CN103499447A - 用于涡轮发动机的零马赫数试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于涡轮发动机的零马赫数试验装置，其包括：高空舱，；稳定管；工艺进气道，工艺进气道具有第一进气口和第一排气口，第一进气口与稳定管的出口相对且彼此间隔开；涡轮发动机，涡轮发动机设在高空舱内且位于工艺进气道的下游侧；尾室；进气管；排气管。根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置通过将工艺进气道和稳定管间隔开，让涡轮发动机在起动过程中自然吸气，从而实现进气模拟马赫数的平稳，然后可以通过调节高空舱内的压力和空气流量，可以实现对于涡轮发动机零马赫数的实验条件，从而可以低成本快速的实现涡轮发动机在地面状态零马赫数起动考核试验，实用性好。

Description

用于涡轮发动机的零马赫数试验装置

技术领域

本发明涉及发动机领域，具体而言，涉及一种用于涡轮发动机的零马赫数试验装置。

背景技术

在小型涡轮发动机研制过程中高空起动性能是一项重要的考核指标，在某些特殊的应用场合，尤其是在高空起动时，进气速度接近于零，一般称这种状态为零马赫数起动。发动机在零马赫数下的起动过程为动态过程，该过程难以通过数值模拟或地面试验模拟，一般是通过飞机带飞或推进风洞试验验证考核，但周期长、耗资大。

涡轮发动机高空零马赫数起动试验属于一项发动机特殊工况考核试验，需要建立高空负压试验环境，并且保证发动机进气速度Ma≤0.1且成分不被污染。能够保证真空负压环境的试验设施有很多，但大都属于带模拟马赫数的风洞或自由射流试车台，不能满足本项试验中进气马赫数为零的进气条件，采用低速风洞能够实现这种条件的模拟，但实现成本较高。

另外一种方式是在高原条件下建立地面试车台，这样的成本和试验周期更长，且无法实现很高高度的模拟。

利用直连式试车台进行高空零马赫数起动试验的模拟方法，由于现有的直连式试车台受其模拟原理的限制，只能进行进气马赫数大于0.3（Ma>0.3）的高空连管试验，进气马赫数小于0.3会造成发动机起动过程供气量不足或过大，从而偏离目标模拟进气状态。对于马赫数小于0.3的高空试验，只能安排到大型无污染低速风洞中进行，实现起来难度大，成本高。

发明内容

本发明旨在至少部分解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明的一个目的在于提出一种低成本快速的实现涡轮机地面状态起动考核试验的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置。

根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置，包括：高空舱，高空舱包括舱体和舱门，舱门可枢转地设在舱体上以打开或关闭舱体，舱体上形成有舱体进口和舱体出口；稳定管，稳定管设在舱体内且位于舱体的进气管安装口端，稳定管包括彼此相连的第一管和第二管，第一管的横截面的截面积按照从舱体进口朝向舱体出口的方向逐渐增加，第二管为截面积不变的圆柱形管；工艺进气道，工艺进气道设在高空舱内且位于稳定管的下游侧，工艺进气道具有第一进气口和第一排气口，第一进气口与稳定管的出口相对且彼此间隔开，工艺进气道的中心轴线与稳定管的中心轴线重合；涡轮发动机，涡轮发动机设在高空舱内且位于工艺进气道的下游侧，发动机具有第二进气口和第二排气口，第二进气口与第一排气口相连；尾室，尾室设在高空舱内且位于发动机的下游侧，尾室具有第三进气口和第三排气口，第三进气口与第二排气口对应且彼此间隔开，尾室具有用于冷却空气的冷却段；进气管，进气管的一端从舱体进口伸入到舱体内且与第一管相连；排气管，排气管的一端从舱体出口伸入到舱体内且与第三排气口相连。

根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置通过将工艺进气道和稳定管间隔开，让涡轮发动机在起动过程中自然吸气，从而实现进气模拟马赫数的平稳，然后可以通过调节高空舱内的压力和空气流量，可以实现对于涡轮发动机零马赫数的实验条件，从而可以低成本快速的实现涡轮发动机在地面状态零马赫数起动考核试验，实用性好。

另外，根据本发明的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还具有如下附加技术特征：

根据本发明的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括：空气引射器，空气引射器设在高空舱外且与排气管相连。

根据本发明的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括：第一支架，稳定管设在第一支架上。

根据本发明的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括：第二支架，发动机和工艺进气道设在第二支架上；第三支架，尾室设在第三支架上。

第二支架上设有悬挂架，发动机悬挂在悬挂架上。

第二支架上设有压力传感器。

根据本发明的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括：调节阀，调节阀设在进气管上且位于高空舱外；截止阀，截止阀设在进气管上且位于调节阀的上游侧。

