CN103597333B - 用于测试工业燃气涡轮发动机及其部件的设备和方法 - Google Patents

Abstract

一种用于测试燃气涡轮发动机或其部件、特别是大型航空燃气涡轮发动机的系统和过程，以及用于测试需要大流量和压缩比的大型工业燃气涡轮发动机的过程。该系统和过程可包括使用大型压缩空气储库来向测试系统提供压缩空气。此外，该系统和过程还可包括使用预加热系统，该预加热系统可包括加热器和换热装置来将来自压缩空气储库的压缩空气加热到适于模拟燃气涡轮发动机或其部件的正常运行状况的温度。

Description

用于测试工业燃气涡轮发动机及其部件的设备和方法

技术领域

本发明总地涉及一种用于测试燃气涡轮发动机、特别是大型航空或工业燃气涡轮发动机的部件的系统和过程，并且涉及需要大的流量和压缩比的测试大型工业燃气涡轮发动机及其部件的过程。

背景技术

大构架重型工业燃气轮(IGT)发动机通常用于驱动发电机，并产生电能。这些发动机能产生超过200WM的电力。例如，大构架工业燃气涡轮发动机可输出几乎300MW的电力。IGT发动机具有压缩机、燃烧室和涡轮机，压缩机具有多排或多级转子叶片和定子叶片，燃烧室具有以环形阵列设置的多个筒状燃烧室（也被称为筒状环形燃烧室），而涡轮机具有多排转子叶片和定子叶片。航空发动机通常具有环形燃烧室，而不是如IGT发动机中那样以环形阵列设置的多个筒状燃烧室。

将新技术引入大型构架发电燃气涡轮发动机的最大障碍是如下风险：新技术会在操作发动机运行过程中失效，并造成以千万美元计的设备损失，且可能造成在发电厂停工期间需要代替电力的成本。由于这些发动机之一的拥有者非常不愿允许在测试新技术时使用发动机，由此，非常难以将新技术引入公用发电厂，大多数发电制造商具有测试设施来在投入生产之前测试尽可能多的部件。不幸的是，测试设施和运行测试的成本抑制了广泛测试，并且通常仅允许在公用部位处安装新燃气涡轮发动机之前讨论早期失效问题。

测试整个大型IGT发动机或测试发动机的一部分或其部件是非常昂贵并且非常困难的。当测试大型发动机时，必须消耗产生的电力，诸如通过立即使用电能或储存该电能以供将来使用。使产生的电能消耗的一个方法是使用该电能以驱动发电机。由发电机产生的能量可供回到电网内。然而，发动机测试仅可以持续几小时。将大量电力供给到电网几小时然后停止会造成电力公司的巨大问题，特别是如果燃气涡轮发动机由于测试过程中的问题而离线跳闸的话。

测试工业发动机的另一问题是测试成本非常高。在一些IGT发动机测试台中，代替用发电机来供给电阻性负载，可采用水阻或电加热器的电阻来消耗由发动机产生的负载。消耗负载的这些手段与上述电力生产相比优点在于不会产生对电网的干扰。然而，缺点是所有产生的能量都损失掉了。

测试大型航空或工业发动机的燃烧室或涡轮机部件需要高流量的高压空气。测试时间可根据所需的暖机时间持续许多小时，以实现稳定的测试条件和完整的数据组所需的测试点数目。典型的设施位于德国科隆，该设施由德国航天中心（DLR）来运作。该设施提供的流量和压力受到设施处的压缩机的尺寸的限制。因此，大型发动机燃烧室经常分段测试，而大型工业燃气涡轮燃烧室作为单独的筒来进行测试。由于诸如DLR的设施处的流量和压力的限制，用于大型发动机或工业燃气涡轮机、甚至是对于燃烧室研发来说是期望的全环形燃烧室测试是不可能的。其它部件测试需要甚至更高的流量和更高的压力，并且为了建立具有大到足以供给对于多个小时全环形测试来说期望的流量和压力水平的压缩机的测试设施，将需要例如高达$4亿的大量资金投入。

在采用IGT发动机来驱动发电机并产生电力的发电厂中，当地社区所需的电力从高负载（峰值负载）到低负载（诸如在凉爽的白天或夜里）循环。使供电与发电厂的需求匹配的一个过程是利用压缩空气能量储存（CAES）系统。在这些CAES设施处，在低负载期间，并不关闭发动机，而是使发动机用于驱动压缩机而不是发电机，以产生高压空气，然后将该高压空气储存在诸如是人造溶浸采矿洞穴的地下洞穴内。然后，将压缩空气供给到燃烧室以与燃料一起燃烧，并产生热气流，该热气流经过涡轮机以驱动发电机。该系统使用储库内的压缩空气来代替使用压缩机。

还应考虑到这些大型发动机和它们的部件进行测试所处的条件。当测试诸如大型工业发动机的燃气涡轮发动机或航空发动机或这些发动机之一的部件时，发动机或部件需要在不仅仅是稳定状态条件的不同运行条件下进行测试。发动机部分负载条件必须进行测试，且这种测试需要不同的燃料和压缩气流。同样，发动机负载在测试过程中从稳定状态条件下的完全负载变化到部分负载。因此，消耗的能量大小在发动机测试过程中变化。

发明内容

本发明提供一种用于测试燃气涡轮发动机或其部件的过程和系统。该过程包括：提供测试目标、总体积为至少10000立方米的至少一个压缩空气储库、至少一部分的体积包含压缩空气、将测试目标放置成使它与至少一个压缩空气储库流体连通，提供位于测试目标上游以及位于压缩空气储库下游的加热装置，以及引导来自压缩空气储库的压缩空气通过该加热装置并进入测试目标。测试目标可以是燃气涡轮发动机、燃烧室、压缩机、涡轮机或其组合。燃气涡轮发动机可以是工业燃气涡轮发动机或航空发动机，其包括诸如超音速冲压式喷气发动机的高马赫发动机。加热装置在来自压缩空气储库的压缩空气进入测试目标之前将其加热到约300℃和约900℃之间的温度。为了测试高马赫数发动机，对于进入测试目标的空气需要超过2000℃的温度。

