管路系统和试验装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术提供一种管路系统和试验装置，可以保证进气模式的平稳在线切换，并可以快速退出加温加压进气模式，且控制逻辑简单可靠。该试验装置用于航空发动机的试验，包括该管路系统，该管路系统包括加温加压进气支路和大气进气支路，所述大气进气支路包括开关阀、单向阀和压差检测装置，所述开关阀与所述单向阀串联，所述压差检测装置用于检测所述开关阀的两端的压力差。端的压力差。端的压力差。

【技术实现步骤摘要】
管路系统和试验装置


[0001]本技术涉及航空发动机试验
，具体涉及一种管路系统和试验装置。

技术介绍

[0002]航空发动机的核心机试车台进行加温加压试验需要配套公用工程提供气源、冷却循环水资源等，试验成本往往较大，在进行加温加压试验前，通常需要在大气进气状态下进行性能基准试验，并录取稳态性能数据用于核心机状态对比，因此核心机试车台通常具备大气进气试验能力及加温加压能力，并可按需进行进气模式的切换，包括热切换(核心机运转状态下在线切换)以及冷切换(核心机停转状态下切换)，现有的核心机试车台通常需要采用复杂的控制逻辑才能实现进气模式的平稳在线切换。

技术实现思路

[0003]本技术的一个目的是提供一种管路系统，可以保证进气模式的平稳在线切换，并可以快速退出加温加压进气模式，且控制逻辑简单可靠。
[0004]为实现所述目的的管路系统，用于航空发动机的试验装置，包括加温加压进气支路和大气进气支路，所述大气进气支路包括开关阀、单向阀和压差检测装置，所述开关阀与所述单向阀串联，所述压差检测装置用于检测所述开关阀的两端的压力差。
[0005]在所述的管路系统的一个或多个实施方式中，所述压差检测装置为压差变送器。
[0006]在所述的管路系统的一个或多个实施方式中，所述压差检测装置包括：第一压力测量单元，用于测量所述开关阀的第一端的压力，并提供第一压力检测信号；第二压力测量单元，用于测量所述开关阀的第二端的压力，并提供第二压力检测信号；比较单元，用于接收和比较所述第一压力检测信号和所述第二压力检测信号；输出单元，用于输出所述比较单元的比较结果。
[0007]在所述的管路系统的一个或多个实施方式中，所述压差检测装置包括显示单元，用于显示所述压力差。
[0008]本技术的另一个目的是提供一种试验装置，可以保证进气模式的平稳在线切换，并可以快速退出加温加压进气模式，且控制逻辑简单可靠。
[0009]为实现所述目的的试验装置，包括前述的管路系统。
[0010]在所述的试验装置的一个或多个实施方式中，所述试验装置还包括控制器，所述压差检测装置包括输出单元，用于输出所述压力差的检测信号，所述输出单元与所述控制器信号连接。
[0011]在所述的试验装置的一个或多个实施方式中，所述试验装置还包括控制器，所述控制器与所述开关阀信号连接，用于控制所述开关阀的位置。
[0012]在所述的试验装置的一个或多个实施方式中，所述试验装置还包括控制器，所述加温加压进气支路包括调节阀，所述控制器与所述调节阀信号连接，用于控制所述调节阀的开度。
[0013]该试验装置和管路系统通过在大气进气支路设置开关阀、压差检测装置和单向阀，采用压差检测装置检测开关阀两端的压力差，以判断处于加温加压进气模式或大气进气模式，并通过单向阀的开度的自适应调节保证进气压力的稳定，可以简化控制逻辑，平稳地进行进气模式的在线切换，还可以快速退出加温加压进气模式，并可以防止加压气体逆流进入大气进气塔，且结构简单，易于实现，成本较低。
附图说明
[0014]本技术的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：
[0015]图1是一个对比例的管路系统的示意图。
[0016]图2是根据本技术的一个实施方式的管路系统的示意图。
[0017]图3是根据图2的实施方式的管路系统从大气进气模式向加温加压进气模式切换的过程示意图。
[0018]图4是根据图2的实施方式的管路系统从加温加压进气模式向大气进气模式切换的过程示意图。
[0019]图5是根据图2的实施方式的管路系统在多次进气模式切换过程中的进口压力畸变示意图。