根据本发明的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括：用于测量从稳定管流出的空气的流量的流量传感器，流量传感器设在稳定管的邻近工艺进气道的一侧上。

根据本发明的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括：进气道压力传感器，进气道压力传感器设在工艺进气道内。

根据本发明的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括用于测量涡轮发动机转速的转速传感器。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是根据本发明的一个实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置的示意图；

图2是根据本发明的一个实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置的示意图；

图3是根据本发明的一个实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置完成实验后的各个参数变化图。

附图标号列表：

用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100；高空舱1；舱体11；舱体进口111；舱体出口112；舱门12；第二支架14；第三支架稳定管2；第一管21；第二管22；工艺进气道3；第一进气口31；涡轮发动机4；第二排气口41；尾室5；第三进气口51；冷却段53；进气管6；排气管7；调节阀8；截止阀9；空气引射器10。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面参考图1-图3描述根据本发明实施例的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置100。

根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100，包括高空舱1、稳定管2、工艺进气道3、涡轮发动机4、尾室5、进气管6和排气管7。

其中，高空舱1包括舱体11和舱门12，舱门12可枢转地设在舱体11上以打开或关闭舱体11，舱体11上形成有舱体进口111和舱体出口112。进气管6的一端从舱体进口111伸入到舱体11内。

稳定管2设在舱体11内且位于舱体11的舱体进口111端。稳定管2包括彼此相连的第一管21和第二管22，第一管21的横截面的截面积按照从舱体进口111朝向舱体出口112的方向逐渐增加，例如在图1的示例中，第一管21的横截面的截面积从左向右逐渐增加，即第一管21可形成为大体漏斗形，第二管22为截面积不变的圆柱形管，也就是说，第二管22的横截面的截面积不变。

进气管6的一端从舱体进口111伸入到舱体11内且与第一管21相连。从进气管6进入舱体11内的空气首先进入稳定管2。可以理解的是，在试验的时候，空气可从稳定管2以较低的速度射出，例如空气进气的马赫数不大于0.05，即Ma≮0.05，其中符号“≮”的含义为“不大于”。

稳定管2用于稳定气流，也就是说在试验的时候，从稳定管2排出的气流压力和流速是大致稳定不变的，这样涡轮发动机4在起动过程中能够保证进气条件的稳定，实现马赫数大致不变。

工艺进气道3设在高空舱1内且位于稳定管2的下游侧。下游侧是指在舱体11内空气流动方向的下游侧，例如图1和图2中的右侧即是下游侧，也就是说，在图1和图2中工艺进气道3设在稳定管2的右侧。下文中再出现的“下游侧”，如果不作特殊说明，皆按此理解。

工艺进气道3具有第一进气口31和第一排气口，第一进气口31与稳定管2的出口相对且彼此间隔开。稳定管2稳定输出的空气的一部分通过第一进气口31进入工艺进气道3并进入涡轮发动机4，其余大部分气流从工艺进气道3外部流过，并被尾室5吸排出高空舱1。第一排气口和涡轮发动机4相连，工艺进气道3内的空气经过第一排气口流入涡轮发动机4中。这样让涡轮发动机4在起动过程中自然吸气，且稳定管2排出的气流压力和流速是稳定不变的，这样就可以实现进气模拟马赫数的平稳。

工艺进气道3的中心轴线与稳定管2的中心轴线重合。这样可以更好地保证压力和流速稳定的空气流入工艺进气道3从而进入涡轮发动机4。

涡轮发动机4设在高空舱1内且位于工艺进气道3的下游侧，也就是图1中的右侧。

涡轮发动机4具有第二进气口和第二排气口41，第二进气口与第一排气口相连。也就是说，工艺进气道3内的空气经过第一排气口和第二进气口流入涡轮发动机4中。可以理解，涡轮发动机4已为现有技术，且为所属领域的普通技术人员所熟知，因此这里对于涡轮发动机4的具体构造和工作原理不作详细说明。