该过程还可包括：提供具有第一流动路径和第二流动路径的换热装置，第一和第二流动路径彼此热连通；将来自压缩空气储库的压缩空气引导到第一流动路径；将来自第一流动路径的压缩空气引导到测试目标；以及将来自测试目标的压缩空气引导到第二流动路径。过程还可包括：提供位于测试目标上游的加热器，该加热器在来自第一流动路径的压缩空气进入测试目标之前对其进一步加热。加热器和换热装置可在来自压缩空气储库的压缩空气进入测试目标之前将其加热到约300℃和约900℃之间的温度。加热装置可以是电加热器、串联设置的多个电加热器、燃气驱动加热器、串联设置的多个燃气驱动加热器、换热装置、储热装置、高压燃烧加热器或其组合。

该过程还可包括：提供位于测试目标下游的空气压缩机；运行该测试目标，该测试目标向压缩机提供能量以产生压缩空气；以及将压缩空气储存在至少一个压缩空气储库内。压缩空气具有约10巴到约200巴之间的压力。此外，至少一个压缩空气储库可包括低压、中压和高压压缩空气储库，它们分别用于测试各种状况下的测试目标。低压储库可包含处于约10-20巴之间的压缩空气，中压储库可包含处于20-50巴之间的压缩空气，而高压储库可包含处于约50-200巴之间的压缩空气。

用于测试燃气涡轮发动机或其部件的设施包括：具有总体积为约10000立方米到约1000000立方米的一个或多个压缩空气储库、与一个或多个压缩空气储库流体连通的一个或多个空气流动路径、以及位于一个或多个压缩空气储库下游并与至少一个空气流动路径热连通的加热装置。测试设施还可包括测试室、真空室和真空泵，测试室具有第一端和第二端，第一端与压缩空气储库流体连通，真空室与测试室的第二端流体连通，而真空泵与真空室流体连通，其中，在测试室内从第一端到第二端产生来自真空室和压缩空气储库中的至少一个的定向气流。压缩空气储库包含至少一些压缩空气，加热装置在至少一个气流路径中将来自压缩空气储库的压缩空气加热到约300℃到约900℃的温度。测试设施还可包括换热装置，该换热装置具有第一流动路径和第二流动路径，第一流动路径和第二流动路径彼此热连通，而第一流动路径位于加热装置上游，而第二流动路径位于加热装置下游。

附图说明

参阅以下结合附图的详细描述，可更完整地理解本发明并且可更容易地理解本发明所伴随的优点和特征，附图中：

图1A示出使用地下压缩空气储库的燃气涡轮发动机部件测试设施的第一示意图；

图1B示出使用地下压缩空气储库的燃气涡轮发动机部件测试设施的第二示意图；

图1C示出加热系统的实施例的示意图；

图2示出燃气涡轮发动机位于其附近的压缩空气能量储存设施的示意图，以测试本发明的发动机或者测试本发明的燃气涡轮发动机的部件；

图3示出根据本发明的用于测试的发动机的涡轮机部件的示意图；

图4示出根据本发明的用于测试的发动机的压缩机部件的示意图；

图5示出根据本发明的用于测试的发动机的燃烧室部件的示意图；

图6示出根据本发明的用于测试的位于风洞内的航空交通工具或航空部件的示意图；

图7示出具有储热装置的本发明的发动机测试设施的示意图；以及

图8示出本发明的发动机测试设施的示意图，该测试设施具有三个独立的压缩空气储库以保持不同压力的压缩空气。

具体实施方式

现参照图1A，示出用于测试工业或航空燃气涡轮发动机的涡轮机部件模块或燃烧室部件模块的测试设施10和过程。该设施可总地包括压缩机11，未被压缩的空气可流入该压缩机（在整个附图中用箭头来表示气流），从该未被压缩的空气中产生压缩空气（气流路径(b)）。压缩机11可由马达或发动机12来驱动。将压缩空气储存在大型压缩空气储库13内，该压缩空气储库是人造的地下洞穴，并用于在正常发动机操作状况下供给测试发动机或部件模块（文中可被称为“测试目标17”）所需的高流量和高压力（气流路径(a)）。本发明的压缩空气储库是尺寸至少为10000立方米的单体积储库，而不是由多个较小的储库构成。压缩机11可以比用于在其内对燃烧室进行测试的实际燃气涡轮发动机上的压缩机小（例如，三分之一尺寸），这还可减少设施的总体成本。同样，由于压缩空气储库13可在一段时间内进行填充，压缩机11可运行若干天来使储库13填充有足够的压缩空气以进行接下来的测试。马达或发动机12可以是电动机（或可使用燃气或柴油驱动的发动机）或小型燃气涡轮发动机，它们可驱动压缩机11。

压缩空气储库13可用于储存来自压缩机11的压缩空气，并且由于它较大的体积需求而位于地下。例如，储库13可以是预先存在的人造地下储存设施，诸如开采盐洞，或者可由使用溶液以在盐床或盐丘内形成空洞的盐矿来构成，该空洞能为发动机或部件模块测试储存压缩空气。天然地下洞穴本身不能在不考虑附加结构问题的情况下储存用于测试燃气涡轮发动机部件的高压空气，例如抵抗约200巴的高压力并防止高泄漏率。或者如果发动机测试设施位于CAES设施处，用于CAES设施的储库能用作用于发动机或发动机部件测试的压缩空气源。为了简便起见，将压缩空气储库13描绘成被岩石包围的增压室。压缩空气储库13必须能储存处于高压（例如，50-200巴）和高流量（例如，超过每秒100公斤）的足够的压缩空气，以使燃烧室能适当地进行测试。例如，在开发过程中需要成百的测试小时，以适当地调节燃烧室，以便能以低排放水平来实现稳定的运行。用于燃烧室的典型测试时长为约两个到十二个小时。作为非限制性示例，压缩空气储库13能保持处于高达约200巴的压力的、超过10000立方米的体积的压缩空气。用于目前空气动力学测试的最大空气储存设施是弗吉尼亚州汉普郡NASA Langley研究中心的八英尺高温风洞，该风洞采用连接在一起的大量高压的压缩空气储存容器，以形成处于6000psig（磅/平方英寸）压力下的总储存体积为39000立方英尺（1104立方米）的场地。该系统连接到具有14000立方英尺（396立方米）的附加的6000psig的储存场地，从而给出53000立方英尺（1500立方米）的总可用体积。该设施用于测试高马赫数测试交通工具和超音速冲压式喷气发动机（scramjet）。由于所需的高气流要求以及受限的压缩空气储存力，测试时间受限于小于两分钟。

