渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法

渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法
【專利摘要】本發明公開了一種渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法。該方法包括高空性能試驗、高空畸變試驗、高空低溫試驗和高原起動試驗。用于完成該方法的用于渦輪發動機的高空零馬赫數試驗裝置，該試驗裝置包括：高空艙；穩定管；工藝進氣道，工藝進氣道具有第一進氣口和第一排氣口，第一進氣口與穩定管的出口相對且彼此間隔開；渦輪發動機，渦輪發動機設在高空艙內且位于工藝進氣道的下游側；尾室；進氣管；排氣管。畸變試驗裝置包括：用于完成該方法的畸變模擬裝置，其包括畸變模擬板；渦輪發動機，其與畸變模擬裝置相連。根據本發明實施例的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法具有周期短、成本低的優點，實用性好。
【專利說明】渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及發動機領域，尤其涉及一種渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法。
【背景技術】
[0002]高度對渦輪發動機工作性能的影響主要來自兩方面:隨著高度增加、大氣壓力降低，雷諾數升高，超過臨界雷諾數后發動機部件效率下降，導致渦輪發動機性能惡化或喘振裕度降低；另一方面，由于壓力降低，不利于燃燒室組織燃燒，可能導致渦輪發動機熄火。渦輪發動機自身的高空工作性能通過高空試驗臺的高空試驗得到驗證和考核，但當渦輪發動機前安裝埋入式進氣道后，由于埋入式進氣道具有總壓恢復系數低而總壓畸變大、進氣流量小的特點，起動過程中空氣供給不理想，研制中多次發生飛行器在大馬赫數、小攻角條件下起動時潤輪發動機燃氣回流、導致起動失敗的現象。
[0003]相關技術中研究帶埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力，一般通過推進風洞或空臺帶飛試驗的方式，但是這種方式周期長、保障復雜、耗資巨大。

【發明內容】

[0004]本發明旨在至少解決上述技術問題之一。為此，本發明的一個目的在于提出一種埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法，該方法周期短，成本低。
[0005]根據本發明的埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法，包括以下步驟:根據進氣道吹風試驗試驗據數，獲取所述埋入式進氣道的渦輪發動機在不同馬赫數Ma、攻角α、側滑角、流量系數P下的進氣道總壓恢復系數σ和總壓畸變度w ;根據所述埋入式進氣道的渦輪發動機工作高度H和入口氣流馬赫數q ( λ )，獲取所述埋入式進氣道和所述埋入式進氣道的渦輪發動機聯合工作的工作區間；根據所述工作區間獲取所述埋入式進氣道的渦輪發動機在工作包線范圍內，各個狀態下所述埋入式進氣道的渦輪發動機進口的總壓PtO和總壓畸變度W、噴管背壓Pc ;根據所述埋入式進氣道的渦輪發動機進口總壓畸變度W，生成畸變模擬板，并計算所述畸變模擬板產生的畸變度w以及所述畸變模擬板的總壓恢復系數；根據所述畸變模擬板產生的畸變度w以及所述畸變模擬板的總壓恢復系數調節畸變模擬器出口的氣流速度以確定畸變模擬板出口總壓畸變度與模擬板堵塞面積之間的函數關系；根據環境溫度ts，確定畸變試驗中所述埋入式進氣道的渦輪發動機的工作狀態nh ;根據所述埋入式進氣道的渦輪發動機的工作狀態nh和該狀態下所述埋入式進氣道的渦輪發動機的進口總壓畸變度W，確定所述畸變模擬板的堵塞面積A，并根據所述畸變模擬板的堵塞面積A調節所述畸變模擬板；以及在所述畸變模擬板調節完成之后，分別進行高空性能試驗、高空畸變試驗、高空低溫試驗和高原起動試驗。
[0006]根據本發明的埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法周期短，成本低。
[0007]畸變模擬板產生的畸變度w符合如下函數關系:w=f (q( λ )，A)。[0008]模擬板的總壓恢復系數滿足以下函數關系:σ m=g (q( λ )，A);通過流場標定可以確定:w=f (q( λ ), A), σ m=g (q( λ ), A)0