尾室5设在高空舱1内且位于涡轮发动机4的下游侧，也就是图1中的右侧。

尾室5具有第三进气口51和第三排气口，第三进气口51与第二排气口41对应且彼此间隔开。涡轮发动机4排出的空气通过第三进气口51进入尾室5。

尾室5具有用于冷却空气的冷却段53，第三排气口位于冷却段53的尾部。涡轮发动机4排出的高温气体在冷却段53被冷却并从第三排气口排出。

进气管6的一端从舱体进口111伸入到舱体11内且与第一管21相连，进气管6的另一端与气源相连，进气管6将气源中的空气导入到舱体11内。

排气管7的一端从舱体出口112伸入到舱体11内且与第三排气口相连。也就是说，排气管7与冷却段53相连，冷却段53冷却后的空气通过排气管7排出舱体11外。

在试验时，首先调整高空舱1内的压力到一定数值，例如高空舱1内的压力为60.2kPa，同时进气管6向高空舱1内输入具有一定压力的空气，空气通过稳定管2后变得平稳，调节空气流量，例如，空气流量可以为4kg/s。当高空舱1进排气平衡后，高空舱1内形成稳定的从稳定管2至尾室5的气流通道，部分气流通过工艺进气道3流入涡轮发动机4，其余大部分气流从涡轮发动机4外部流过。这时涡轮发动机4的风车转速为零，进气马赫数约为0.03，折合风速约为36km/h。这对涡轮发动机4来说，气流冲压效果几乎没有，相当于无风速条件下的起动，即相当于零马赫数起动。这样涡轮发动机4就可以按照现有流程完成热试车试验内容。涡轮发动机4停车后，继续供气直到涡轮发动机4温度降低后，停止供气，试验结束。

根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100通过将工艺进气道3和稳定管2间隔开，让涡轮发动机4在起动过程中自然吸气，从而实现进气模拟马赫数的平稳，然后可以通过调节高空舱1内的压力和空气流量，可以实现对于涡轮发动机4零马赫数的实验条件，从而可以低成本快速的实现涡轮发动机4在地面状态零马赫数起动考核试验，实用性好。

根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括空气引射器10。空气引射器10设在高空舱1外且与排气管7相连以抽吸舱体11内的空气，调节舱体11内的压力，使高空舱1内的压力达到需要的压力。

此外，在高空舱1内的压力和空气流量都调节好的状态下涡轮发动机4点火起动到慢车工况，在涡轮发动机4起动过程中，由于涡轮发动机4排气的自引射作用，会降低高空舱1的压力，使高空舱1内的压力产生波动，调节空气引射器10可以稳定高空舱1的压力。

根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括第一支架。稳定管2设在第一支架上。这样可以保证稳定管2的稳定性，提高实验的稳定性和可靠性。

根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括第二支架14和第三支架。

其中，涡轮发动机4和工艺进气道3设在第二支架14上。尾室5设在第三支架上。

第二支架14上设有悬挂架，涡轮发动机4可悬挂在悬挂架上。

在第二支架14上可设有压力传感器，该压力传感器用于测量高空舱1内的压力，以便根据需要调节高空舱1内的压力，达到实验条件的要求。

根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括调节阀8和截止阀9。

其中调节阀8设在进气管6上且位于高空舱1外。调节阀8可以调节从气源来的空气的流量使高空舱1内的空气流量达到涡轮发动机4在零马赫数实验条件下所要求的空气流量。

截止阀9设在进气管6上且位于调节阀8的上游侧。也就是说，截止阀9设在中压气源和调节阀8之间，可以关闭进气管6和打开进气管6，这样可以更好地调节进气流量，避免调节阀8的频繁开闭，延长调节阀8的使用寿命。

根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括用于测量从稳定管2流出的空气的流量的流量传感器，流量传感器设在稳定管2的邻近工艺进气道3的一侧上以测量空气流量。

在本发明的一个实施例中，根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括控制器，控制器可与流量传感器和调节阀8相连，流量传感器传递流量信号给控制器，控制器可以控制调节阀8，调节从中压气源来的空气的流量使空气流量达到涡轮发动机4进气所要求的流量。

根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括进气道压力传感器。进气道压力传感器可为多个，其中一个进气道压力传感器可设在工艺进气道3的第一进气口31附近，用于测量涡轮发动机4进气道壁面静压。还有至少三个进气道压力传感器沿进气截面径向均匀分布，用于测量涡轮发动机4进气总压。

根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括用于测量涡轮发动机4转速的转速传感器。

下面简单描述根据本发明一个优选实施例的零马赫数试验装置100的试验过程。

首先，开启空气引射器10，调整高空舱1内的压力到60.2kPa，同时打开截止阀9，控制调节阀8，使进气管6通过稳定管2向高空舱1内吹入空气流量为4kg/s的空气。当高空舱1进排气平衡后，高空舱1内形成稳定的从稳定管2至尾室5的气流通道，部分气流通过工艺进气道3流入涡轮发动机4，其余大部分气流从涡轮发动机4外部流过。这时涡轮发动机4的风车转速为零，进气马赫数约为0.03，折合风速约为36km/h。这对涡轮发动机4来说气流冲压效果几乎没有，因此对涡轮发动机4而言，相当于无风速条件下的起动。在零马赫数的状态模拟好后涡轮发动机4点火起动到慢车工况，涡轮发动机4起动过程由于排气的自引射作用，会降低高空舱1内的压力，需要通过调节空气引射器10来稳定高空舱1的压力波动。高空舱1的压力稳定后涡轮发动机4按照预定流程继续完成其他热试车试验内容。涡轮发动机4停车后，继续供气待涡轮发动机4温度降低后，停止供气试验结束。