测试设施10还可包括：一个或多个空气压力调节阀14来控制空气在离开设施10的各种部件（例如，储库13或测试目标17）时的压力；加热装置15，用以将从储库13流出的压缩空气加热到将正常进入燃烧室、涡轮机部件或燃气涡轮发动机的其它部件内的温度；燃料源16，诸如天然气、氢气或将与压缩的加热空气一起燃烧的喷射燃料；一个或多个测试目标17（例如，燃烧室18和扩散器或涡轮机19），它们分别具有入口和出口。加热装置15（可包括一个或多个加热器）用于将来自储库13的相对较冷的压缩空气预加热到模拟压缩机的出口的温度，该压缩机将通常用于将压缩空气供给到待测试的发动机部件。尽管未在图1A中示出，但废气排出装置20可用于将燃烧室废气排出（气流路径(c)）。一个空气压力调节阀14可定位成对流入测试目标17内的来自储库13的压缩空气的释放进行控制，和/或另一空气压力调节阀14可定位成对离开测试目标17的空气的释放进行控制。此外，一个或多个喷水口（未示出）可包含在测试目标17处或附近以冷却离开测试目标17的热空气，从而不致破坏测试目标17下游的压力调节阀14。

加热装置15可用于在空气进入测试目标17之前加热该空气。从储库13释放的压缩空气可以是相对较冷的空气。例如，CAES设施通常储存50℃或以下的温度的空气。由于燃烧室模块测试需要压缩空气处于约300℃到约900℃之间的温度，加热装置15可用于将处于储库温度的压缩空气加热到用于测试的适当温度。图1A中所示的加热装置15可以是电加热器或燃气驱动的加热器，但也可采用若干加热装置的任一种，诸如一个或多个电加热器或燃气驱动的加热器、换热器（如图1B中所示和所述那样）、储热器（如图7中所示和所述那样）或者高压燃烧加热器。高压燃烧加热器（如图1C中所示和所述那样）使燃料源16的燃料连同压缩空气一起燃烧，这种燃烧需要比如果燃烧大气所需更小的热量。这些加热装置15中的任一种可单独地或与另一加热装置15结合地包含到设施10内，只要压缩空气被充分加热到对于测试发动机或发动机部件来说是最佳的温度即可。测试设施10可包含用于测量设施10的任何部件的操作参数的一个或多个温度和/或压力传感器（未示出）。这些参数可使用一个或多个阀、杆、旋钮、按钮、用户输入装置（诸如计算机或键盘）、显示器或用于调节诸如温度、压力、流量和测试目标运行等参数的其它装置来调节。

例如，如果使用电加热器或燃气驱动的加热器，则加热器可串联设置以渐增地加热空气，其中，一个或多个（也许较便宜）加热器加热离开压缩空气储库13的冷空气，而一个或多个（由于处理高温所需的材料也许较贵）加热器将预加热的空气加热到非常高的温度（例如，约700℃到900℃）。作为另一非限制性示例，除了换热装置以外，还可使用电加热器或燃气驱动的加热器，因而，电加热器或燃气驱动的加热器可选地用于如有必要调节空气在它进入测试目标17之前或之后的温度。

测试设施10可用于测试现代发动机的各种类型的燃烧室，诸如使用筒状环形燃烧室的那些、使用环形燃烧室的那些以及筒仓形燃烧室(silo combustor)。可以在不对燃烧室内的燃料进行燃烧的情况下进行燃烧室测试，或者可以通过如常见的那样使燃烧室内的燃料进行燃烧来在正常运行状况下进行测试，如通过经由喷射器喷射燃料并喷入燃烧室内，与来自储库13的压缩空气一起燃烧。航空发动机通常使用环形燃烧室，而工业发动机可使用通常被称为筒状环形燃烧室的环形布置的筒状燃烧室。为了在测试筒状环形和环形燃烧室时减少气流需求，由于在现有的测试设施处缺少流量，仅一小部分的燃烧室可用于现有技术的设施，这包括德国科隆的DLR工厂和加拿大渥太华的NRC燃气涡轮机实验室。然而，在测试仅一部分的燃烧室时会产生误差。为了产生燃烧室的完全和精确的测试，必须对整个燃烧室测试流量。对于筒仓型燃烧室，该燃烧室不能分段，因而一部分的燃烧室能代表整个燃烧室进行流量测试。为了测试筒仓型燃烧室或航空环形燃烧室，应对整个燃烧室进行流量测试，并因此需要高流量。借助文中所述的测试设施10的地下储库系统的巨大储存量，可以使用所需的高流量（诸如100-400kg/s或更多）和压力，可在没有现有技术的发动机测试设施中所用的大型压缩机的高成本的情况下进行任何类型的燃烧室的最佳完全测试。由于地下矿盐洞穴的大得多的储存容积，可以对发动机部件测试一段较长时间，例如长达若干天。例如，一些燃烧室部件需要更长时间以验证忍耐性和耐久性参数。多用途超音速冲压式喷气发动机会需要几百小时的总测试时间来验证发动机系统性能和耐久性。使用多个较小的压缩空气容器的现有技术的测试设施仅能支持几分钟的测试时间。