[0009]畸變模擬板出口總壓畸變度w與模擬板堵塞面積A之間滿足函數關系:A=f(q(λ)，W)。
[0010]用于所述埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法的用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置，所述用于渦輪發動機的高空零馬赫數試驗裝置包括:高空艙，高空艙包括艙體和艙門，艙門可樞轉地設在艙體上以打開或關閉艙體，艙體上形成有艙體進口和艙體出口 ；穩定管，穩定管設在艙體內且位于艙體的進氣管安裝口端，穩定管包括彼此相連的第一管和第二管，第一管的橫截面的截面積按照從艙體進口朝向艙體出口的方向逐漸增加，第二管為截面積不變的圓柱形管；工藝進氣道，工藝進氣道設在高空艙內且位于穩定管的下游側，工藝進氣道具有第一進氣口和第一排氣口，第一進氣口與穩定管的出口相對且彼此間隔開，工藝進氣道的中心軸線與穩定管的中心軸線重合；渦輪發動機，渦輪發動機設在高空艙內且位于工藝進氣道的下游側，發動機具有第二進氣口和第二排氣口，第二進氣口與第一排氣口相連；尾室，尾室設在高空艙內且位于發動機的下游側，尾室具有第三進氣口和第三排氣口，第三進氣口與第二排氣口對應且彼此間隔開，尾室具有用于冷卻空氣的冷卻段；進氣管，進氣管的一端從艙體進口伸入到艙體內且與第一管相連；排氣管，排氣管的一端從艙體出口伸入到艙體內且與第三排氣口相連。
[0011]用于渦輪發動機的高空零馬赫數試驗裝置還包括:空氣引射器，空氣引射器設在高空艙外且與排氣管相連。
[0012]用于渦輪發動機的高空零馬赫數試驗裝置還包括:第一支架，穩定管設在第一支架上。
[0013]用于渦輪發動機的高空零馬赫數試驗裝置還包括:第二支架，發動機和工藝進氣道設在第二支架上；第三支架，尾室設在第三支架上。
[0014]用于渦輪發動機的高空零馬赫數試驗裝置還包括:調節閥，調節閥設在進氣管上且位于高空艙外；截止閥，截止閥設在進氣管上且位于調節閥的上游側；用于渦輪發動機的高空零馬赫數試驗裝置還包括:用于測量從穩定管流出的空氣的流量的流量傳感器，流量傳感器設在穩定管的鄰近工藝進氣道的一側上。
[0015]用于埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法的畸變試驗裝置，畸變試驗裝置包括:畸變模擬裝置，畸變模擬裝置包括畸變模擬板；渦輪發動機，渦輪發動機與畸變模擬裝置相連。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0016]本發明上述的和/或附加的方面和優點從下面結合附圖對實施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中，
[0017]圖1是根據本發明的一個實施例的用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置的示意圖；
[0018]圖2是根據本發明的一個實施例的用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置的示意圖；
[0019]圖3是根據本發明的一個實施例的用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置完成實驗后的各個參數變化圖；
[0020]圖4是根據本發明的一個實施例的埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法的流程示意圖；
[0021]圖5是根據本發明的一個實施例的埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法的原理示意圖；
[0022]圖6是根據本發明的一個實施例的畸變試驗裝置的示意圖。
[0023]附圖標號列表:
[0024]用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置100 ;高空艙I ;艙體11 ;艙體進口 111 ;艙體出口 112 ;艙門12 ;第二支架14 ;第三支架穩定管2 ;第一管21 ;第二管22 ;工藝進氣道3 ；第一進氣口 31 ;渦輪發動機4 ;第二排氣口 41 ;尾室5 ;第三進氣口 51 ;冷卻段53 ;進氣管6 ;排氣管7 ;調節閥8 ;截止閥9 ;空氣引射器10 ;總溫測量段201 ;總靜壓力測量段202 ;等直段203 ;畸變模擬裝置204 ;連接段205 ;尾耙207。
