航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台及控制方法技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台及控制方法，航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台包括环境舱低温低压模拟系统、进气低温低压模拟系统和排气低温低压模拟系统，环境舱低温低压模拟系统包括环境舱、湿度控制组件和制冷机，环境舱内设有航空发动机，进气低温低压模拟系统与环境舱低温低压模拟系统连通且包括三条进气路，每条进气路上均设有湿度控制组件，排气低温低压模拟系统分别与上述两个模拟系统连通且包括排气羽流管、真空泵组、湿度控制组件和制冷机，真空泵组用于抽取上述三个模拟系统内的气体。本发明专利技术实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，不仅具备过渡态功能，且可实现全环境模拟。境模拟。境模拟。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台及控制方法


[0001]本专利技术涉及航空发动机
，尤其是涉及一种航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台及控制方法。

技术介绍

[0002]现有技术中，对于航空发动机的高空性能实验主要有两种方法，一是直接把航发拉到海拔较高的地点做相应实验，但该实验装置的精度不高，且需要耗费大量时间和成本，同时受地域海拔限制无法得到较高(如6000米以上)的高空实验数据；另一种方法是高空环境模拟，在地面再造空中飞行条件，进行航空发动机高空特性实验测量的重大设施平台，统称航空发动机高空模拟实验平台，是航发研制过程中最有效的性能调试和技术攻关实验平台。
[0003]其中，航空发动机高空模拟实验平台按进气方式主要可分为直接连接式、自由射流式和推进风洞式三种，直接连接式可对航空发动机进气、排气环境进行模拟，但不能模拟进气的湿度、排气的湿度、排气的低温等，同时也无法对机身环境进行模拟；自由射流式加入了进气道的一体化模拟，但仍无法做到机身全环境模拟；推进风洞式是全环境的模拟，但流量巨大、实验成本很高，一般用于做小型或缩比验证机的实验，且现有航空发动机高空模拟实验平台只有稳态高空模拟功能，不具备过渡态全方位的快速调节功能。
[0004]也就是说，现有航空发动机高空模拟实验平台只有稳态高空模拟功能，不具备过渡态全方位的快速调节功能，且无法做到对航空发动机进行全环境模拟，同时现有航空发动机高空模拟实验平台不能对多种类型的航空发动机进行检测，适用范围窄且成本高。