借助如图1A中所示并描述的燃烧室测试设施，甚至能对较旧发动机的较旧燃烧室进行测试以改进燃烧室性能。使用筒仓型或环形燃烧室的较旧发动机对用于经济有效地测试设施10是理想的。此外，可以实施对燃烧室的修改并且以较低成本进行测试，从而比之前可能的更为经济地进行这种改进。

现参照图1B，示出具有加热系统的替代实施例的设施10。如图1A中所示并描述的那样，加热装置15或各加热装置的组合可用于在测试目标17（诸如如图1C中所示的燃烧室）的上游将来自储库13的压缩空气（气流路径(a)）加热到通常进入实际发动机的燃烧室的温度（模拟来自实际压缩机的温度输出）。由此，测试设施10还可包括加热装置或换热装置22。在这种构造中，来自储库13的压缩空气和从测试目标17排出的热空气分别经过换热装置22内的流动路径22a、22b，并且彼此热连通。这些流动路径22a、22b可沿相同方向或相反方向（对流路径）引导空气。第一流动路径22a内的空气温度可以受到第二流动路径22b内的空气温度的热学影响，该温度可由测试目标17的运行（诸如由于燃烧室的快速暂态而产生的振荡）来确定。例如，在较低的燃烧室燃烧温度下，第二流动路径22b内的空气温度不足以将第一流动路径22a内的空气温度加热到适当温度。因此，会需要诸如电加热器或燃气驱动的加热器之类的加热装置15来在空气进入测试目标17之前调节离开换热装置22的第一流动路径22a的空气温度。

作为非限制性示例，压缩空气可储存在储库13中，处于约72巴的压力和约50℃的温度下。该压缩空气可从储库13以例如100kg/s的流量经过换热装置22（经过第一流动路径22a）。在换热装置22中，来自储库13的压缩空气可通过从测试目标17（如图1B中所示诸如是燃烧室18）排出的热空气来加热。一旦压缩空气作为热空气离开换热装置22，热空气可具有约68巴的压力和约700℃的温度。然后，热空气经过加热装置15（诸如电加热器或燃气驱动的加热器），该加热装置可将热空气的温度（同时降低其压力）例如调节到约900℃约66巴的压力。在经过加热器15之后，然后热空气可进入测试目标17，在此，可加入燃料（例如以3kg/s），从而产生以例如约2000℃的温度、约56巴的压力离开测试目标17的热气流。然后，离开测试目标17的热空气经过换热装置22（通过第二流动路径22b），在此，热空气对来自储库13并且也流经换热装置22的压缩空气加热。即，第一流动路径22a内的压缩空气可受到换热装置22内的第二流动路径22b内的热空气的热学影响。此外，离开换热装置22的热空气（气流路径(c)）可例如从约2,000℃冷却到对于所用的废气排出装置（例如，如图1A中所示的废气排出装置20）来说是安全的温度。由于通过第一流动路径22a内的较冷压缩空气产生对第二流动路径22b的热效应，因此可冷却该热空气。应理解到，这些压力、温度和流量可根据测试目标17、所用的储库13、所用的加热装置15等来变化。

现参照图1C，示出高压燃烧加热器23。高压燃烧加热器23可包括定位在外导管26内的内导管24，来自压缩空气储库13的压缩空气可穿过该外导管。空气可沿相同方向或沿对流方向并行地经过内导管24和外导管26。导管24、26可分别具有入口端24a,26a和出口端24b,26b。此外，导管24、26可以是同轴且管状的（横截面为圆形），但可具有任何形状，只要压缩空气能从入口端流到出口端即可。

内导管24可包括具有第一燃料喷射器30的第一燃烧区28。第一燃烧区28可以不是自燃式燃烧区，并可包括火焰保持器或再循环区32，以保持内导管24的腔室内的燃烧。在一个实施例中，第一燃烧区28的温度可以约为1120℃。内导管24还可包括第二燃烧区34，该第二燃烧区具有第二燃料喷射器36，并定位在第一燃烧区28和第一燃料喷射器30的下游。第二燃烧区34可以是自燃式燃烧区，因为来自第一燃烧区28的压缩空气流可热到足以自动点燃燃料。在一个实施例中，第二燃烧区34的温度可约为1120℃。第二燃烧区34可比第一燃烧区28冷，这是因为经过外导管的较冷空气被来自两个燃烧区28、34的热气流加热。经过内导管24的热气体用于对来自储库13并经过外导管26然后进入测试目标17（例如，燃烧室）的较冷压缩空气进行预加热。热气流不与来自储库13的预热的压缩空气混合，而是在出口24b处从高压燃烧加热器23排出（气流路径(c)）。这样就能保持来自储库13的压缩空气的氧气含量较高以用于测试测试目标17（例如，燃烧室）。来自内导管的燃烧的气流较小，且没有氧气，因此不排出到测试目标17内。

在一个实施例中，来自压缩空气储库13的总压缩空气的约30%可流经内导管24并流经第一和第二燃烧区28、34。压缩空气的其余约70%可流经外导管26，并由内导管24内的较热压缩空气流来加热。例如，外导管26可具有在比内导管24大出约50%之间的直径，以实现经过内导管24和外导管26的完全不同体积的压缩空气流。附加地或替代地，内导管24和外导管26的入口端24a,26a可包括一个或多个挡板或类似物，以将适当体积的压缩空气引导到内导管24和外导管26中的每一个。内导管24可由高导热材料构成（例如，大多是耐高温镍合金）以促进至外导管24的高传热率。

