【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空发动机试验，特别地，涉及一种航空发动机吞水试验方法。此外，本专利技术还涉及一种采用上述航空发动机吞水试验方法的航空发动机吞水试验装置。
技术介绍
1、在旋翼航空器发动机中，不管是军用标准还是民用标准均对发动机的吞水能力提出了相关规定，在发动机质量试验时，通过发动机吞水试验，以考核发动机吞入大气中液态水的能力，检查吞水过程中的发动机工作稳定性、吞水后的功率恢复能力和性能衰减情况。
2、如图1所示，gjb 242a-2018中规定：试验发动机按gjb 4877的规定进行吞入大气中液态水试验。当发动机以最大功率状态工作时，把占总空气总质量流量2.0％、3.5％和5.0％的水(液态和气态)引进发动机进口，其中有50％的液态水进入1/3的进口扇形面积。发动机在上述每一条件下工作5min后，再在慢车状态重复上述程序。
3、如图2所示，民用发动机喷水试验相关规定：对于旋翼航空器发动机，水滴直径不大于2mm，喷水量至少占空气总质量流量的4％。发动机吞水试验应在慢车和最大功率状态进行，同时还应该进行慢车一最大功率一慢车推力瞬变过程的吞水试验；每一喷水量在每一稳定(指慢车或最大功率状态)工作时间为3min；发动机在从慢车一最大功率一慢车推力瞬变过程中吞水时，油门杆操纵上推或下拉时间为1s。
4、同时，发动机吞水试验是一项风险试验，过量或者长时间吞水均可能使得发动机出现性能衰减过大，发动机振动超限等现象，导致发动机出现性能或者结构上的破坏。因此，如何能够按照相关规定要求，在发动机规定的工作状态，快
5、然而，如图3所示，现有的航空发动机在进行正式吞水试验必须前先测出当前大气条件下发动机各状态的进口空气流量，需进行喷水量与阀门开度标定，以便于吞水试验时，操作人员直接调节阀门至标定的开度以保证喷水量满足试验要求，且在航空发动机吞水试验时，由于是通过人工调节阀门开度，以调节注入水罐中压缩空气瓶中的高压气体的流量，进而控制水罐的喷水量，但这样会导致喷水量控制精度随意性大、调节时间长、喷水量稳定性差且喷水量跟随响应速度慢，主要有以下原因：一是人工调节对操作员的要求非常高，特别是在进行风险性试验的紧张条件下，容易出现操作过大导致喷水量过大或者操作过于谨慎导致长时间达不到规定的喷水量，从而导致吞水试验失败；二是随着压缩空气瓶中高压气体排出，压缩空气瓶内的气压下降会使水罐中喷出来的水流量下降，很难长时间维持一个规定的喷水量；三是吞水试验开始时，按照校准时标定的阀门开度打开阀门后，由于水罐中的水压力较高，而进水管路是中空的，在较大的压差作用下，水罐的喷水量远超规定的流量；四是在吞水试验时，某些阶段航空发动机的功率是瞬态变化的，人工调节的喷水量的跟随性差，且航空发动机的喷水量与发动机进口空气流量相关联，而发动机进口流量又与当前的试验大气条件相关联，因此在试验前需提前进行一次试验，获得各试验状态下发动机的进口流量，进而计算出喷水量，然后调试标定阀门开度，但是随着吞水试验的进行，如果大气条件发生变化，发动机进口流量也需相应发生变化，此时吞水试验要求的喷水量就不是标定好的阀门开度对应的喷水量，因而很难满足随发动机状态变化对喷水量快速跟随响应的需求。
技术实现思路
1、本专利技术提供了一种航空发动机吞水试验方法及装置，以解决现有的航空发动机吞水试验时，喷水量控制精度随意性大、调节时间长、喷水量稳定性差且喷水量跟随响应速度慢的技术问题。
2、根据本专利技术的一个方面，提供一种航空发动机吞水试验方法，具体包括以下步骤：s1，实时获得航空发动机进气道中的进气静压、进气总压和进气总温，再通过计算公式实时计算获得航空发动机的进口空气流量；s2，设置水流循环流动的预循环流道和向航发发动机输送水流的进水流道，同时根据航空发动机不同吞水试验状态下的吞水量比例和进口空气流量实时计算获得进水流道对应吞水试验状态下的目标吞水量；s3，实时获得预循环流道内的供水流量，在航空发动机运行至吞水试验所需状态时，使供水流量达到对应吞水试验状态的目标吞水量，再连通预循环流道和进水流道以向航空发动机输送水流，并使航空发动机稳定运行预设时间以完成吞水试验，然后断开预循环流道和进水流道，其中，当航空发动机的吞水试验状态瞬时变化，导致所需目标吞水量跟随变化时，供水流量也实时跟随响应变化以与目标吞水量匹配；s4，重复步骤s3，直至完成航空发动机所有吞水试验状态下的吞水试验后。
3、进一步地，步骤s1中的计算公式为：
4、
5、
6、其中，为进口空气流量；ma为航空发动机进口马赫数；f(ma)为与航空发动机进口马赫数有关的空气流量修正系数函数；pt为进气总压；p表示进气静压；t为进气温度；ρ为空气密度；a为发动机进口流道面积；k为空气比热比；r为气体常数。
7、进一步地，步骤s1具体包括以下步骤：在航空发动机进气道中安装进气静压传感器、进气总压传感器和进气总温传感器以实时获得航空发动机进气道中的进气静压、进气总压和进气总温，再设置控制器和触屏操作显示器，通过控制器分别与进气静压传感器、进气总压传感器、进气总温传感器和触屏操作显示器电连接，同时在控制器中设定航空发动机的进口空气流量的计算公式，以在获得航空发动机进气道中的进气静压、进气总压和进气总温后，实时计算获得航空发动机的进口空气流量，最后通过触屏操作显示器实时显示进气静压、进气总压、进气总温和进口空气流量。