【具體實施方式】
[0025]下面詳細描述本發明的實施例，所述實施例的示例在附圖中示出，其中自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，僅用于解釋本發明，而不能理解為對本發明的限制。
[0026]在本發明的描述中，需要理解的是，術語“中心”、“縱向”、“橫向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內”、“外”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明的限制。此外，術語“第一”、“第二”僅用于描述目的，而不能理解為指示或暗示相對重要性或者隱含指明所指示的技術特征的數量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隱含地包括一個或者更多個該特征。在本發明的描述中，除非另有說明，“多個”的含義是兩個或兩個以上。
[0027]在本發明的描述中，需要說明的是，除非另有明確的規定和限定，術語“安裝”、“相連”、“連接”應做廣義理解，例如，可以是固定連接，也可以是可拆卸連接，或一體地連接；可以是機械連接，也可以是電連接；可以是直接相連，也可以通過中間媒介間接相連，可以是兩個元件內部的連通。對于本領域的普通技術人員而言，可以具體情況理解上述術語在本發明中的具體含義。
[0028]下面參考說明書附圖詳細描述根據本發明的埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法。
[0029]根據本發明的埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法，參考圖1和圖5，包括以下步驟:
[0030]S1:根據進氣道吹風試驗試驗據數，獲取埋入式進氣道的渦輪發動機在不同馬赫數Ma、攻角a、側滑角、流量系數爐下的進氣道總壓恢復系數O和總壓畸變度W。
[0031]S2:根據埋入式進氣道的渦輪發動機工作高度H和入口氣流馬赫數q( X )，獲取埋入式進氣道和埋入式進氣道的渦輪發動機聯合工作的工作區間。
[0032]S3:根據工作區間獲取埋入式進氣道的渦輪發動機在工作包線范圍內，各個狀態下埋入式進氣道的渦輪發動機進口的總壓Pto和總壓畸變度W、噴管背壓Pc。
[0033]S4:根據埋入式進氣道的渦輪發動機進口總壓畸變度W，生成畸變模擬板，并計算畸變模擬板產生的畸變度w以及畸變模擬板的總壓恢復系數σ。
[0034]S5:根據畸變模擬板產生的畸變度w以及畸變模擬板的總壓恢復系數調節畸變模擬器出口的氣流速度以確定畸變模擬板出口總壓畸變度與模擬板堵塞面積之間的函數關系O
[0035]S6:根據環境溫度ts，確定畸變試驗中埋入式進氣道的渦輪發動機的工作狀態nh。
[0036]S7:根據埋入式進氣道的渦輪發動機的工作狀態nh和該狀態下埋入式進氣道的渦輪發動機的進口總壓畸變度w，確定畸變模擬板的堵塞面積A，并根據畸變模擬板的堵塞面積A調節畸變模擬板。
[0037]S8:在崎變|旲擬板調節完成之后，分別進行聞空性能試驗、聞空崎變試驗、聞空低溫試驗和高原起動試驗。
[0038]需要說明的是，上述步驟S1-S8的示出順序并不是步驟S1-S8必須嚴格遵照的實施順序，步驟S1-S8可以不按照上述所示出的順序進行。
[0039]其中，在步驟S4中，畸變模擬板產生的畸變度w符合如下函數關系:
[0040]w=f (q(A),A)--------------------(I)
[0041]其中，w是畸變模擬板產生的畸變度；
[0042]q(A)是埋入式進氣道的渦輪發動機的入口氣流馬赫數；
[0043]A是畸變模擬板的堵塞面積A。
[0044]在步驟S5中，畸變模擬板也會產生一定的壓力損失，畸變模擬板的總壓恢復系數σ滿足以下函數關系:
[0045]ο m=g (q( λ ), A)----------------------(2)
[0046]其中，σ m是畸變模擬板的總壓恢復系數；
[0047]q(A)是埋入式進氣道的渦輪發動機的入口氣流馬赫數；
[0048]A是畸變模擬板的堵塞面積A ；
[0049]上述的函數關系(I) (2)可通過流場標定獲取。也就是說，可以通過畸變模擬器標定數據來確定函數關系(I) (2)。
[0050]在步驟S7中，畸變模擬板出口總壓畸變度w與模擬板堵塞面積A之間滿足函數關系:
[0051]A=f (q(A),w)--------------------------(3)
