CN110667881B - 飞行器发动机主动冷却地面试验系统及基于其的考核方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统及基于其的考核方法，试验系统包括：控制系统、测量系统、供油系统和具有燃油流道的电加热件，其中，电加热件用于模拟飞行器发动机单个主动冷却通道；供油系统用于对电加热件进行供油；控制系统用于控制电加热件加电以及存储和采集试验数据；测量系统用于测量电加热件温度以及燃油温度等；且电加热件的用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁沿燃油流道方向采用非均匀变厚度设计。本发明能够更加真实模拟主动冷却发动机冷却通道的沿程热流密度分布情况，为主动冷却发动机冷却结构、吸热型燃料评价评估研究提供精确度较高的地面热环境，且操作方便，成本较低不产生额外污染，适合工程应用。

Description

飞行器发动机主动冷却地面试验系统及基于其的考核方法

技术领域

本发明涉及发动机主动冷却技术领域，具体涉及一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统及基于其的考核方法。

背景技术

空天飞行器发动机工作在高速、高温、高强度燃烧的极端热物理条件下，燃烧室内温度可达3000K以上。而当前最先进的耐高温材料C/C和SiC复合材料耐热温度仅为2400K左右。因此发展先进的冷却技术，譬如主动冷却技术就显得尤为重要。主动冷却是指热量全部或绝大部分由工质或冷却流带走的冷却方式。经过数值计算研究与试验验证，主动冷却被证明是一种行之有效的热防护方案。

目前对于主动冷却结构、冷却工质等的研究手段仍然以地面试验为主。现有发动机地面试验手段中，自由射流试验与直连式试验结果比较准确，但其成本高昂，持续时间较短且不易控制，不适合工程应用；辐射加热试验台虽然成本相对较低，但辐射加热温升过程较为漫长，且不易受控改变试验条件，系统存在较大的滞后性；另一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统中常采用的燃料评价评估手段为如附图10所示的均匀截面电加热方式，虽然成本相对较低，但其管道截面不做变化，因此，上下壁面、左右壁面热流密度大小分别相同，沿程热流密度大小均匀不变，此种试验手段无法模拟超燃冲压发动机主动冷却通道四壁及沿程热流密度分布更加真实情况。因此，对于飞行器发动机主动冷却地面试验来说，亟需一种能够更加真实模拟主动冷却发动机内不均匀分布的热环境、易控制且适合工程应用的飞行器发动机主动冷却地面试验系统。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供了一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统及基于其的考核方法。

本发明技术解决方案：

根据本发明的一方面，提供了一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统，包括：控制系统、测量系统、供油系统和具有燃油流道的电加热件，其中，电加热件用于模拟飞行器发动机单个主动冷却通道；供油系统用于对电加热件进行供油；控制系统用于控制电加热件加电以及存储和采集试验数据；测量系统用于测量电加热件温度以及燃油温度等；且电加热件的用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁沿燃油流道方向采用非均匀变厚度设计，以用于模拟飞行器发动机燃烧室真实热环境。

进一步地，控制系统包括供电系统，供电系统包括电源和电极，其中，电极夹持在电加热件的两端以实现供电系统对电加热件进行供电。

进一步地，电加热件的至少部分采用耐高温合金材料制备而成。

进一步地，电加热件的至少部分由金属钨制备而成。

进一步地，电加热件的用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁的至少部分由金属钨制备而成。

进一步地，电加热件包括主体结构和单侧热环境模拟部，其中，主体结构具有燃油通道；单侧热环境模拟部沿燃油通道方向固定设置在主体结构的一侧壁上，并与该侧壁共同构成电加热件的用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁，且单侧热环境模拟部沿燃油流道方向为非均匀变厚度设计。

进一步地，电加热件包括主体结构和单侧热环境模拟部，其中，主体结构沿其长度方向设置有凹槽；单侧热环境模拟部固定设置在主体结构上并与主体结构的凹槽构成燃油流道，单侧热环境模拟部还设计为电加热件的用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁并沿燃油流道方向为非均匀变厚度设计。