8、进一步地，步骤s2具体包括以下步骤：设置水流循环流动的预循环流道和向航发发动机输送水流的进水流道，根据吞水试验内容和设定的吞水量，在触屏操作显示器上设置航空发动机不同吞水试验状态下吞水量比例，以使控制器根据航空发动机不同吞水试验状态下吞水量比例和进口空气流量实时计算获得进水流道对应吞水试验状态下的目标吞水量，并通过触屏操作显示器实时显示当前航空发动机对应吞水试验状态所需的目标吞水量，同时在预循环流道中安装与控制器电连接的流量计和与控制器电连接的水泵。
9、进一步地，步骤s3具体包括以下步骤：航空发动机起动至地面慢车状态，确认断开预循环流道和进水流道，通过流量计实时获得预循环流道内的供水流量，并通过触屏操作显示器实时显示供水流量，在上推航空发动机运行至吞水试验所需状态时，通过控制器控制水泵按对应吞水试验状态的目标吞水量供水，以使预循环流道内的供水流量达到对应吞水试验状态的目标吞水量，再连通预循环流道和进水流道以向航空发动机输送水流，并使航空发动机稳定运行预设时间以完成吞水试验，然后断开预循环流道和进水流道，其中，当航空发动机的吞水试验状态瞬时变化，导致所需目标吞水量跟随变化时，供水流量也实时跟随响应变化以与目标吞水量匹配。
10、根据本专利技术的另一方面，还提供了一种航空发动机吞水试验装置，其采用上述的航空发动机吞水试验方法进行航空发动机吞水试验。
11、进一步地，吞水试验装置包括执行组件、测量组件和操作组件，执行组件包括本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种航空发动机吞水试验方法，其特征在于，具体包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的航空发动机吞水试验方法，其特征在于，步骤S1中的计算公式为：
3.根据权利要求1所述的航空发动机吞水试验方法，其特征在于，步骤S1具体包括以下步骤：
4.根据权利要求3所述的航空发动机吞水试验方法，其特征在于，步骤S2具体包括以下步骤：
5.根据权利要求4所述的航空发动机吞水试验方法，其特征在于，步骤S3具体包括以下步骤：
6.一种航空发动机吞水试验装置，其特征在于，采用权利要求1-5中任意一项所述的航空发动机吞水试验方法进行航空发动机吞水试验。
7.根据权利要求6所述的航空发动机吞水试验装置，其特征在于，吞水试验装置包括执行组件(100)、测量组件(200)和操作组件(300)，执行组件(100)包括用于形成预循环流道以使水流循环流动的预流循环件(110)、用于形成进水流道以向航空发动机输送水流的水流输送件(120)以及分别与预流循环件(110)和水流输送件(120)连接的用于连通预循环流道和进水流道或者断开预循环流道和
8.根据权利要求7所述的航空发动机吞水试验装置，其特征在于，预流循环件(110)包括水箱(111)、分别与水箱(111)的出水端和转换阀(130)连接的出水管(112)、布设于出水管(112)上并与控制器电连接的水泵(113)以及分别与水箱(111)的回水端和转换阀(130)连接的回水管(114)，流量计(210)布设于出水管(112)上。
9.根据权利要求8所述的航空发动机吞水试验装置，其特征在于，水箱(111)内布设有隔板(115)，隔板(115)用于将水箱(111)内腔分隔为第一腔室和第二腔室，第一腔室和第二腔室的顶部连通，水箱(111)的出水端和第一腔室连通，水箱(111)的回水端和第二腔室连通。
10.根据权利要求7所述的航空发动机吞水试验装置，其特征在于，水流输送件(120)包括进水端与转换阀(130)连接的供水管(121)以及与供水管(121)的出水端连接的用于布设于航空发动机的进口机匣上的喷水环(122)。
...【技术特征摘要】
1.一种航空发动机吞水试验方法，其特征在于，具体包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的航空发动机吞水试验方法，其特征在于，步骤s1中的计算公式为：
3.根据权利要求1所述的航空发动机吞水试验方法，其特征在于，步骤s1具体包括以下步骤：
4.根据权利要求3所述的航空发动机吞水试验方法，其特征在于，步骤s2具体包括以下步骤：
5.根据权利要求4所述的航空发动机吞水试验方法，其特征在于，步骤s3具体包括以下步骤：
6.一种航空发动机吞水试验装置，其特征在于，采用权利要求1-5中任意一项所述的航空发动机吞水试验方法进行航空发动机吞水试验。
7.根据权利要求6所述的航空发动机吞水试验装置，其特征在于，吞水试验装置包括执行组件(100)、测量组件(200)和操作组件(300)，执行组件(100)包括用于形成预循环流道以使水流循环流动的预流循环件(110)、用于形成进水流道以向航空发动机输送水流的水流输送件(120)以及分别与预流循环件(110)和水流输送件(120)连接的用于连通预循环流道和进水流道或者断开预循环流道和进水流道的转换阀(130)，测量组件(200)包括布设于预循环流道中的流量计(210)，以及用于布设于航空发动机进气道中的进气静压...
【专利技术属性】
技术研发人员：李定乃，成本林，向立军，黄新生，吴鑫鑫，张光宇，
申请(专利权)人：中国航发湖南动力机械研究所，
类型：发明
国别省市：
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