[发明专利]航空发动机高空舱气体混合方法及基于文丘里管的气体混合器

说明书

本发明属于航空发动机试验设备领域，涉及一种基于文丘里管的气体混合器及气体混合方法。本发明基于文丘里管的气体混合器包括主管和支管，所述支管以多个接口周向均匀布置在主管上，主管中气体流量大，支管气体总流量小，且支管与主管之间设置一个环形静压腔，用于使得支管中气流均匀进入混合器，且所述混合器主管内纵向置文丘里管阵列，且所述文丘里管包括收缩段、喉部和扩张段，其中，喉部下游至扩张段断开。本发明通过文丘里管独特结构设计，可以降低混合器对主流的温度均匀性的影响，获得温度场均匀的气流，改善了航空发动机高空舱内流道内气体混合均匀性，提高了试验可靠性和有效性。

技术领域

本发明属于航空发动机试验设备领域，涉及一种基于文丘里管的气体混合器及气体混合方法。

背景技术

高空舱等航空发动机试验设备需要模拟来流温度快速变化，需要使用气体混合的方式获得较快的温度调节速度。同时航空发动机高空舱对来流温度均匀性要求高，而掺混支路会影响主路气流的温度均匀性。在有限的管道长度内，混合器安装是存在较大难度，同时如何尽量减小混合气流对主流温度均匀性的影响是现有技术混合器设计的技术难点。

常用的混合器形式有SK型静态混合器和中心插管开孔径向射流式混合器等。如化工领域常用的SK型静态混合器采用扭转螺旋片结构，在混合器出口下游10～25倍直径处才能获得不均匀度1％～5％的气流，不适用于高空舱前室这种长度受限的结构。

国外高空舱NASA PSL-4试验舱气体混合管路采用中心插管开孔径向射流，此种结构的机理为温度均匀性不佳。

国外AEDC J-2高空舱将文丘里管置于主流管道内，主要是使用临界文丘里管用于测量管道内流量，并非用于提高掺混管道内温度均匀性，而且现有技术常规文丘里混合器主要是使用于单个管道，同样无法解决掺混管道内温度均匀性问题。

发明内容

本发明的目的是：提供一种基于文丘里管的气体混合器，在有限的管道长度内，合理设计气体混合器形式，有效减小混合气流对主流温度均匀性的影响。

另外，还提供发动机高空舱的气体混合方法。

本发明的技术方案是：基于文丘里管的气体混合器，其包括主管1和支管2，支管2以多个接口周向均匀布置在主管1上，主管中气体流量大，支管气体总流量小，且支管与主管之间设置一个环形静压腔3，用于使得支管中气流均匀进入混合器，且所述混合器主管内纵向设置文丘里管阵列，且所述文丘里管包括收缩段、喉部和扩张段，其中，喉部8下游至扩张段断开，主管气流通过文丘里管收缩段加速后，通过喉部的主管气流速度大于支管气流速度，实现对支管气流的引射。

所述喉部8断开的轴向长度约0.5～1.5倍喉部直径。

所述文丘里管在主管内交错均匀布置，形成文丘里管阵列，且文丘里管焊接在上游挡板和下游挡板上。

所述上游挡板5和下游挡板6为圆形孔板，板孔用于文丘里管安装，且上游挡板5和下游挡板6与主管内壁之间均为焊接连接。

所述收缩段(7)曲线为圆弧、维氏曲线、双三次方曲线或五次方曲线。

所述扩张段9扩张角角度为10～15°，优选12°。

混合器支管2数量为2～6路，优选数量为4路。

所述支管2轴线与混合器对称面成一定夹角。

所述静压腔为环形空腔。

航空发动机高空舱气体混合方法，其在高空舱前室管道内安装有所述的基于文丘里管的气体混合器，所述文丘里管进出口处设置上游挡板和下游挡板，主管气流只能从文丘里管收缩段进入混合器，文丘里管喉部8断开，支管气流从喉部进入混合器，主管气流在文丘里管收缩段7加速降压，从而引射支管气流进入文丘里管，在喉部8和扩张段9中，主管气流与支管气流进行充分混合。