进一步地，主体结构和单侧热环境模拟部均采用耐高温合金材料制备而成，或，主体结构采用耐高温合金材料制备而成且所述单侧热环境模拟部采用金属钨制备而成。

进一步地，耐高温合金材料与真实飞行器发动机主动冷却通道所用耐高温合金材料相同。

进一步地，单侧热环境模拟部采用金属钨制备而成，主体结构和单侧环境模拟部采用真空扩散焊焊接。

根据本发明的另一方面提供一种吸热型碳氢燃油的考核方法，考核方法基于上述的试验系统进行，其中，燃油流道中所通入的燃油为吸热型碳氢燃油。

应用本发明的技术方案，提供一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统，设计该系统中用于模拟飞行器发动机单个主动冷却通道的装置为电加热件，一方面将模拟飞行器发动机的单个冷却通道的装置设计为电加热件，可通过控制电源的输出电流、电压便捷的改变输出功率，做到在简单可控加电的情况下模拟飞行器发动机单个主动冷却通道；另一方面，对电加热件特定侧壁沿燃油流道方向作非均匀变厚度设计，在相同加电的情况下以使该特定侧壁不同厚度部位的发热量不同，从而模拟分布不均的加热环境，进而能够实现更加真实模拟主动冷却发动机冷却通道的沿程热流密度分布情况。本发明为主动冷却发动机冷却结构、吸热型燃料评价评估研究提供精确度较高的地面热环境，且操作方便，成本较低不产生额外污染，适合工程应用。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步地理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明的飞行器发动机主动冷却地面试验系统的实施例的组成示意图；

图2示出了根据本发明的电加热件的实施例的结构示意图；

图3示出了根据本发明的电加热件的一种实施例的正视图；

图4示出了根据本发明的电加热件的另一种实施例的正视图；

图5示出了根据本发明拟合得到的电加热件的温度分布示意图；

图6示出了发动机真实热流密度与试验件(电加热件)下壁面热流密度对比曲线；其中，曲线a代表发动机下壁面真实热流密度曲线；曲线b代表试验件下壁面热流密度曲线；

图7示出了根据本发明实施例提供的比对模型的结构示意图；

图8示出了根据本发明实施例提供的焦耳热导出程序流程图；

图9示出了根据本发明实施例提供的设计程序流程图；

图10示出了现有技术中的均匀截面电加热结构。

其中，上述附图包括以下附图标记：

10、燃油流道；20、主体结构；30、单侧热环境模拟部。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

如图1所示，根据本发明实施例提供了一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统，包括：控制系统、测量系统、供油系统和具有燃油流道10的电加热件，其中，电加热件用于模拟飞行器发动机单个主动冷却通道；供油系统用于对电加热件进行供油；控制系统用于控制电加热件加电以及存储和采集试验数据；测量系统用于测量电加热件温度以及燃油温度等；且电加热件的用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁沿燃油流道10方向采用非均匀变厚度设计，以用于模拟飞行器发动机燃烧室真实热环境。

应用本发明的技术方案，提供一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统，设计该系统中用于模拟飞行器发动机单个主动冷却通道的装置为电加热件，一方面可通过控制电源的输出电流、电压便捷的改变输出功率，做到在简单可控加电的情况下模拟飞行器发动机单个主动冷却通道；另一方面，对电加热件特定侧壁沿燃油流道方向作非均匀变厚度设计，在相同加电的情况下以使该特定侧壁不同厚度部位的发热量不同，从而模拟分布不均的加热环境。

在本发明中，所指的飞行器发动机均为空天飞行器再生冷却发动机。

作为本发明一种实施例，控制系统包括供电系统，供电系统包括电源和电极，其中，电极夹持在电加热件的两端以实现供电系统对电加热件进行供电。具体的，如图1所示，供电系统则由大型直流电源、变压器以及电极组成，通过改变输入电压、电流而改变加热功率。

此外，控制系统还包括控制计算机，控制计算机主要负责下达指令以及数据的收集和存储。

作为本发明一种实施例，如图1所示，供油系统包括油泵，可以通过调节油泵改变对电加热件所提供的燃油流量的大小。

作为本发明一种实施例，测量系统主要包括通过K型热电偶测温的测温系统，此外，为了对燃油进行考核，测量系统还可包括气液分离器、取样装置以及产物分析装置等，此外本领域公知的技术，在此不再详细赘述。

作为本发明一种实施例，试验系统还可包括水冷系统和废弃物处理系统，主要工作过程是水冷却系统首先对反应过后的高温产物进行冷却，废弃物处理系统再对反应产生的一系列废液废气通过燃烧或集中收集等方式进行无害化处理。