具体实施方式
[0020]下述公开了多种不同的实施所述的主题技术方案的实施方式或者实施例。为简化公开内容，下面描述了各元件和排列的具体实例，当然，这些仅仅为例子而已，并非是对本技术的保护范围进行限制。需要注意的是，附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此对本技术实际要求的保护范围构成限制。此外，本申请的一个或多个实施方式中的某些特征、结构或特点可以进行适当的组合。
[0021]图1为一个对比例的核心机试车台的管路系统1
’
的示意图，该管路系统1
’
包括加温加压进气支路10
’
和大气进气支路20
’
。加温加压进气支路10
’
的上游端由气源站11供气，大气进气支路20
’
的上游端由大气进气塔21供气，加温加压进气支路10
’
和大气进气支路20
’
的下游端均连接至整流室30，整流室30与核心机(未图示)的进气道(未图示)流体连接。
[0022]在本技术的描述中，用语“上游”和“下游”是指相对于流体通道中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体流自的方向，而“下游”是指流体流至的方向。
[0023]继续参照图1，加温加压进气支路10
’
和大气进气支路20
’
分别设置有第一调节阀12和第二调节阀22，通过调节第一调节阀12和第二调节阀22的开度，可以模拟核心机的进气压力及温度。
[0024]该对比例的方案在进行加温加压进气模式和大气进气模式之间的切换时，需要通过控制器(未图示)采用复杂的控制逻辑控制第一调节阀12和第二调节阀22的调节速率，使第二调节阀22跟随第一调节阀12的开度变化而变化，以保持切换过程中核心机的进气稳定，并避免加温加压进气支路10
’
的气体逆流向大气进气支路20
’
，造成进气损失和/或损坏大气进气塔21中的消音元件等。
[0025]在需要紧急退出加温加压进气模式的工况下，该对比例的方案无法做出快速的反
应，特别是当第一调节阀12和第二调节阀22的打开或关闭的速率和核心机的降转速率不匹配时，例如当第一调节阀12的关闭速率快于核心机的降转速率时，造成核心机的进口压力降低为负压(抽真空)的情况，而当第一调节阀12的关闭速率慢于核心机的降转速率时，造成核心机的进口压力升高，均不利于核心机平稳快速退出加温加压进气模式。
[0026]下面结合图2至图5说明根据本技术的一个实施方式的试验装置。该试验装置用于航空发动机的核心机试验，包括管路系统1。该管路系统1包括加温加压进气支路10和大气进气支路20。
[0027]加温加压进气支路10的上游端由气源站11供气，大气进气支路20的上游端由大气进气塔21供气，加温加压进气支路10和大气进气支路20的下游端均连接至整流室30，整流室30与核心机(未图示)的进气道(未图示)流体连接。加温加压进气支路10包括第一调节阀12，大气进气支路20包括开关阀23、压差检测装置24和单向阀25。
[0028]压差检测装置24用于检测开本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.管路系统，用于航空发动机的试验装置，包括加温加压进气支路和大气进气支路，其特征在于，所述大气进气支路包括开关阀、单向阀和压差检测装置，所述开关阀与所述单向阀串联，所述压差检测装置用于检测所述开关阀的两端的压力差。2.如权利要求1所述的管路系统，其特征在于，所述压差检测装置为压差变送器。3.如权利要求1所述的管路系统，其特征在于，所述压差检测装置包括：第一压力测量单元，用于测量所述开关阀的第一端的压力，并提供第一压力检测信号；第二压力测量单元，用于测量所述开关阀的第二端的压力，并提供第二压力检测信号；比较单元，用于接收和比较所述第一压力检测信号和所述第二压力检测信号；输出单元，用于输出所述比较单元的比较结果。4.如权利要求1...

【专利技术属性】
技术研发人员：范博年，闫素银，李存，陈志龙，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：新型
国别省市：