飞机测试实验室发动机开车温度控制系统及其设计方法技术方案

本发明专利技术涉及飞机测试技术领域，公开了飞机测试实验室发动机开车温度控制系统及其设计方法，温度控制系统包括多个发动机尾部控温系统；所述发动机尾部控温系统包括设置在飞机测试试验室地面上的承重架，设置在所述承重架上且位于飞机发动机正后方的第一处理装置，设置在所述承重架下端且与第一处理装置连通的第二处理装置；所述第一处理装置包括设置在所述承重架上的支撑装置，设置在所述支撑装置上的负压装置，设置在所述支撑装置上且与负压装置连通的换热处理装置；设计方法包括：S1、确定换热功率；S2、设计具体结构。本装置能够直接安装在飞机发动机后方并对发动机排出的高温尾气进行吸收处理，解决现有技术换热效率低、能耗大的缺陷。大的缺陷。大的缺陷。

【技术实现步骤摘要】
飞机测试实验室发动机开车温度控制系统及其设计方法


[0001]本专利技术涉及飞机测试
，具体是涉及飞机测试实验室发动机开车温度控制系统及其设计方法。

技术介绍

[0002]无论是军用飞机还是民用飞机，在研发试验阶段均需在全机气候实验室封闭空间内，进行极端环境下的飞机发动机启动和运行试验时，若无其它措施，飞机发动机产生的大量高温气体直接排放到实验室内，几分钟内即可使实验室温度上升数十度，破坏试验条件且危害试验安全；因此必须对有发动机产生的高温尾气抬升气候环境实验室的情况进行处理。
[0003]目前现有技术中采用的技术方案是，在发动机排出尾气的同时向实验室补偿适量的且与室内温度相同的新风，以维持发动机的正常运行，确保实验室温度处于较为理想的状态。
[0004]但是现有技术存在的缺陷是不能够快速直接地对发动机产生的高温尾气产生作用，需要驱动测试实验室内的所有空气并进行置换，完成温度控制，其存在换热效率低、耗能大的缺陷。