现参照图2，测试设施10可建立成接近于压缩空气能量储存（CAES）设施，因而，在测试过程中发动机可向CAES设施供给压缩空气，或者CAES设施可向发动机测试设施供给压缩空气，以对发动机或其部件进行测试。换言之，CAES设施和测试设施10可共用压缩空气储库13，它们分别贡献压缩空气或使用来自同一储库13的压缩空气（气流路径(a)和(b)）。此外，典型的CAES设施的压缩空气储库13可呈合适尺寸，以为了测试大型发动机或其部件而储存和供给足够的压缩空气，超过目前可用的时间。例如，CAES储库13可容纳高达200巴压力下的超过10000立方米（例如，高达约1000000立方米）的压缩空气，可供给足以测试大型发动机若干小时到若干天，而不是仅几分钟。此外，CAES设施可在20巴的最小压力和100巴的最大压力下运行。然而，可设想的是，非CAES压缩空气储库13（或者其它CAES压缩空气储库）可容纳具有高达200巴压力的压缩空气。

图2示出CAES设施和测试设施10之间协作的非限制性示例，其中CAES设施与发电厂连通，并位于可用作压缩空气储库13的大型采矿洞穴或旧盐矿附近。测试目标17可以是诸如大型工业燃气涡轮发动机之类的发动机42，该发动机包括压缩机44、燃烧室18和涡轮机19，该涡轮机用以产生用于驱动压缩机11来填充压缩空气储库13的机械功。或者，测试目标17可以是燃气涡轮发动机的部件，诸如燃烧室或涡轮机。压缩机11可在测试过程中向发动机提供负载。

CAES设施可总地包括电动机/发电机52以驱动压缩机54而向压缩空气储库13重新供给压缩空气。或者，储存在储库13内的压缩空气可用于驱动涡轮机58，该涡轮机驱动发电机52以产生用于电网的电能。可用可选的燃烧室60来使燃料和来自储库的压缩空气一起燃烧，并产生热气流，该热气流然后将经过涡轮机59以产生来自发电机52的电能。例如，在对于电力需求较低时，CAES设施可用于驱动压缩机54，以产生将被储存在储库13内的压缩空气。因此，负载不会被浪费，而是转化成用于储存在储库13内的压缩空气。在峰值需求时，则可将储存的压缩空气供给到发电厂。

图2中所示的测试设施10还可包括各种空气路径。气流路径(a)表示压缩空气从储库13引导遵循的流动路径（例如，将由与CAES设施相关的发电厂所用或者循环回到测试目标17以作进一步测试）。气流路径(b)表示将压缩空气递送到储库13的流动路径（例如，由CAES设施或测试目标17产生的压缩空气）。气流路径(c)表示从测试设施10排出或以其它方式消耗的空气。此外，气流阀64可用于防止压缩空气从储库13回到压缩机11内。

德国McIntosh、Alabama或Huntorf中目前运行的CAES设施对于大型发动机测试设施10来说足够了。此外，在McIntosh、Alabama的CAES工厂可有氢气生产源，这可用于测试氢气燃烧室。测试设施10和CAES设施之间的关联不仅可减少与测试设施10的构造和维护有关的成本，而且还可向CAES设施及其相关的发电厂贡献有价值的能量。因此，可以改进两个工厂的效率。此外，如果正在测试的燃气涡轮机跳闸，由于测试设施10不连接到电网，所以对于电网没有影响。

然而，即使对于建立与CAES设施有关的测试设施10是有益的，但也不一定非要这样做。或者，足够尺寸的压缩空气储库13可由地下洞穴建造而成（并且能做成为包含具有有限泄漏的高压力）。压缩空气储库13理想地具有允许大型工业或航空燃气发动机测试一段较长时间、诸如几天的尺寸（例如，在约10000立方米和约1000000立方米之间）。储库13进而还能储存由测试产生的相当大量的压缩空气。然后，储存的压缩空气可循环到设施10内以进行进一步的发动机或部件的测试。附加地或替代地，压缩的空气可用于除了发电以外的其它工业应用。

无论压缩空气储库13是CAES设施的一部分还是构建的，大体量的储库或者是实际上彼此流体连通的若干较小的储库（具有例如约10000立方米到约1000000立方米的总体积）允许使用比现有技术的发动机测试设施小得多的压缩机11来产生压缩空气。例如，压缩机11可以是供给大体积压缩空气通常所需尺寸的三分之一，而较小压缩机11可运行较长一段时间（例如，72小时）来供给储库13中所需的压缩空气的体积和压力。因此，设施10的成本可大幅减少，因为无需更大且更昂贵的压缩机来产生用于测试的足够体积的压缩空气。

现参照图3到5，单个发动机部件可用作测试目标17。图3示出用于测试涡轮机19的方法的简化示意图；图4示出用于测试压缩机11的简化示意图；而图5示出用于测试燃烧室18的方法的简化示意图。对于这些方法中的任一种，可从CAES设施的压缩空气储库13或具有足够尺寸和结构特性的人造储库供给大体积和高压力的压缩空气（例如，约10000立方米到约1000000立方米）。因此，无须对于设备和建筑物的大量资金投入（例如，所需的基础设施已经存在于CAES发电厂）。已估算的是，能供给这些压力和体积的压缩空气以测试发动机燃烧室的新压缩机设备将花费约$4亿。

现参照图3，来自储库13的压缩空气可用于驱动涡轮机模块19以进行测试。气流路径(a)表示储存的压缩空气可从储库13供给到测试设施10的气流路径。可选的燃烧室（未示出）也可用于产生热气流，该热气流经过涡轮机以再现正常运行状况。压缩机11可在测试过程中被涡轮机19驱动，并用于在测试过程中对涡轮机19提供负载。这又可产生能再供给到储库13的压缩空气。气流路径(b)和(c)表示通过测试产生的压缩空气可供给到储库13或用于其它用途的气流路径。此外，诸如图1A和1B中所示并描述的一个或多个加热装置15可用于在压缩空气进入涡轮机19之前对来自储库13的压缩空气进行加热。例如，可以将压缩空气在50℃和以下的温度下储存在CAES设施储库13中。一个或多个加热装置15可用于将空气加热到用于测试的最佳温度，例如在约300℃和约900℃之间。在来自储库13的压缩空气进入测试目标17之前，压缩空气的温度和压力特性应模拟在现实条件下在燃气涡轮发动机中将从压缩机进入燃烧室的压缩空气的特性。

