传输是通过弱电电缆完成的。所述燃耗装置控制系统 2和数据处理系统为计算机。图4通过如下方式做出来的水平上，以5cm为初始步长，以1. 1为等比，进行做出的。纵向上，是以5cm为步长，以1为等比，做出的。此为测试平面的半截面，另外一个界面是与之堆成的，从而得到一个纵向30cm，横向203cm的一系列点。发动机在一定功率下工作，测量此各点在aiiins内的约360个数据，进行平均后得到此点的温度。图5为图4温度测量点布置图进过对称得到的测量截面图，对上图进行360度旋转，得到测试空间的温度点分布。图6成分计算网格图，该图是根据Gamit和Fluent软件按照上述布点原则划分出来的，通过对上述的各个温度点的测量，可以对此图进行校正，从而得出尾焰的温度场的空间分布图7温度分布图根据图6所画网格使用FLUENT软件计算得出，该图按照布点原则所画出的网格各点成分分布图。其中左侧不同颜色代表不同浓度。e的意思是说10的几次方的意思，2. 27e+03代表2. 27乘以10的3次方。左处柱图代表，不同的颜色代表不同的温度，通过对图5中的各点进行放大，可以直观的看出个点的颜色，从而得出直观的温度范围，当然，对此点右键，可以得出此点的准确数据。实施例2包括轨道11和移动控制系统，所述移动控制系统包括移动控制模块和移动控制器12，所述移动控制器12设置在轨道11上，与移动控制模块通过电信号连接，热电偶固定
5支架固定在移动控制器上，在测量过程中，可以通过移动控制模块发出电信号，控制移动控制器移动，移动控制器带动热电偶固定支架移动，从而可以灵活准确的移动热电偶探头，获取不同区域不同位置的数据。所述热电偶组包括3个热电偶探头。其余同实施例1。实施例3选定测试状态和测试范围；对于一模拟喷火装置，选定一种工作状态作为一种稳定工作状态，如选定燃油种类为RP-3号喷气燃料，燃烧供油燃油流量为6. Og/s,空气供应流量为0. 60kg/s,喷口平均温度780K的情况下。在此工作状态下，使用一种方法，对喷火装置的喷出方向空间内，以此喷口中心线为对称轴，以30cm为半径，旋转而形成的立体空间里的温度分布进行测量和描述。在试验中，此轴线的长度为180cm。在试验过程中，取此轴线长为180cm，取以30cm为半径经绕此轴线旋转而形成的圆柱体空间内的温度为研究对象。由于科技人员的常识可以知道，此轴对称喷管在一定稳定工作状态下形成的火焰的温度场变化也是轴对称的，所以，所研究的圆柱体空间的一个通过轴线的截面的一半平面为研究对象，进行温度的测量。进行平面网格划分，安装测试设备；由流场常识可知，在靠近轴线及喷口中心的方向上，温度较高且变化较快，所以对此研究平面的网格划分，按照fluent软件程序设定划分比例，在轴线上采用1. 1的比例进行划分，分为M个格，在半径方向上，按照均比比例进行划分，划分为20个格点。通过计算机控制燃烧装置控制系统启动模拟燃烧装置喷射尾焰进行数据获取；然后，对此燃烧装置，在上述的一定的工作状态下，如燃油种类为RP-3号喷气燃料，燃烧供油燃油流量为6. Og/s，空气供应流量为0. 60kg/s，喷口平均温度780K的情况下，进行稳定燃烧工作5mins。然后，使用某一规格的热点偶3个为一组，进行测量!Mins，同时，使用连续记录装置进行记录，记录装置的记录速度为2次/秒。然后，在燃烧状态不变的情况下，移动热点偶组的位置，进行所划分格点的温度记录。获取的数据通过温度变送器传输给信号转换模块，信号转换模块将转换的数据传输给燃烧装置数据采集卡；燃烧装置数据采集卡将数据传输给计算机，通过计算机进行数据的整理和测算。 将所得各格点的温度进行分析。对各格点的3分钟约360个数据进行分析，剔除明显误差后，对其进行平均，得到此格点在此稳定工作状态的温度。以各格点的温度为ζ值，以各格点在轴线上的数值为χ值，以各格点在半径方向上的数值为y值，进行描点，得到此平面上的温度分布。对此平面上的温度分布图以轴线为轴进行旋转，得到上述空间上的温度分布图。以上所述的实施例，只是本发明较优选的具体实施方式