技术实现思路

[0005]本专利技术解决的技术问题是：提供飞机测试实验室发动机开车温度控制系统及其设计方法，直接在飞机发动机后方对其排出的高温尾气进行吸收处理，解决现有技术换热效率低、能耗大的缺陷，可配合现有技术同时对实验室进行温度控制。
[0006]本专利技术的技术方案是：飞机测试实验室发动机开车温度控制系统，包括多个设置在飞机测试实验室内部且分别位于各个飞机发动机正后方的发动机尾部控温系统；所述发动机尾部控温系统包括设置在飞机测试试验室地面上的承重架，设置在所述承重架上且位于飞机发动机正后方的第一处理装置，设置在所述承重架下端且与第一处理装置连通的第二处理装置；所述第一处理装置包括设置在所述承重架上的支撑装置，设置在所述支撑装置上的负压装置，设置在所述支撑装置上且与负压装置连通的换热处理装置；所述换热处理装置包括进风口与负压装置连通的双通道，设置在所述双通道出风口处且与第二处理装置连通的集流连接器，以及设置在双通道内部的盘型阻隔式换热模块；所述第二处理装置包括设置在所述承重架下方的冷却装置，垂直设置在所述冷却装置上方的主换热处理装置；所述冷却装置包括套设在所述主换热处理装置下端且与主换热处理装置连通的环形制冷模块，以及设置在所述环形制冷模块下方且与环形制冷模块连通的冰渣破碎模块；
所述主换热处理装置包括沿竖直方向设置且下端与环形制冷模块连接的外层保护管，设置在所述外层保护管内且中心轴线与外层保护管中心轴线重合的内层处理管道，设置在所述内层处理管道中线轴线上的转轴，设置在所述转轴上且与冰渣破碎模块连通的螺旋扇；所述内层处理管道上端设置有混合排出口，内层处理管道下端贯穿环形制冷模块与冰渣破碎模块连通；所述螺旋扇能够驱动冰渣破碎模块内的冰渣向上移动；所述内层处理管道、外层保护管之间形成回流通道；所述回流通道上端的外层保护管上设置有保护罩；所述回流通道下端的内层处理管道上套设有与环形制冷模块连通的回流锥面；所述集流连接器通过冰渣破碎模块与内层处理管道连通。
[0007]进一步地，所述环形制冷模块包括与回流通道连通的环形制冷腔室，设置在所述环形制冷腔室内的制冷组件，与所述环形制冷腔室连通的供液装置；所述环形制冷腔室上设置有排出口；所述环形制冷腔室上端设置有与所述排出口对应的推动杆；推动杆的设置能够对环形制冷腔室内产生的环形冰块通过撞击进行初步的破碎处理，然后通过其推动使破碎的冰块进入冰渣破碎腔室。
[0008]进一步地，所述冰渣破碎模块包括设置在环形制冷腔室下端的冰渣破碎腔室，设置在所述冰渣破碎腔室内的破碎转轴，以及围绕所述破碎转轴轴向均匀设置的破碎盘；所述破碎盘包括多个围绕破碎转轴径向均匀设置的分割片，以及设置在所述分割片上的破碎钉；破碎盘、破碎钉的设置能够对冰渣破碎腔室内的冰块进行均匀的破碎，使冰块变成冰渣，通过螺旋扇能够将冰渣驱动向上，与发动起排出的尾气混合。
[0009]进一步地，所述盘型阻隔式换热模块包括设置在所述双通道内部的盘型阻隔支撑组件，均匀分布在所述盘型阻隔支撑组件上的换热管道，以及与所述换热管道连通的循环制冷组件；所述盘型阻隔支撑组件包括沿双通道轴向均匀分布的若干第一阻隔盘和第二阻隔盘；所述第一阻隔盘、第二阻隔盘交叉间隔设置且圆盘面上均设有换热管道贯穿孔；所述第一阻隔盘中心开设有中心气流通过孔；所述第二阻隔盘侧边均匀开设有侧边气流通过孔；所述换热管道从双通道一端沿双通道轴向依次穿过换热管道贯穿孔到达双通道另一端；通过第一阻隔盘、第二阻隔盘交叉间隔设置能够使得发动机排出的高温尾气与换热管道充分接触，提高换热效率。
[0010]进一步地，所述承重架为可升降支架；可升降支架的设置能够调节第一处理装置的高度，确保第一处理装置与飞机发动机排气口的高度一致，能够直接、快速的将发动机排出的高温尾气进行初步的降温处理，有利于提高整体的换热效率。
[0011]进一步地，所述负压装置包括两个与双通道连通的集气罩，以及设置在所述集气罩、双通道连接处的磁悬浮负压风机。磁悬浮风机的设置能够提供较高的负压，有利于发动机排出的高温尾气被快速吸收，并进行降温处理。
[0012]进一步地，所述磁悬浮负压风机包括设置在集气罩出风口端部的连接固定环件，均匀设置在所述连接固定环件侧边上的固定电磁体，设置在所述连接固定环件中心的旋转轴，设置在所述旋转轴上的中心磁体，以及设置在所述旋转轴上的涡扇；集气罩的设置能够
直接增大负压产生的面积；通过中心磁体的设置能够实现旋转轴的中心悬浮，解决由于机械接触带来的摩擦问题；由于抽取发动机排出的高温尾气，通过磁悬浮能够有效避免旋转轴过热的问题。