在本发明中，作为试验系统的一项重要之处是在于其中的电加热件的设计，以下内容将对电加热件的设计进行详细说明。

如图2所示，根据本发明实施例了一种用于飞行器发动机主动冷却地面试验的电加热件，用于在加电的情况下模拟飞行器发动机单个主动冷却通道，其中，电加热件具有燃油流道10，并且电加热件的用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁(与发动机冷却通道中朝向燃烧室壁面的侧壁相对应，即模拟该侧壁)沿燃油流道方向为非均匀变厚度设计以用于模拟飞行器发动机燃烧室真实热环境，进而实现燃油在燃油流道10的出口的温度与真实燃油在冷却通道出口的油温保持一致。

本发明实施例提供的电加热件，一方面可通过控制电源的输出电流、电压便捷的改变输出功率，做到在简单可控加电的情况下模拟飞行器发动机单个主动冷却通道；另一方面，电加热件的用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁沿燃油流道方向为非均匀变厚度设计，在相同加电的情况下以使该侧壁不同厚度部位的发热量不同，从而模拟分布不均的加热环境，进而能够更加真实模拟主动冷却发动机冷却通道的沿程热流密度分布情况，以实现在地面试验时，燃油流出时的油温与真实燃油在冷却通道出口的油温达到一致，解决了现有电加热模拟装置无法提供真实热环境的技术问题。

在本发明中，为了保证电加热件的耐温性，所述电加热件的至少部分采用耐高温合金材料制备而成。

在本实施例中，电加热件均采用耐高温合金制成，该耐高温合金的安全工作温度应高于发动机热环境温度。

优选的，电加热件采用发动机主动冷却通道所用的耐高温合金材料制备得到。

在本实施例中，为了适应更高的发动机工作环境，例如为了适应可能出现的超高温情况，电加热件的至少部分由金属钨制备而成。优选的，为了节省成本，设计电加热件的用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁的至少部分由金属钨制备而成。

在本实施例中，在保证电加热件的安全工作温度高于所模拟的发动机工作环境温度的基础上，为了便于工程应用，优选低成本的材料来制备所述电加热件。

在本实施例中，作为优选，为了保证更加真实模拟发动机主动冷却通道，燃油流道内壁面结构保持与发动机主动冷却通道内壁面结构一致；更优选的，电加热件的除用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁的其他部分的结构也保持与发动机冷却通道相应结构一致。

作为本发明一种实施例，对于电加热件的具体结构可以为，如图3所示，电加热件包括主体结构20和单侧热环境模拟部30，其中，主体结构20用于作为承力部，具有燃油通道10；单侧热环境模拟部30沿燃油通道20方向固定设置在主体结构20的一侧壁上，并与该侧壁共同构成电加热件的用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁，且单侧热环境模拟部30沿燃油流道方向为非均匀变厚度设计。应用此种配置方式，通过将电加热件配置为包括主体结构20和单侧热环境模拟部30，两者可分开单独加工，提高了操作的简便性，其中主体结构20作为承力部并具有燃油流道，便于试验时在铜电极的夹持下且通燃油时维持电加热件的稳定性(试验时，电极夹持在电加热件的两端)，设计单侧热环境模拟部30为变厚度设计，并且变厚度设计为非均匀变厚度设计，保证了实现更加真实模拟发动机主动冷却通道热环境。

在本实施例中，为了保证更加真实模拟发动机主动冷却通道，主体结构20可直接按照发动机单个主动冷却通道进行1：1设计；作为具体实例，如图3所示，主体结构20为矩形管道。

在本实施例中，为了保证热量的集中，单侧热环境模拟部30与主体结构20的接触部分相贴合，即两者面面贴合固定在一起；作为具体实施例，如图3所示，单侧热环境模拟部30具体为一能量块，该能量块沿燃油流道10方向采用非均匀变厚度设计，也即能量块从燃油流道10的入口到出口采用非均匀变厚度设计，使得在电加热件通电的情况下，该变厚度设计的能量块提供非均匀分布的热量，实现模拟发动机主动冷却通道热环境。

在本实施例中，为了保证电加热件的耐温性以及便于对单侧热环境模拟部30的厚度进行具体设计，主体结构20和单侧热环境模拟部30采用相同材料制成，优选均采用耐高温合金材料制备而成，该耐高温合金的安全工作温度应高于发动机热环境温度。具体可采用发动机主动冷却通道所用的耐高温合金材料制备得到。

在本实施例中，为了适应更高的发动机工作环境和节约成本，例如为了适应可能出现的超高温情况，主体结构20采用耐高温合金材料制备而成且单侧热环境模拟部30采用金属钨制备而成。