[0052]其中，q(A)是埋入式進氣道的渦輪發動機的入口氣流馬赫數；
[0053]A是畸變模擬板的堵塞面積A ；
[0054]w是渦輪發動機的進口總壓畸變度。
[0055]通過高空性能試驗研究發動機高空的工作能力，該試驗可在高空試驗臺完成；根據飛行器的工作包線，試驗中模擬渦輪發動機的工作高度包線及飛行馬赫數包線，即已經確定的發動機進口總壓Pto和噴管背壓Pc。
[0056]通過高空抗畸變試驗研究渦輪發動機前安裝埋入式進氣道后的高空進發匹配性能。試驗中根據飛行高度H、馬赫數Ma、環境溫度ts，確定畸變試驗發動機的工作狀態nh ；根據發動機工作狀態和該狀態下發動機進口總壓畸變度W，確定畸變模擬板的堵塞面積A ；根據模擬板的總壓恢復系數和飛行高度H、馬赫數Ma，確定模擬板前的氣流總壓PtO/ O m。
[0057]通過高空低溫起動試驗,研究發動機在高空低溫條件下的起動能力。試驗中發動機放置在低溫箱內，待發動機渦輪后溫度達到最低溫度要求后保溫2h直至溫度平衡，然后模擬高度Pc、來流壓力PtO、來流低溫ts開展試驗，試驗中高度、溫度、馬赫數應選取最苛刻的包線。
[0058]高原起動試驗即發動機進口無速度沖壓條件下的起動驗證，通過該試驗可研究在埋入式進氣道的低總壓恢復系數條件下發動機起動控制規律的合理性。試驗高度應為發動機工作的最苛刻的高度包線，來流馬赫數應保證不大于0.1 ;試驗中發動機應不出現懸掛、延遲等現象。
[0059]在發明的一個具體實施例中，根據進氣道吹風數據確定了在發動機工作包線內飛行高度H為6km和飛行馬赫數Ma為0.7時的進氣道出口總壓畸變度w為8.5%和進氣道總壓恢復系數O為0.93。埋入式進氣道和發動機匹配工作計算獲取了發動機進口氣流總壓PtO為61.4kPa和總壓畸變度w為8.5%、噴管背壓為47.2kPa。
[0060]根據發動機進口的總壓畸變度w為8.5%，研制了一定堵塞面積的壓力畸變模擬板。通過標定獲取了模擬板的堵塞面積A與總壓畸變w和總壓恢復系數om之間的函數關系。
[0061]根據環境溫度為-23.9 °C,確定發動機工作狀態轉速nh=nh*XSQRT(249.2/288.15)，在該工作狀態下產生值為8.5%的總壓畸變度需要模擬板的堵塞面積A。
[0062]然后可進行發動機在飛行高度H為6km、飛行馬赫數Ma為0.5?0.8的高空性能試驗，試驗中噴管背壓模擬為47.2kPa，馬赫數為0.7時發動機進口總壓為61.4kPa。
[0063]進行飛行高度H為6km、飛行馬赫數Ma為0.5的高空抗畸變試驗，試驗中發動機前安裝畸變模擬板，模擬板的堵在面積為A，噴管背壓為47.2kPa，模擬板前壓力為(56.4/0.899) kPa。
[0064]進行飛行高度H為6km、飛行馬赫數MaS0.5、渦輪發動機本體的溫度為_45°C、進氣溫度_50°C的高空低溫試驗。渦輪發動機的渦輪后溫度達到_45°C后，保溫2h直至溫度平衡，然后在模擬噴管背壓Pc為47.2kPa、來流壓力為56.4kPa、來流低溫為_50°C時進行試驗。
[0065]進行飛行高度H為6km高原起動試驗。該實驗可在用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置中進行。
[0066]埋入式進氣道的渦輪發動機經上述的研究試驗步驟后，經飛行試驗考核表明該等效試驗真實、有效。
[0067]用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置可用于完成埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法，尤其可用在高原起動試驗中。
[0068]下面參考說明書附圖描述根據本發明實施例的用于渦輪發動機的高空零馬赫數試驗裝置100。
[0069]根據本發明實施例的用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置100，包括高空艙1、穩定管2、工藝進氣道3、渦輪發動機4、尾室5、進氣管6和排氣管7。
[0070]其中，高空艙I包括艙體11和艙門12，艙門12可樞轉地設在艙體11上以打開或關閉艙體11，艙體11上形成有艙體進口 111和艙體出口 112。進氣管6的一端從艙體進口111伸入到艙體11內。
[0071 ] 穩定管2設在艙體11內且位于艙體11的艙體進口 111端。穩定管2包括彼此相連的第一管21和第二管22，第一管21的橫截面的截面積按照從艙體進口 111朝向艙體出口 112的方向逐漸增加，例如在圖1的示例中，第一管21的橫截面的截面積從左向右逐漸增加，即第一管21可形成為大體漏斗形，第二管22為截面積不變的圓柱形管，也就是說，第二管22的橫截面的截面積不變。