通过上述的实验，可得出如下试验结果，其曲线图如图3所示：

其中，Pm1为发动机进气道壁面静压；PC1为高空舱1环境压力；n为发动机转速；Ptm1、Ptm2、Ptm3为沿进气截面径向均匀分布的三个点的发动机进气总压；T0为涡轮发动机4起动时刻，T1为涡轮发动机4起动后某一时刻。

进气道压力传感器可测量得出Pm1值，也就是发动机进气道壁面静压；在第二支架14上的压力传感器可测量得出PC1值，也就是高空舱1环境压力；转速传感器可测量得出n值，也就是发动机转速；至少三个沿进气截面径向均匀分布的进气道压力传感器可分别测量得出Ptm1、Ptm2、Ptm3，也就是沿进气截面径向均匀分布的三个点的发动机进气总压。

参考图3，涡轮发动机4起动前，涡轮发动机4进气总压和高空舱1内压力比较平稳，且压力值基本相同，说明涡轮发动机4来流流速较低，气流无明显冲压效果。涡轮发动机4起动时刻，对进气来流有一定干扰，但绝对数值很小，从试验结果上看模拟的各个参数满足试验模拟要求。

由此，通过根据本发明一个实施例的零马赫数试验装置100可以模拟出涡轮发动机4在高空零马赫数下的进排气条件，从而可以模拟用于飞机的涡轮发动机4在该条件下的起动性能，涡轮发动机4针对该条件下的起动控制规律得到了优化，可以实现预期的试验目的。同时，采用根据本发明一个实施例的零马赫数试验装置100模拟试验成本低，实用性好。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (10)

1.一种用于涡轮发动机的零马赫数试验装置，包括：

高空舱，所述高空舱包括舱体和舱门，所述舱门可枢转地设在所述舱体上以打开或关闭所述舱体，所述舱体上形成有舱体进口和舱体出口；

稳定管，所述稳定管设在所述舱体内且位于所述舱体的舱体进口端，所述稳定管包括彼此相连的第一管和第二管，所述第一管的横截面的截面积按照从所述舱体进口朝向所述舱体出口的方向逐渐增加，所述第二管为截面积不变的圆柱形管；

工艺进气道，所述工艺进气道设在所述高空舱内且位于所述稳定管的下游侧，所述工艺进气道具有第一进气口和第一排气口，所述第一进气口与所述稳定管的出口相对且彼此间隔开，所述工艺进气道的中心轴线与所述稳定管的中心轴线重合；

涡轮发动机，所述涡轮发动机设在所述高空舱内且位于所述工艺进气道的下游侧，所述发动机具有第二进气口和第二排气口，所述第二进气口与所述第一排气口相连；

尾室，所述尾室设在所述高空舱内且位于所述发动机的下游侧，所述尾室具有第三进气口和第三排气口，所述第三进气口与所述第二排气口对应且彼此间隔开，所述尾室具有用于冷却空气的冷却段；

进气管，所述进气管的一端从所述舱体进口伸入到所述舱体内且与所述第一管相连；

排气管，所述排气管的一端从所述舱体出口伸入到所述舱体内且与所述第三排气口相连。

2.根据权利要求1或2所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置，其特征在于，还包括：空气引射器，所述空气引射器设在所述高空舱外且与所述排气管相连。

3.根据权利要求1-2中任一项所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置，其特征在于，还包括：第一支架，所述稳定管设在所述第一支架上。

4.根据权利要求1-3中任一项所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置，其特征在于，还包括：

第二支架，所述发动机和所述工艺进气道设在所述第二支架上；

第三支架，所述尾室设在所述第三支架上。

5.根据权利要求1-4中任一项所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置，其特征在于，所述第二支架上设有悬挂架，所述发动机悬挂在所述悬挂架上。

6.根据权利要求1-5中任一项所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置，其特征在于，所述第二支架上设有压力传感器。

7.根据权利要求1-6中任一项所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置，其特征在于，还包括：

调节阀，所述调节阀设在所述进气管上且位于所述高空舱外；

截止阀，所述截止阀设在所述进气管上且位于所述调节阀的上游侧。

8.根据权利要求1-7中任一项所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置，其特征在于，还包括：

用于测量从所述稳定管流出的空气的流量的流量传感器，所述流量传感器设在所述稳定管的邻近所述工艺进气道的一侧上。

9.根据权利要求1-8中任一项所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置，其特征在于，还包括：

进气道压力传感器，所述进气道压力传感器设在所述工艺进气道内。

10.根据权利要求1-9中任一项所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置，其特征在于，还包括用于测量所述涡轮发动机转速的转速传感器。

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