优选的，采用耐高温合金材料制备的主体结构20和采用金属钨制备而成的单侧环境模拟部30采用真空扩散焊焊接。

作为本发明另一种实施例，对于电加热件的具体结构还可以为，如图4所示，电加热件包括主体结构20和单侧热环境模拟部30，其中，主体结构20沿其长度方向设置有凹槽；单侧热环境模拟部30固定设置在主体结构上并与主体结构的凹槽构成燃油流道10，单侧热环境模拟部30还设计为电加热件用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁并沿燃油流道方向为非均匀变厚度设计。应用此种配置方式，通过将电加热件配置为包括主体结构20和单侧热环境模拟部30，并设计体结构20沿其长度方向设置有凹槽；单侧热环境模拟部30固定设置在主体结构上并与主体结构的凹槽构成燃油流道10，不仅可以节省成本，而且在进行单侧热环境模拟部30变厚度设计时仅需考虑该型面即可，使得设计更加容易，同时也保证了实现更加真实模拟发动机主动冷却通道热环境。

在本实施例中，为了保证更加真实模拟发动机主动冷却通道，主体结构20可直接按照发动机单个主动冷却通道进行1：1设计，此时所述的主体结构20相对于真实单个冷却通道仅少一侧壁。

在本实施例中，为了保证电加热件的耐温性以及便于对单侧热环境模拟部30的厚度进行具体设计，主体结构20和单侧热环境模拟部30采用相同材料制成，优选均采用耐高温合金材料制备而成，该耐高温合金的安全工作温度应高于发动机热环境温度。具体可采用发动机主动冷却通道所用的耐高温合金材料制备得到。

在本实施例中，为了适应更高的发动机工作环境和节约成本，例如为了适应可能出现的超高温情况，主体结构20采用耐高温合金材料制备而成且单侧热环境模拟部30采用金属钨制备而成。

优选的，采用耐高温合金材料制备的主体结构20和采用金属钨制备而成的单侧环境模拟部30采用真空扩散焊焊接。

根据本发明另一种实施例，提供了一种电加热组件，用于在飞行器发动机主动冷却地面试验中模拟发动机冷却通道结构，该电加热组件包括多个上述的电加热件。

在本实施例中，多个电加热件之间的连接可按照真实发动机冷却通道结构进行具体设计。

对本发明的设计原理进行说明：

发动机冷却通道的热流分布具有以下特点：1)冷却通道四壁热载荷具有不均匀性；2)沿程不均匀性，由于发动机内燃烧区释热的影响，冷却通道沿程热流分布同样不均匀，具有燃烧核心区热载荷大，非核心区热载荷小的特点，高热流区热流可高达几兆瓦以上，在发动机进出口非燃烧核心区，热载荷只有零点几兆瓦，因此，朝向燃烧室壁面设置的飞行器发动机的冷却通道的侧壁面临极不均匀且严酷的热环境。如果采用如附图10所示的均匀截面电加热方式，虽然成本相对较低，但其管道截面不做变化，因此，上下壁面、左右壁面热流密度大小分别相同，沿程热流密度大小均匀不变，无法真实模拟发动机冷却通道热环境真实情况，据此，本发明的设计思路在于：作为本发明一项重要之处，考虑到冷却通道四壁热载荷具有不均匀性以及各侧壁之间在设计时的耦合效应，为了便于设计并尽可能实现模拟真实热环境，本发明主要针对电加热件的用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁进行改进，该侧壁所面临的热环境相比于其他侧壁沿程存在更大的不均性，热流密度分布更加不均匀；在此基础上，作为本发明另一重要之处在于针对上述侧壁的沿程厚度进行非均匀变化设计，在电压和材料属性不变的条件下，加热能量大小与用于加热的电阻大小有关，在材料属性确定的情况下，电阻大小与电阻的体积有关，因此本发明通过改变一侧壁面的厚度改变能量输入，以提供不同热环境下的加热环境，为空天飞行器主动冷却发动机冷却结构及吸热型碳氢燃料研究提供便捷、可靠、准确的地面模拟设备；此外，本发明将模拟设备设计成电加热件，电加热可通过控制电源的输出电流、电压便捷的改变输出功率，做到简单可控。