[0072]進氣管6的一端從艙體進口 111伸入到艙體11內且與第一管21相連。從進氣管6進入艙體11內的空氣首先進入穩定管2。可以理解的是，在試驗的時候，空氣可從穩定管2以較低的速度射出，例如空氣進氣的馬赫數不大于0.05，即Ma^C 0.05，其中符號“術”的含義為“不大于”。
[0073]穩定管2用于穩定氣流，也就是說在試驗的時候，從穩定管2排出的氣流壓力和流速是大致穩定不變的，這樣渦輪發動機4在起動過程中能夠保證進氣條件的穩定，實現馬赫數大致不變。
[0074]工藝進氣道3設在高空艙I內且位于穩定管2的下游側。下游側是指在艙體11內空氣流動方向的下游側，例如圖1和圖2中的右側即是下游側，也就是說，在圖1和圖2中工藝進氣道3設在穩定管2的右側。下文中再出現的“下游側”，如果不作特殊說明，皆按此
理解。
[0075]工藝進氣道3具有第一進氣口 31和第一排氣口，第一進氣口 31與穩定管2的出口相對且彼此間隔開。穩定管2穩定輸出的空氣的一部分通過第一進氣口 31進入工藝進氣道3并進入渦輪發動機4，其余大部分氣流從工藝進氣道3外部流過，并被尾室5吸排出高空艙I。第一排氣口和渦輪發動機4相連，工藝進氣道3內的空氣經過第一排氣口流入渦輪發動機4中。這樣讓渦輪發動機4在起動過程中自然吸氣，且穩定管2排出的氣流壓力和流速是穩定不變的，這樣就可以實現進氣模擬馬赫數的平穩。
[0076]工藝進氣道3的中心軸線與穩定管2的中心軸線重合。這樣可以更好地保證壓力和流速穩定的空氣流入工藝進氣道3從而進入渦輪發動機4。
[0077]渦輪發動機4設在高空艙I內且位于工藝進氣道3的下游側，也就是圖1中的右側。
[0078]渦輪發動機4具有第二進氣口和第二排氣口 41，第二進氣口與第一排氣口相連。也就是說，工藝進氣道3內的空氣經過第一排氣口和第二進氣口流入渦輪發動機4中。可以理解，渦輪發動機4已為現有技術，且為所屬領域的普通技術人員所熟知，因此這里對于渦輪發動機4的具體構造和工作原理不作詳細說明。
[0079]尾室5設在高空艙I內且位于渦輪發動機4的下游側，也就是圖1中的右側。
[0080]尾室5具有第三進氣口 51和第三排氣口，第三進氣口 51與第二排氣口 41對應且彼此間隔開。渦輪發動機4排出的空氣通過第三進氣口 51進入尾室5。
[0081]尾室5具有用于冷卻空氣的冷卻段53，第三排氣口位于冷卻段53的尾部。渦輪發動機4排出的高溫氣體在冷卻段53被冷卻并從第三排氣口排出。
[0082]進氣管6的一端從艙體進口 111伸入到艙體11內且與第一管21相連，進氣管6的另一端與氣源相連，進氣管6將氣源中的空氣導入到艙體11內。[0083]排氣管7的一端從艙體出口 112伸入到艙體11內且與第三排氣口相連。也就是說，排氣管7與冷卻段53相連，冷卻段53冷卻后的空氣通過排氣管7排出艙體11外。
[0084]在試驗時，首先調整高空艙I內的壓力到一定數值，例如高空艙I內的壓力為60.2kPa，同時進氣管6向高空艙I內輸入具有一定壓力的空氣，空氣通過穩定管2后變得平穩，調節空氣流量，例如，空氣流量可以為4kg/s。當高空艙I進排氣平衡后，高空艙I內形成穩定的從穩定管2至尾室5的氣流通道，部分氣流通過工藝進氣道3流入渦輪發動機4，其余大部分氣流從渦輪發動機4外部流過。這時渦輪發動機4的風車轉速為零，進氣馬赫數約為0.03，折合風速約為36km/h。這對渦輪發動機4來說，氣流沖壓效果幾乎沒有，相當于無風速條件下的起動，即相當于零馬赫數起動。這樣渦輪發動機4就可以按照現有流程完成熱試車試驗內容。渦輪發動機4停車后，繼續供氣直到渦輪發動機4溫度降低后，停止供氣，試驗結束。
[0085]根據本發明實施例的用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置100通過將工藝進氣道3和穩定管2間隔開，讓渦輪發動機4在起動過程中自然吸氣，從而實現進氣模擬馬赫數的平穩，然后可以通過調節高空艙I內的壓力和空氣流量，可以實現對于渦輪發動機4零馬赫數的實驗條件，從而可以低成本快速的實現渦輪發動機4在地面狀態零馬赫數起動考核試驗，實用性好。
[0086]根據本發明實施例的用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置100還包括空氣引射器10。空氣引射器10設在高空艙I外且與排氣管7相連以抽吸艙體11內的空氣，調節艙體11內的壓力，使高空艙I內的壓力達到需要的壓力。