[0013]进一步地，所述集气罩采用耐高温陶瓷材料。
[0014]飞机测试实验室发动机开车温度控制系统的设计方法，包括以下步骤：S1、确定换热功率根据飞机测试实验室发动机尾部产生的气流热量，确定主换热处理装置、盘型阻隔式换热模块的换热功率；S2、设计具体结构依据换热功率设计负压装置、换热处理装置、冷却装置以及主换热处理装置的结构。
[0015]本专利技术的有益效果是：本专利技术提供了一种对飞机发动机尾气进行降温处理的控温系统，直接在飞机发动机后方对其排出的高温尾气进行吸收处理，解决现有技术换热效率低、能耗大的缺陷，可配合现有技术同时对实验室进行温度控制；通过在第一处理装置内设置盘型阻隔式换热模块能够初步对发动机排出的高温尾气直接进行初步的降温处理，由于此时的高温尾气温度高，因此可有效提升换热效率；另一方面由于高温尾气停留时间短，热量辐射小，气候实验室内部的整体温度受影响程度低，在对实验室内部整体进行温度控制时能够大大降低控温所造成的能耗；通过第二处理装置的设置能够二次利用冰渣对高温尾气进行换热处理，进一步吸收高温尾气中的热量，通过高温尾气贯穿冰渣能够进一步实现换热处理。
附图说明
[0016]图1是本专利技术温度控制系统的设计方法流程图；图2是本专利技术实施例1整体的结构示意图；图3是本专利技术实施例1发动机尾部控温系统整体的结构示意图；图4是本专利技术实施例1换热处理装置的结本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.飞机测试实验室发动机开车温度控制系统，其特征在于，包括多个设置在飞机测试实验室内部且分别位于各个飞机发动机正后方的发动机尾部控温系统（1）；所述发动机尾部控温系统（1）包括设置在飞机测试试验室地面上的承重架（2），设置在所述承重架（2）上且位于飞机发动机正后方的第一处理装置（3），设置在所述承重架（2）下端且与第一处理装置（3）连通的第二处理装置（4）；所述第一处理装置（3）包括设置在所述承重架（2）上的支撑装置（30），设置在所述支撑装置（30）上的负压装置（31），设置在所述支撑装置（30）上且与负压装置（31）连通的换热处理装置（32）；所述换热处理装置（32）包括进风口与负压装置（31）连通的双通道（320），设置在所述双通道（320）出风口处且与第二处理装置（4）连通的集流连接器（321），以及设置在双通道（320）内部的盘型阻隔式换热模块（33）；所述第二处理装置（4）包括设置在所述承重架（2）下方的冷却装置（40），垂直设置在所述冷却装置（40）上方的主换热处理装置（41）；所述冷却装置（40）包括套设在所述主换热处理装置（41）下端且与主换热处理装置（41）连通的环形制冷模块（42），以及设置在所述环形制冷模块（42）下方且与环形制冷模块（42）连通的冰渣破碎模块（43）；所述主换热处理装置（41）包括沿竖直方向设置且下端与环形制冷模块（42）连接的外层保护管（410），设置在所述外层保护管（410）内且中心轴线与外层保护管（410）中心轴线重合的内层处理管道（411），设置在所述内层处理管道（411）中线轴线上的转轴（412），设置在所述转轴（412）上且与冰渣破碎模块（43）连通的螺旋扇（414）；所述内层处理管道（411）上端设置有混合排出口（415），内层处理管道（411）下端贯穿环形制冷模块（42）与冰渣破碎模块（43）连通；所述螺旋扇（414）能够驱动冰渣破碎模块（43）内的冰渣向上移动；所述内层处理管道（411）、外层保护管（410）之间形成回流通道（416）；所述回流通道（416）上端的外层保护管（410）上设置有保护罩（417）；所述回流通道（416）下端的内层处理管道（411）上套设有与环形制冷模块（42）连通的回流锥面（418）；所述集流连接器（321）通过冰渣破碎模块（43）与内层处理管道（411）连通。2.根据权利要求1所述的飞机测试实验室发动机开车温度控制系统，其特征在于，所述环形制冷模块（42）包括与回流通道（416）连通的环形制冷腔室（420），设置在所述环形制冷腔室（420）内的制冷组件，与所述环形制冷腔室（420）连通的供液装置；所述环形制冷腔室（420）上设置有排出口（421）；所述环形制冷腔室（420）上端设置有与所述排出口（421）对应的推动杆（422）...

【专利技术属性】
技术研发人员：张惠，王彬文，吴敬涛，李红贤，郭腾，任战鹏，雷凯，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：