根据本发明实施例提供的用于飞行器发动机主动冷却地面试验的电加热件，在结构方面和热环境模拟方面均实现了对发动机冷却通道更加真实的模拟，经试验验证，如图5和5所示，图5示出了拟合得到的电加热件的温度分布示意图，图6示出了发动机真实热流密度与试验件(电加热件)下壁面热流密度对比曲线，采用本发明的电加热件模拟预估的主动冷却发动机冷却通道沿程热流密度分布，与发动机冷却通道沿程热流密度分布相比，其拟合误差小于14％。

此外，在本发明中，单侧热环境模拟部30的变厚度设计具体可采用数值模拟方法和插值反设计方法进行。

具体的，在预估的主动冷却发动机冷却通道沿程热流密度分布已知的情况下，下面对单侧热环境模拟部30的变厚度的具体设计进行详细介绍：

第一步，设计比对模型

该比对模型与上述电加热件的区别仅在于：与电加热件非均匀变厚度设计的侧壁相对应的比对模型的侧壁沿燃油流道方向为均匀变厚度设计；换言之，该对应的比对模型的侧壁从燃油流道的入口到出口其厚度逐渐增加或减小。

通过比对模型的建立，由于比对模型为均匀变厚度设计，很容易获取其沿程热流密度分布情况以及均匀变厚度侧壁与热流密度之间的关系，进而在此基础上，进一步通过反设计方法获得预估的主动冷却发动机冷却通道沿程热流密度分布与电加热件的单侧热环境模拟部30的截面厚度之间的关系；

作为一种具体实施例，为获得变厚度侧壁厚度变化与沿程热流密度之间的关系，基于如图4所示的电加热件设计如图7所示的长模比对模型，并且比对模型的对应的主体结构采用高温合金材料制成，对应的单侧环境模拟部为金属钨材料能量块，且能量块厚度沿轴向均匀变化；

第二步，获取比对模型的均匀变厚度侧壁的厚度与热流密度之间的关系

采用数值模拟方法对比对模型进行数值计算，通过不断改变电压值控制出口油温参数，最终得到出口油温为真实发动机冷却通道出口油温条件下的比对模型的四壁、沿程热流密度分布情况，以及比对模型内壁面热流密度与均匀变厚度侧壁的沿燃油流道方向厚度之间的关系；

在该步骤中，想要控制出口油温与真实发动机冷却通道出口油温相同，则需保证总加热量相同，反映在图像上则是通道内壁面热流密度沿长度方向变化图的面积积分相同，因此在长模构建这一阶段就要保证长模的总加热量与发动机冷却通道加热量相同或者至少是近似，以方便利用数值计算进行校正；

在该步骤中，作为一种具体实施例，可采用商业软件例如Fluent软件进行数值模拟计算；

进一步地，作为优选，由于现有Fluent软件存在计算不精确问题，为了保证计算结果的准确性，本发明还采用下述方式获取比对模型的变厚度侧壁的厚度与热流密度之间的关系，具体为：

由于比对模型沿程壁厚发生了变化，如果在Fluent软件中直接定义焦耳热(与施加电压对应，模型在加电情况下产生焦耳热)初始条件进行后续计算会导致结果不准确，而且部分Fluent软件甚至无法直接定义焦耳热初始条件，因此，本发明采用下述方式：

首先通过Workbench中Thermal-Electric稳态耦合模块对焦耳热进行计算，再将计算结果通过UDF程序写入Fluent作为初始条件，进而在Fluent软件中进行计算；

该步骤中，由于Workbench同Fluent之间并没有直接接口，需将Workbench计算所得的焦耳热结果同网格编号的关系导出；再将坐标与网格编号的对应关系导出；利用Visual Fortran编写批处理程序，得到与坐标对应的焦耳热二进制文件，实现这一过程的Fortran程序流程如图8所示，图8示出了：

Jourheat.txt(Workbench计算得到的焦耳热与网格节点的对应关系)，Coordination.dat(网格节点的坐标，即试验件(比对模型)的几何坐标，对比对模型进行网格化分)，计算原理为：

最终期望获得的是试验件坐标与焦耳热之间的对应关系，已知的是网格节点与焦耳热的关系。计算时，从试验件几何坐标文件中提取一个坐标，判断这个坐标是否与其中一个网格的坐标相同，若恰好相同，则将该坐标与该网格节点的焦耳热对应；大多数情况下，该坐标不对应任何网格节点，因此计算该坐标最近的附近四个网格节点的焦耳热平均值，将该值与该坐标对应，这样就建立起了试验件所有坐标与焦耳热的对应关系，也即获得了比对模型的变厚度侧壁坐标与热流密度之间的关系；