现在参照图4，压缩机11可在正常运行条件下测试一段较长时间（例如，几小时到几天）。压缩机11可由马达或发动机12驱动，诸如电动机或燃气驱动的发动机，并且产生然后储存在压缩空气储库13内或输出到其它用途（气流路径(b)和(c)）的压缩空气。

现参照图5，燃烧室18可使用来自储库13的压缩空气来进行测试（气流路径(a)）。一个或多个加热装置15可用于在压缩空气进入燃烧室18之前对压缩空气进行预加热，且为了测试过程，燃料可与燃烧室18内的压缩空气混合并燃烧。包括外部燃烧的加热器或电加热器在内的多种类型的加热器可一起使用。可选地，可使用气态燃料源16（例如，诸如CH4或H2之类的气态燃料）。燃料可连同来自压缩空气储库13的空气一起被压缩，然后例如通过使压缩空气和燃料进入燃烧室18并点燃来测试燃烧室18。然后，所得的热气流可例如经过涡轮机19以如图3中所示进行测试。相对于利用多个较小的压缩空气储存容器的现有技术测试设施、如NASA Langley的设施来说，本发明的主要益处在于可以进行较长时间的高马赫数测试。由于有限的压缩空气储存力，NASA Langley设施仅能进行小于两分钟的高马赫数测试。借助本发明的大型地下储库，处于所需压力下的大体积的压缩空气可供给例如飞机机身设计的足够的高马赫数测试所需的较长时间段。

现参照图6，可用较低的资金设备成本、使用测试设施10来进行特性测试，诸如风洞中的空气动力学测试或高马赫数测试（诸如超音速马赫测试和高达马赫10的测试）。在一个示例中，如图6中所示，除了压缩空气储库13，还可采用与真空泵68相关联的真空室66。真空室66可与压缩空气储库13类似地构造，并可呈类似的尺寸。即，真空室66可以是人造的（诸如通过溶浸采矿）。真空泵68可逐步（例如，在一周的跨度内）形成真空室66内的非常低的压力，因而，真空室66可以在需要真空来进行测试时几乎完全或完全没有空气。与压缩机类似，真空泵68可相对较小，诸如能提供测试实际所需的约1%到约15%的真空压力。这是因为较大的真空室66可起到真空的作用。气流路径(d)表示空气离开风洞70并流入真空室66的流动路径。来自真空室66的大体积的空气能以较低的资金设备成本来改变风洞内的飞行器或发动机进行高马赫数测试所需的压力。用于高马赫数测试的真空室66的尺寸为可以在足以产生高达马赫10的气流的速度下提供足够的气流。然而，测试设施10也能在不包括真空室66或真空泵68的情况下进行高马赫数测试。

为了进行发动机、其部件或整个飞机或其它交通工具的空气动力学测试，可使用具有入口70a和出口70b的风洞70。例如，压缩空气可从储库13向风洞70（或尺寸设计成包含待测试的大型物体的相似类型的腔室）的入口端70a供给（气流路径(a)），并从风洞的出口端70b排出（气流路径(c)）。替代地或附加地，将空气从风洞70拉到出口端70b处的真空室66（气流路径(d)）。替代地或附加地，旁通管路71可用于与喷流器72和一个或多个调节阀14相关联。旁通管路71可代替真空室66和真空泵68，从而使测试无需真空室66和真空泵68。风洞70可包括入口阀和出口阀（未示出），以控制进入入口端70a的压缩空气量和/或在出口端70b处由真空室66去除的空气量。旁通管路71与从风洞70的出口端70b的排出管路（气流路径(c)）流体连通，并且不将空气供给到风洞70内（诸如通过入口端70a）。当压缩空气从旁通管路71流到气流路径(c)内时，风洞70内的任何压缩空气（如从储库13通过气流路径(a)供给的那样）将被抽吸到风洞70外，并抽吸到气流路径(c)，这与采用真空室66和真空泵68起到相同作用。由于至少10000立方米的储库13的大尺寸，大量的压缩空气可用于将高马赫数空气供给到风洞，以在这些高马赫数下测试航空部件一段较长时间，而这是借助具有许多压缩空气瓶的现有技术的测试设施所不能完成的。还可使用用于将压缩空气加热到适当温度以测试高马赫数的加热器，并且该加热器位于压缩空气储库13和风洞70入口之间。

现参照图7，示出测试设施10的替代实施例。加热装置15可以是储热装置73，该储热装置用于储存当压缩空气进入压缩空气储库13（气流路径(b)）或者当它被排出或以其它方式消耗（气流路径(c)）时来自在压缩机11内产生的热压缩空气的热量。附加地或替代地，储热装置73可用于储存当从设施10排出热压缩空气时来自热压缩空气的热量。储热装置73可由具有高热容量和高导热性的材料制成。材料可以是固态或半固态、或者相变材料，诸如铝、ZnCl2+KCl、NaNO3、KNO3、MgCl+NaCl或NaCl。来自热压缩空气的热量可储存在储热装置73内，并稍后当压缩空气从压缩空气储库13经过储热装置73（气流路径(a)）到测试目标17时用于加热压缩空气以进行测试。除了诸如电加热器或燃气驱动加热器或换热装置22（在图7中未示出）的另一加热装置15以外，还可使用储热装置73，。此外，储热装置73可起到电加热器或燃气驱动加热器或换热装置的作用，或者它可用于如有必要调节进入测试目标17的空气温度。测试目标17可以例如是具有压缩机44、燃烧室18和涡轮机19的发动机42，该涡轮机可向压缩机11供给能量。或者，测试目标17可以是发动机42的部件。