技术实现思路

[0005]本专利技术旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本专利技术提出一种航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，所述航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台具备过渡态全方位的快速调节功能，且可对航空发动机进行全环境模拟，解决了现有技术中的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台不具备过渡态全方位的快速调节功能且无法对航空发动机进行全环境模拟的技术问题。
[0006]本专利技术还旨在提出一种航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台的控制方法。
[0007]根据本专利技术实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，包括：环境舱低温低压模拟系统，所述环境舱低温低压模拟系统包括环境舱、可调节所述环境舱湿度的第一湿度控制组件以及可调节所述环境舱温度的第一制冷机，所述环境舱内设有待检测的航空发动机；进气低温低压模拟系统，所述进气低温低压模拟系统与所述环境舱低温低压模拟系统连通且包括朝向所述环境舱低温低压模拟系统输送常温气体的第一进气路、朝向所述环境舱低温低压模拟系统输送高温气体的第二进气路以及朝向所述环境舱低温低压模拟系统输送低温气体的第三进气路，所述第一进气路、所述第二进气路和所述第三进气路上均设有第二湿度控制组件；排气低温低压模拟系统，所述排气低温低压模拟系统分别
与所述环境舱低温低压模拟系统、所述进气低温低压模拟系统连通且包括排气羽流管、真空泵组、用于调节所述排气羽流管湿度的第三湿度控制组件以及用于调节所述排气羽流管温度的第二制冷机，所述真空泵组用于抽取所述环境舱低温低压模拟系统、所述进气低温低压模拟系统和所述排气低温低压模拟系统内的气体。
[0008]根据本专利技术实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，通过设置环境舱低温低压模拟系统，并设置可调节环境舱湿度的第一湿度控制组件以及可调节环境舱温度的第一制冷机，以实现模拟机身环境，也就是模拟机身的低温和湿度环境；通过在第一进气路、第二进气路和第三进气路上设置第二湿度控制组件以及设置调节排气羽流管湿度的第三湿度控制组件，可实现模拟进气湿度以及排气湿度；通过设置用于抽取环境舱低温低压模拟系统、进气低温低压模拟系统和排气低温低压模拟系统内气体的真空泵组，可实现模拟进气的低压、排气的低压和机身的低压环境；通过设置输送低温气体的第三进气路以及调节排气羽流管温度的第二制冷机，可实现模拟进气的低温和排气的低温，也就是本申请可实现进气、排气、机身的低温低压和湿度环境模拟，也就是实现全环境模拟，此外，通过设置第一进气路、第二进气路和第三进气路，第一进气路、第二进气路和第三进气路配合可使得本申请的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台具备对其过渡态的全方位快速调节功能。也就是说，本申请的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台不仅具备过渡态功能，还具备对全环境的模拟，从而提升航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台的性能。
[0009]根据本专利技术一些实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，所述环境舱低温低压模拟系统包括连通所述环境舱的环境舱进气管和连通所述航空发动机的发动机进气管，所述进气低温低压模拟系统包括混合器；所述第一进气路、所述第二进气路、所述第三进气路和所述混合器均包括进气端和排气端，所述第一进气路的排气端、所述第二进气路的排气端和所述第三进气路的排气端与所述混合器的进气端连通，所述混合器的出气端与所述环境舱进气管、所述发动机进气管连通。
[0010]可选地，所述混合器的出气端与所述真空泵组连通，所述混合器的出气端与所述真空泵组之间设有第一调节阀。
[0011]可选地，所述环境舱低温低压模拟系统包括连通所述环境舱的环境舱排气管和连通所述航空发动机的发动机排气管，所述环境舱排气管与所述真空泵组连通，所述发动机排气管与所述排气羽流管连通；其中，所述环境舱排气管与所述真空泵组之间设有第二调节阀。
[0012]可选地，所述环境舱低温低压模拟系统还包括调节板和测功元件，所述调节板设在所述环境舱内用于调节所述环境舱的容积，所述测功元件、所述发动机进气管和所述发动机排气管均与所述航空发动机可拆卸连接。
[0013]可选地，所述进气低温低压模拟系统包括进气组件，所述第一进气路的进气端、所述第二进气路的进气端和所述第三进气路的进气端相互连通且同时连接所述进气组件。
[0014]可选地，所述第一进气路上设有沿气体的流动方向依次排列的第一截止阀、第三调节阀、第一流量计和第一温度压力传感器，所述第一进气路的所述第二湿度控制组件位于所述第三调节阀和第一流量计之间；所述第二进气路上设有沿气体的流动方向依次排列的第二截止阀、加热炉、第四调节阀、第二流量计和第二温度压力传感器，所述第二进气路
的所述第二湿度控制组件位于所述加热炉和第四调节阀之间；所述第三进气路上设有沿气体的流动方向依次排列的第三截止阀、干燥器、进气制冷机、第五调节阀、第三流量计和第三温度压力传感器，所述第三进气路的所述第二湿度控制组件位于所述干燥器和进气制冷机之间。
[0015]可选地，所述排气低温低压模拟系统包括沿气体的流动方向依次排列的水冷换热器、喷淋除沫器、第六调节阀、第四温度压力传感器、压力补偿阀、第四流量计和排气塔；其中，所述排气羽流管设在所述环境舱低温低压模拟系统与所述水冷换热器之间，所述真空泵组设在所述压力补偿阀与所述第四流量计之间。
[0016]根据本专利技术实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台的控制方法，包括以下步骤：将所述航空发动机设于所述本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，其特征在于，包括：环境舱低温低压模拟系统，所述环境舱低温低压模拟系统包括环境舱、可调节所述环境舱湿度的第一湿度控制组件以及可调节所述环境舱温度的第一制冷机，所述环境舱内设有待检测的航空发动机；进气低温低压模拟系统，所述进气低温低压模拟系统与所述环境舱低温低压模拟系统连通且包括朝向所述环境舱低温低压模拟系统输送常温气体的第一进气路、朝向所述环境舱低温低压模拟系统输送高温气体的第二进气路以及朝向所述环境舱低温低压模拟系统输送低温气体的第三进气路，所述第一进气路、所述第二进气路和所述第三进气路上均设有第二湿度控制组件；排气低温低压模拟系统，所述排气低温低压模拟系统分别与所述环境舱低温低压模拟系统、所述进气低温低压模拟系统连通且包括排气羽流管、真空泵组、用于调节所述排气羽流管湿度的第三湿度控制组件以及用于调节所述排气羽流管温度的第二制冷机，所述真空泵组用于抽取所述环境舱低温低压模拟系统、所述进气低温低压模拟系统和所述排气低温低压模拟系统内的气体。2.根据权利要求1所述的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，其特征在于，所述环境舱低温低压模拟系统包括连通所述环境舱的环境舱进气管和连通所述航空发动机的发动机进气管，所述进气低温低压模拟系统包括混合器；所述第一进气路、所述第二进气路、所述第三进气路和所述混合器均包括进气端和排气端，所述第一进气路的排气端、所述第二进气路的排气端和所述第三进气路的排气端与所述混合器的进气端连通，所述混合器的出气端与所述环境舱进气管、所述发动机进气管连通。3.根据权利要求2所述的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，其特征在于，所述混合器的出气端与所述真空泵组连通，所述混合器的出气端与所述真空泵组之间设有第一调节阀。4.根据权利要求2所述的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，其特征在于，所述环境舱低温低压模拟系统包括连通所述环境舱的环境舱排气管和连通所述航空发动机的发动机排气管，所述环境舱排气管与所述真空泵组连通，所述发动机排气管与所述排气羽流管连通；其中，所述环境舱排气管与所述真空泵组之间设有第二调节阀。5.根据权利要求4所述的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，其特征在于，所述环境舱低温低压模拟系统还包括调节板和测功元件，所述调节板设在所述环境舱内用于调节所述环境舱的容积，所述测功元件、所述发动...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐征，陈龙飞，朱美印，沈小伟，潘康，张斌，于振鸿，
申请(专利权)人：北京航空航天大学杭州创新研究院，
类型：发明
国别省市：