第三步，对电加热件的单侧热环境模拟部沿燃油流道方向的厚度进行设计

基于所获取的比对模型的内壁面热流密度同变厚度侧壁(能量块)的厚度之间的关系，以及预估的发动机冷却通道沿程热流密度进行插值计算来获取电加热件的单侧热环境模拟部沿燃油流道方向的厚度变化。

该步骤中，可采用插值反设计程序进行，其中所设计的插值反设计程序如图9所示。

本发明实施例使用数值计算技术对基于变壁厚的电加热件进行了研究与分析，根据典型发动机主动冷却通道内壁面热流密度分布，编程反设计了变壁厚电加热件，结果表明，反设计变壁厚单侧电加热件的内壁面热流密度能与典型发动机主动冷却通道较好的吻合，具有工程实用价值。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统，所述试验系统包括：控制系统、测量系统、供油系统和具有燃油流道（10）的电加热件，其中，所述电加热件用于模拟飞行器发动机单个主动冷却通道；所述供油系统用于对所述电加热件进行供油；所述控制系统用于控制所述电加热件加电以及存储和采集试验数据；所述测量系统用于测量所述电加热件温度以及燃油温度；其特征在于：所述电加热件的用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁沿燃油流道（10）方向采用非均匀变厚度设计，以用于模拟飞行器发动机燃烧室真实热环境；其中，所述的非均匀变厚度具体采用下述方法进行设计：第一步，设计比对模型；第二步，获取比对模型的均匀变厚度侧壁的沿燃油流道方向厚度与内壁面热流密度之间的关系；第三步，对电加热件的单侧热环境模拟部沿燃油流道方向的厚度进行设计：基于所获取的比对模型的均匀变厚度侧壁的沿燃油流道方向厚度与内壁面热流密度之间的关系，以及预估的发动机冷却通道沿程热流密度进行插值计算来获取电加热件的单侧热环境模拟部沿燃油流道方向的厚度变化。

2.根据权利要求1所述的一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统，其特征在于，所述控制系统包括供电系统，所述供电系统包括电源和电极，其中，所述电极夹持在所述电加热件的两端以实现供电系统对所述电加热件进行供电。

3.根据权利要求1所述的一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统，其特征在于，所述电加热件的至少部分采用耐高温合金材料制备而成。

4.根据权利要求1所述的一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统，其特征在于，所述电加热件的至少部分由金属钨制备而成。

5.根据权利要求4所述的一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统，其特征在于，所述电加热件的用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁的至少部分由金属钨制备而成。

6.根据权利要求1所述的一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统，其特征在于，所述电加热件包括主体结构（20）和单侧热环境模拟部（30），其中，所述主体结构（20）具有燃油流道（10）；所述单侧热环境模拟部（30）沿所述燃油流道（10）方向固定设置在所述主体结构（20）的一侧壁上，并与该主体结构（20）的侧壁共同构成所述电加热件的用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁，且所述单侧热环境模拟部（30）沿所述燃油流道（10）方向采用非均匀变厚度设计。

7.根据权利要求1所述的一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统，其特征在于，所述电加热件包括主体结构（20）和单侧热环境模拟部（30），其中，所述主体结构（20）沿其长度方向设置有凹槽，所述单侧热环境模拟部（30）固定设置在所述主体结构（20）上并与所述凹槽构成所述燃油流道（10），所述单侧热环境模拟部（30）还设计电加热件的用于模拟朝向飞行器发动机燃烧室壁面方向的侧壁并沿所述燃油流道（10）方向采用非均匀变厚度设计。

8.根据权利要求6或7所述的一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统，其特征在于，所述主体结构（20）和所述单侧热环境模拟部（30）均采用耐高温合金材料制备而成，或，所述主体结构（20）采用耐高温合金材料制备而成且所述单侧热环境模拟部（30）采用金属钨制备而成。

9.根据权利要求8所述的一种飞行器发动机主动冷却地面试验系统，其特征在于，所述耐高温合金材料与真实飞行器发动机主动冷却通道所用耐高温合金材料相同；所述主体结构（20）采用耐高温合金材料制备且所述单侧热环境模拟部（30）采用金属钨制备而成，所述主体结构（20）和所述单侧热环境模拟部采用真空扩散焊焊接。

10.一种吸热型碳氢燃油的考核方法，其特征在于，所述考核方法基于权利要求1-9任一项所述的试验系统进行，其中，所述燃油流道（10）中所通入的燃油为吸热型碳氢燃油。

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