现参照图8，示出测试设施10的另一替代实施例，该测试设施包括多个压缩空气储库，它们分别保持具有不同压力的压缩空气。可包括压缩机44、燃烧室18和涡轮机19的燃气涡轮发动机（测试发动机42）可例如驱动低压压缩机74、中压压缩机76和高压压缩机78。压缩机74-78中的每个可与单独的压缩空气储库80、28、84流体连通。例如，第一流动路径86a可将第一压缩空气储库80连接到低压压缩机74，第二流动路径86b可将第二压缩空气储库82连接到中压压缩机76，而第三流动路径86c可将第三压缩空气储库84连接到高压压缩机78（由气流路径(b)表示）。然而，可包括任何数目的附加压缩机，每个压缩机用于产生不同压力下的压缩空气，并连接到不同的压缩空气储库，并且可使用任何种类的连接和流动路径。此外，压缩空气储库80、82、84中的每个还可与测试目标17（为在图8中示出）流体连通。此外，第一流动路径88a、第二流动路径88b和第三流动路径88c可将压缩空气储库80、82、84连接到排出点90（气流路径(c)）。具有不同压力的不同体积的压缩空气可用于测试不同部件或者部件或发动机运行的不同阶段。例如，低压储库80可用于储存10到20巴的压缩空气，中压储库82可用于储存20到50巴的压缩空气，而高压储库84可用于储存50到200巴（或更大）的压缩空气。使用不同压力的储库可改进测试设施10的效率，因为可以有适当压力的压缩空气，而不必投入能量来对来自单一储库的空气进行加压或减压。例如，在其它测试设施中，当测试需要低压压缩空气且唯一可用的压缩空气是高压压缩空气时，必须降低高压压缩空气的压力以适应最佳的测试状况。然而，在该过程中，高压压缩空气由于减少了其压力而损失了能量。同样，多个压力储库可用于在发动机测试过程中产生不同负载。当需要低负载时，测试发动机42可用于驱动低压压缩机74。当需要高压负载时，测试发动机42可用于驱动高压压缩机78。或者，可以同时驱动压缩机的组合以向发动机提供甚至更高的负载。

还可设想其它实施例。例如，可将盐水溶液代替压缩空气而被储存在储库13内，并用于驱动发电机并产生电能。相对于纯水来说盐水是较佳的，因为水与饱和盐水溶液不同，它将溶解某些类型的天然产生或人造洞穴的盐壁。同样，当盐完全饱和时，盐水溶液具有相对于水来说1.2的比重，因此对于相同尺寸的设备来说多提供20%的电力。此外，可采用具有不同高度的两个洞穴以使较大压力差可用于电力生产。例如，第一洞穴可在地下500英尺，而第二洞穴可位于地下1500英尺。这可产生等于1000英尺的压力头。可在低功率要求期间从较低洞穴泵送饱和盐水溶液，并将它泵送到较高高度的洞穴以储存直到产生峰值需求。在峰值需求时，盐水溶液可被允许向下流动，并通过涡轮机（诸如，弗朗西斯涡轮机）流到下方洞穴，该涡轮机将用于驱动发电机并产生电能。由于较高的比重（相对于水），可从盐水溶液提取更多电力。

在另一实施例中，代替具有盐水溶液的盐洞，可将石油储存洞穴用于压力头，以驱动涡轮机和发电机。例如，盐洞目前用于美国战略石油储备。泵送的储存设施可用于日常使用的流体高度势能，并用于为了紧急状况而长期储存化学能。储库内的储存燃料或油可用于驱动涡轮机和发电机。此外，一个储库内的燃料或油可在低需求期间泵送到较高高度，然后通过涡轮机排出到较低储库，以在峰值需求期间驱动发电机。

在又一实施例中，在测试过程中来自大型燃气涡轮发动机的电力可通过在不同高度的两个洞穴之间泵送液体（诸如盐水溶液）来消耗和储存。涡轮机可用于驱动泵，该泵将盐水溶液从高度较低的洞穴泵送到高度较高的洞穴，以消耗由测试发动机产生的能量。然后，盐水溶液可经过另一涡轮机从较高高度到较低高度，以驱动涡轮机和连接到涡轮机的发电机以产生电力。例如，该涡轮机可通过减速齿轮连接到弗兰西斯涡轮机，以将流体泵送到高度较高的洞穴或储库。当液体向下流动到高度较低的洞穴时，相同的或第二弗朗西斯涡轮机还可用于驱动发电机。

应由本领域技术人员所理解的是，本发明并不局限于上文已示出并进行描述的方面。此外，除非做出相反提及，应注意到所有的附图并非按比例的。鉴于上述描述可进行各种修改和变型，只要不偏离本发明仅仅由所附权利要求所限制的范围和精神即可。

Claims (21)

1.一种用于测试燃气涡轮发动机的部件的方法，所述方法包括：

提供用于测试的部件，该测试部件是全环形燃烧室、高马赫数航空发动机、高马赫数飞行器、涡轮机、压缩机或航空发动机的后燃室中的一种；

提供具有总体积为至少10000立方米的至少一个压缩空气储库；

将所述测试部件放置成与所述至少一个压缩空气储库流体连通；

提供位于所述测试部件上游并位于所述压缩空气储库下游的加热装置，所述加热装置将来自压缩空气储库的压缩空气的温度升高到能模拟正常供应至测试部件的压缩机的输出的温度；以及

引导来自所述压缩空气储库的压缩空气通过所述加热装置，并进入所述测试部件。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述加热装置在来自所述压缩空气储库的压缩空气进入所述测试部件之前将其加热到300℃和900℃之间的温度。

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：

提供具有第一流动路径和第二流动路径的换热装置，所述第一和第二流动路径彼此热连通；

将来自所述压缩空气储库的压缩空气引导到所述第一流动路径；

将压缩空气从所述第一流动路径引导到测试部件；以及

将压缩空气作为测试部件的废气从所述测试部件引导到第二流动路径。

4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，还包括：

将压缩空气从所述第一流动路径引导到所述加热装置；

将压缩空气从所述加热装置引导到所述测试部件；以及

将废气从所述测试部件引导到第二流动路径。

5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述加热器和换热装置在来自所述压缩空气储库的压缩空气进入所述测试部件之前将其加热到300℃和900℃之间的温度。