[0087]此外，在高空艙I內的壓力和空氣流量都調節好的狀態下渦輪發動機4點火起動到慢車工況，在渦輪發動機4起動過程中，由于渦輪發動機4排氣的自引射作用，會降低高空艙I的壓力，使高空艙I內的壓力產生波動，調節空氣引射器10可以穩定高空艙I的壓力。
[0088]根據本發明實施例的用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置100還包括第一支架。穩定管2設在第一支架上。這樣可以保證穩定管2的穩定性，提高實驗的穩定性和可靠性。
[0089]根據本發明實施例的用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置100還包括第二支架14和第三支架。
[0090]其中，渦輪發動機4和工藝進氣道3設在第二支架14上。尾室5設在第三支架上。
[0091]第二支架14上設有懸掛架,潤輪發動機4可懸掛在懸掛架上。
[0092]在第二支架14上可設有壓力傳感器，該壓力傳感器用于測量高空艙I內的壓力，以便根據需要調節高空艙I內的壓力，達到實驗條件的要求。
[0093]根據本發明實施例的用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置100還包括調節閥8和截止閥9。
[0094]其中調節閥8設在進氣管6上且位于高空艙I外。調節閥8可以調節從氣源來的空氣的流量使高空艙I內的空氣流量達到渦輪發動機4在零馬赫數實驗條件下所要求的空
氣流量。
[0095]截止閥9設在進氣管6上且位于調節閥8的上游側。也就是說，截止閥9設在中壓氣源和調節閥8之間，可以關閉進氣管6和打開進氣管6，這樣可以更好地調節進氣流量，避免調節閥8的頻繁開閉，延長調節閥8的使用壽命。[0096]根據本發明實施例的用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置100還包括用于測量從穩定管2流出的空氣的流量的流量傳感器，流量傳感器設在穩定管2的鄰近工藝進氣道3的一側上以測量空氣流量。
[0097]在本發明的一個實施例中，根據本發明實施例的用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置100還包括控制器，控制器可與流量傳感器和調節閥8相連，流量傳感器傳遞流量信號給控制器，控制器可以控制調節閥8，調節從中壓氣源來的空氣的流量使空氣流量達到渦輪發動機4進氣所要求的流量。
[0098]根據本發明實施例的用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置100還包括進氣道壓力傳感器。進氣道壓力傳感器可為多個，其中一個進氣道壓力傳感器可設在工藝進氣道3的第一進氣口 31附近，用于測量渦輪發動機4進氣道壁面靜壓。還有至少三個進氣道壓力傳感器沿進氣截面徑向均勻分布，用于測量渦輪發動機4進氣總壓。
[0099]根據本發明實施例的用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置100還包括用于測量渦輪發動機4轉速的轉速傳感器。
[0100]下面簡單描述根據本發明一個優選實施例的零馬赫數試驗裝置100的試驗過程。
[0101]首先，開啟空氣引射器10，調整高空艙I內的壓力到60.2kPa，同時打開截止閥9，控制調節閥8，使進氣管6通過穩定管2向高空艙I內吹入空氣流量為4kg/s的空氣。當高空艙I進排氣平衡后，高空艙I內形成穩定的從穩定管2至尾室5的氣流通道，部分氣流通過工藝進氣道3流入渦輪發動機4，其余大部分氣流從渦輪發動機4外部流過。這時渦輪發動機4的風車轉速為零，進氣馬赫數約為0.03，折合風速約為36km/h。這對渦輪發動機4來說氣流沖壓效果幾乎沒有，因此對渦輪發動機4而言，相當于無風速條件下的起動。在零馬赫數的狀態模擬好后渦輪發動機4點火起動到慢車工況,渦輪發動機4起動過程由于排氣的自引射作用，會降低高空艙I內的壓力，需要通過調節空氣引射器10來穩定高空艙I的壓力波動。高空艙I的壓力穩定后渦輪發動機4按照預定流程繼續完成其他熱試車試驗內容。渦輪發動機4停車后，繼續供氣待渦輪發動機4溫度降低后，停止供氣試驗結束。
[0102]通過上述的實驗，可得出如下試驗結果，其曲線圖如圖3所示:
[0103]其中，Pml為發動機進氣道壁面靜壓；PC1為高空艙I環境壓力；n為發動機轉速；PtmU Ptm2、Ptm3為沿進氣截面徑向均勻分布的三個點的發動機進氣總壓；T0為渦輪發動機4起動時刻，Tl為渦輪發動機4起動后某一時刻。
[0104]進氣道壓力傳感器可測量得出Pml值，也就是發動機進氣道壁面靜壓；在第二支架14上的壓力傳感器可測量得出PCl值，也就是高空艙I環境壓力；轉速傳感器可測量得出η值，也就是發動機轉速；至少三個沿進氣截面徑向均勻分布的進氣道壓力傳感器可分別測量得出Ptml、Ptm2、Ptm3，也就是沿進氣截面徑向均勻分布的三個點的發動機進氣總壓。
[0105]參考圖3，渦輪發動機4起動前，渦輪發動機4進氣總壓和高空艙I內壓力比較平穩，且壓力值基本相同，說明渦輪發動機4來流流速較低，氣流無明顯沖壓效果。渦輪發動機4起動時刻，對進氣來流有一定干擾，但絕對數值很小，從試驗結果上看模擬的各個參數滿足試驗模擬要求。
[0106]由此，通過根據本發明一個實施例的零馬赫數試驗裝置100可以模擬出渦輪發動機4在高空零馬赫數下的進排氣條件，從而可以模擬用于飛機的渦輪發動機4在該條件下的起動性能，渦輪發動機4針對該條件下的起動控制規律得到了優化，可以實現預期的試驗目的。同時，采用根據本發明一個實施例的零馬赫數試驗裝置100模擬試驗成本低，實用性好。
[0107]下面參考圖6詳細描述根據本發明的用于埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法的畸變試驗裝置，高空抗畸變試驗可在該畸變試驗裝置中完成。
[0108]該畸變試驗裝置包括:畸變模擬裝置204和渦輪發動機4。
[0109]其中，畸變模擬裝置204包括畸變模擬板，畸變模擬板可根據實驗需要調節堵塞面積A。
[0110]渦輪發動機4與畸變模擬裝置204相連。
[0111]該畸變試驗裝置還可包括總溫測量段201、總靜壓力測量段202、等直段203、連接段205和尾耙207。其中，環境溫度可在總溫測量段201被測量，總靜壓力可在總靜壓力測量段202測量出。渦輪發動機4設在連接段205和尾耙207之間，畸變模擬裝置204設在連接段205和等直段203之間。
[0112]在本說明書的描述中，參考術語“一個實施例”、“一些實施例”、“示意性實施例”、“示例”、“具體示例”、或“一些示例”等的描述意指結合該實施例或示例描述的具體特征、結構、材料或者特點包含于本發明的至少一個實施例或示例中。在本說明書中，對上述術語的示意性表述不一定指的是相同的實施例或示例。而且，描述的具體特征、結構、材料或者特點可以在任何的一個或多個實施例或示例中以合適的方式結合。
[0113]盡管已經示出和描述了本發明的實施例，本領域的普通技術人員可以理解:在不脫離本發明的原理和宗旨的情況下可以對這些實施例進行多種變化、修改、替換和變型，本發明的范圍由權利要求及其等同物限定。
【權利要求】
1.一種埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法，其特征在于，包括以下步驟: 根據進氣道吹風試驗試驗據數，獲取所述埋入式進氣道的渦輪發動機在不同馬赫數Ma、攻角α、側滑角、流量系數P下的進氣道總壓恢復系數σ和總壓畸變度w; 根據所述埋入式進氣道的渦輪發動機工作高度H和入口氣流馬赫數q ( λ )，獲取所述埋入式進氣道和所述埋入式進氣道的渦輪發動機聯合工作的工作區間； 根據所述工作區間獲取所述埋入式進氣道的渦輪發動機在工作包線范圍內，各個狀態下所述埋入式進氣道的渦輪發動機進口的總壓PtO和總壓畸變度W、噴管背壓Pc ； 根據所述埋入式進氣道的渦輪發動機進口總壓畸變度《，生成畸變模擬板，并計算所述畸變模擬板產生的畸變度w以及所述畸變模擬板的總壓恢復系數； 根據所述畸變模擬板產生的畸變度w以及所述畸變模擬板的總壓恢復系數調節畸變模擬器出口的氣流速度以確定畸變模擬板出口總壓畸變度與模擬板堵塞面積之間的函數關系; 根據環境溫度ts，確定畸變試驗中所述埋入式進氣道的渦輪發動機的工作狀態nh ； 根據所述埋入式進氣道的渦輪發動機的工作狀態nh和該狀態下所述埋入式進氣道的渦輪發動機的進口總壓畸變度w，確定所述畸變模擬板的堵塞面積A，并根據所述畸變模擬板的堵塞面積A調節所述畸變模擬板； 在所述崎變1旲擬板調節完成之后，分別進行聞空性能試驗、聞空崎變試驗、聞空低溫試驗和聞原起動試驗。
2.根據權利要求1所述的埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法，其特征在于，畸變模擬板產生的畸變度w符合如下函數關系:
w=f (q( λ ), A)。
3.根據權利要求1或2所述的埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法，其特征在于，模擬板的總壓恢復系數σ滿足以下函數關系:
σ m=g (q(λ ), A)； 通過流場標定確定w=f (q( λ ), A), σ m=g (qO)，A)。
4.根據權利要求1-3中任一項所述的埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法，其特征在于，畸變模擬板出口總壓畸變度w與模擬板堵塞面積A之間滿足函數關系:
A=f (q( λ ), W)。
5.根據權利要求1-4任一項所述的埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法，其特征在于，用于所述埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法的用于渦輪發動機的零馬赫數試驗裝置，所述用于渦輪發動機的高空零馬赫數試驗裝置包括: 高空艙，所述高空艙包括艙體和艙門，所述艙門可樞轉地設在所述艙體上以打開或關閉所述艙體，所述艙體上形成有艙體進口和艙體出口 ； 穩定管，所述穩定管設在所述艙體內且位于所述艙體的艙體進口端，所述穩定管包括彼此相連的第一管和第二管，所述第一管的橫截面的截面積按照從所述艙體進口朝向所述艙體出口的方向逐漸增加，所述第二管為截面積不變的圓柱形管；工藝進氣道，所述工藝進氣道設在所述高空艙內且位于所述穩定管的下游側，所述工藝進氣道具有第一進氣口和第一排氣口，所述第一進氣口與所述穩定管的出口相對且彼此間隔開，所述工藝進氣道的中心軸線與所述穩定管的中心軸線重合； 渦輪發動機，所述渦輪發動機設在所述高空艙內且位于所述工藝進氣道的下游側，所述發動機具有第二進氣口和第二排氣口，所述第二進氣口與所述第一排氣口相連； 尾室，所述尾室設在所述高空艙內且位于所述發動機的下游側，所述尾室具有第三進氣口和第三排氣口，所述第三進氣口與所述第二排氣口對應且彼此間隔開，所述尾室具有用于冷卻空氣的冷卻段； 進氣管，所述進氣管的一端從所述艙體進口伸入到所述艙體內且與所述第一管相連； 排氣管，所述排氣管的一端從所述艙體出口伸入到所述艙體內且與所述第三排氣口相連。
6.根據權利要求5所述的埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法，其特征在于，所述用于渦輪發動機的高空零馬赫數試驗裝置還包括:空氣引射器，所述空氣引射器設在所述高空艙外且與所述排氣管相連。
7.根據權利要求5-6中任一項所述的埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法，其特征在于，所述用于渦輪發動機的高空零馬赫數試驗裝置還包括:第一支架，所述穩定管設在所述第一支架上。
8.根據權利要求5-7中任一項所述的埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法，其特征在于，所述用于渦輪發動機的高空零馬赫數試驗裝置還包括: 第二支架，所述發動機和所述工藝進氣道設在所述第二支架上； 第三支架，所述尾室設在所述第三支架上。
9.根據權利要求5-8中任一項所述的埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法，其特征在于，所述用于渦輪發動機的高空零馬赫數試驗裝置還包括: 調節閥，所述調節閥設在所述進氣管上且位于所述高空艙外； 截止閥，所述截止閥設在所述進氣管上且位于所述調節閥的上游側； 用于測量從所述穩定管流出的空氣的流量的流量傳感器，所述流量傳感器設在所述穩定管的鄰近所述工藝進氣道的一側上。
10.根據權利要求1-4中任一項所述的埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法，其特征在于，用于所述埋入式進氣道的渦輪發動機高空點火能力的模擬試驗方法的畸變試驗裝置，所述畸變試驗裝置包括: 畸變模擬裝置，所述畸變模擬裝置包括畸變模擬板； 渦輪發動機，所述渦輪發動機與所述畸變模擬裝置相連。
【文檔編號】G01M15/00GK103630363SQ201310683784
【公開日】2014年3月12日 申請日期:2013年12月12日 優先權日:2013年12月12日
【發明者】趙英, 雷鳴, 關振宇, 陳寶延, 蔣紫春 申請人:北京動力機械研究所