的一种，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。
权利要求
1.一种发动机模拟燃烧装置喷射尾焰的温度场测试系统，其特征在于，它包括燃烧装置数据采集系统、燃烧装置控制系统和数据处理系统，所述燃烧装置数据采集系统与数据处理系统连接，燃烧装置控制系统与数据处理系统连接，燃烧装置控制系统与发动机模拟燃烧装置连接。
2.根据权利要求1所述的发动机模拟燃烧装置喷射尾焰的温度场测试系统，其特征在于所述燃烧装置数据采集系统包括k型热电偶组，热电偶固定支架，温度变送器，信号转换模块，燃烧装置数据采集卡；热电偶组架设在热电偶固定支架上，并通过电信号和数据信号与温度变送器连接，温度变送器通过电信号和数据信号与信号转换模块连接，信号转换模块通过电信号和数据信号与燃烧装置数据采集卡连接。
3.根据权利要求2所述的发动机模拟燃烧装置喷射尾焰的温度场测试系统，其特征在于所述热电偶组包括2个以上热电偶探头。
4.根据权利要求3所述的发动机模拟燃烧装置喷射尾焰的温度场测试系统，其特征在于所述热电偶组包括3个热电偶探头。
5.根据权利要求1-4任一所述的发动机模拟燃烧装置喷射尾焰的温度场测试系统，其特征在于还可以包括轨道和移动控制系统，所述移动控制系统包括移动控制模块和移动控制器，所述移动控制器设置在轨道上，与移动控制模块通过电信号连接，热电偶固定支架固定在移动控制器上，移动控制模块位于数据处理系统内。
6.根据权利要求5所述的发动机模拟燃烧装置喷射尾焰的温度场测试系统，其特征在于所述燃烧装置控制系统为单片机或计算机。
7.一种应用如权利要求1所述系统的测试方法，其特征在于，该方法包括如下步骤1)选定测试状态和测试范围；2)进行平面网格划分；3)通过计算机控制燃烧装置控制系统启动模拟燃烧装置喷射尾焰进行数据获取；4)获取的数据通过温度变送器传输给信号转换模块，信号转换模块将转换的数据传输给燃烧装置数据采集卡；5)燃烧装置数据采集卡将数据传输给计算机，通过计算机进行数据的整理和测算。
8.如权利要求7所述的测试方法，其特征在于，所述步骤2)进行平面网格划分为如下操作以测量平面为研究对象，横向以2 8cm为初始步长，以1. 05 1. 25为等比；纵向以1 6cm为步长，以1 1. 09为等比，布置一些列测量点，安装测试设备；测量后对数据进行统计，对测量平面上进行360度旋转，得到整个测量空间的温度分布。
全文摘要
一种发动机模拟燃烧装置喷射尾焰的温度场测试系统及应用该系统的测试方法，属于测试设备及方法领域，它包括燃烧装置数据采集系统、燃耗装置控制系统和数据处理系统，选定测试状态和测试范围后，进行平面网格划分，安装测试设备；通过计算机控制燃烧装置控制系统启动模拟燃烧装置喷射尾焰进行数据获取；并通过计算机进行数据的整理和测算。本发明方法简便，结构简单，设计科学合理，弥补了现有技术没有对飞机或飞机发动机模拟燃烧装置进行检测的设备的缺陷，通过对发动机模拟燃烧装置喷射尾焰的温度场测，可以了解飞机发动机在工作状况下的情况和各种数据。
文档编号G01M15/00GK102200479SQ201010610539
公开日2011年9月28日 申请日期2010年12月29日 优先权日2010年12月29日
发明者刘建华, 刘鹏瑞, 安军伟, 张冬梅, 朱春婷, 赵升红, 黄毅 申请人:中国人民解放军空军油料研究所