6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述加热装置是电加热器、串联设置的多个电加热器、燃气驱动加热器、串联设置的多个燃气驱动加热器、换热装置、储热装置、以及高压燃烧加热器中的至少一个。

7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：

提供位于所述测试部件下游的空气压缩机；

运行所述测试部件，所述测试部件向所述压缩机提供能量以产生压缩空气；以及

将所述压缩空气储存在至少一个压缩空气储库内。

8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，所述压缩空气具有10巴到200巴之间的压力。

9.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述至少一个压缩空气储库包括低压压缩空气储库、中压压缩空气储库和高压压缩空气储库。

10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，还包括：

用所述测试部件驱动低压压缩机，以产生低压压缩空气，所述压缩空气具有10到20巴之间的压力；

用所述测试部件驱动中压压缩机，以产生中压压缩空气，所述压缩空气具有20到50巴之间的压力；以及

用所述测试部件驱动高压压缩机，以产生高压压缩空气，所述压缩空气具有50到200巴之间的压力；以及

将所述低压压缩空气储存在低压压缩空气储库内，将所述中压压缩空气储存在中压压缩空气储库内，以及将所述高压压缩空气储存在所述高压压缩空气储库内。

11.如权利要求10所述的方法，其特征在于，还包括：

使用低压压缩空气以在低压条件下对测试部件进行测试；

使用中压压缩空气以在中压条件下对测试部件进行测试；以及

使用高压压缩空气以在高压条件下对测试部件进行测试。

12.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述加热装置是被能量供给的、非破坏性的加热装置，被供给至非破坏性加热装置的能量是天然燃料和电力中的一种。

13.一种用于测试部件的测试设施，所述测试设施包括：

具有总体积为10000立方米到1000000立方米的一个或多个压缩空气储库；

与所述一个或多个压缩空气储库流体连通的一个或多个气流路径；以及

位于所述一个或多个压缩空气储库下游的加热装置，所述加热装置是被能量供给的、非破坏性的，所述加热装置与所述至少一个气流路径以及所述测试部件的上游热连通，被供给至非破坏性加热装置的能量是天然燃料和电力中的一种，该非破坏性加热装置将来自一个或多个压缩空气储库的压缩空气的温度升高到能模拟压缩机的输出的温度；以及

所述测试部件是全环形燃烧室、高马赫数航空发动机、高马赫数飞行器、涡轮机或航空发动机的后燃室中的一种。

14.如权利要求13所述的测试设施，其特征在于，还包括：

测试室，所述测试室具有第一端和第二端，所述第一端与所述压缩空气储库流体连通；

真空室，所述真空室与所述测试室的所述第二端流体连通；以及

真空泵，所述真空泵与所述真空室流体连通，

其中，在所述测试室内从所述第一端到所述第二端产生来自所述真空室和所述压缩空气储库中的至少一个的定向气流。

15.如权利要求13所述的测试设施，其特征在于，所述压缩空气储库包含至少一些压缩空气，所述加热装置在至少一个气流路径中将来自所述压缩空气储库的压缩空气加热到300℃到900℃之间的温度。

16.如权利要求13所述的测试设施，其特征在于，还包括：

换热装置，所述换热装置具有第一流动路径和第二流动路径，所述第一流动路径和所述第二流动路径彼此热连通，而所述第一流动路径位于所述加热装置上游，而所述第二流动路径位于所述测试部件下游。

17.如权利要求16所述的测试设施，其特征在于，所述压缩空气储库包含至少一些压缩空气，所述加热装置和换热装置在至少一个气流路径中将来自所述压缩空气储库的压缩空气加热到300℃到900℃之间的温度。

18.如权利要求13所述的测试设施，其特征在于，所述加热装置是电加热器、串联设置的多个电加热器、燃气驱动加热器、串联设置的多个燃气驱动加热器、换热装置、储热装置、以及高压燃烧加热器中的至少一个。

19.如权利要求13所述的测试设施，其特征在于，所述一个或多个压缩空气储库是地下增压室。

20.如权利要求13所述的测试设施，其特征在于，还包括：

低压压缩机，所述低压压缩机产生具有10巴到20巴之间压力的低压压缩空气；

中压压缩机，所述中压压缩机产生具有20巴到50巴之间压力的中压压缩空气；以及

高压压缩机，所述高压压缩机产生具有50巴到200巴之间压力的高压压缩空气，

所述一个或多个压缩空气储库包括：

低压压缩空气储库，所述低压压缩空气储库与所述低压压缩机流体连通；

中压压缩空气储库，所述中压压缩空气储库与所述中压压缩机流体连通；以及

高压压缩空气储库，所述高压压缩空气储库与所述高压压缩机流体连通。

21.一种用于测试部件的测试设施，所述测试设施包括：

测试部件，所述测试部件具有最佳操作温度，所述测试部件是全环形燃烧室、高马赫数航空发动机、高马赫数飞行器、涡轮机或航空发动机的后燃室中的一种；

具有总体积为至少10000立方米的至少一个压缩空气储库，至少一部分的体积包含压缩空气；

位于所述测试部件上游并位于所述至少一个压缩空气储库下游的非破坏性加热装置，该加热装置用于升高来自至少一个压缩空气储库的压缩空气的温度；以及

换热装置，所述换热装置具有第一流动路径和第二流动路径，所述第一流动路径和所述第二流动路径彼此热连通，而所述第一流动路径位于所述加热装置上游，而所述第二流动路径位于所述测试部件下游；

所述换热装置将来自所述压缩空气储库的压缩空气加热到300℃和900℃之间的温度，以及

当所述换热装置将所述压缩空气加热到小于所述测试部件的最佳运行温度的温度时，所述加热装置对来自所述第一流动路径的压缩空气进一步加热。