CN113049262B - 分体式航空发动机性能试验台及试验方法 - Google Patents

Abstract

本申请提出一种分体式航空发动机性能试验台及试验方法，其包括：压气机安装部，压气机安装部用于安装压气机；燃烧室安装部，燃烧室安装部用于安装燃烧室；涡轮安装部，涡轮安装部用于安装涡轮；第一启动发电一体机，第一启动发电一体机的输出轴用于连接于压气机；第二启动发电一体机，第二启动发电一体机的输出轴用于连接于涡轮；离合器，离合器连接第一启动发电一体机和第二启动发电一体机，在离合器接合的状态下，压气机和涡轮能够同步转动；第一管道，第一管道用于连接压气机和燃烧室；以及第二管道，第二管道用于连接燃烧室和涡轮。上述技术方案可以通过电机驱动，分别对压气机、燃烧室和涡轮进行精确测量标定，提高测试精度。

Description

分体式航空发动机性能试验台及试验方法

技术领域

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种分体式航空发动机性能试验台及试验方法。

背景技术

航空发动机的研制和发展是一项涉及气动热力学、传热传质学、燃烧学、结构强度疲劳、电子控制、材料学、高精度制造、试验和测量等多学科的复杂系统工程。航空发动机内部的气体流动、燃烧、传热、机械构造、机构运动特性极端复杂，以至于到目前为止，仍然不能从理论上给予详尽准确的理论描述，只有依靠发动机试验来获得内部动力学细节。借助试验技术，有助于深入理解其物理机理，实现验证设计，试验数据的逐步完善能够逐步将经验关系式进行扩展，提高对航空发动机工作特性的准确预测和设计能力。

航空发动机性能试验，是指利用专门的试验和测试设备检验发动机的工作特性的实验。发动机整机试验又称为发动机试车。航空发动机的工作条件非常苛刻，处于高温、高压、高速转动的工作状态，为了提升航空发动机的性能，需要充分掌握航空发动机在不同工况下的温度、压力、应力、间隙等情况。

现有航空发动机试验台，主要针对航空发动机整机进行性能试验，此状态下的航空发动机为完整装配体，核心部件包括：压气机、涡轮、燃烧室，三大部件装配为紧凑的完整结构。

因此在整机试验过程中，受限于空间结构，无法在压气机级间、涡轮级间布置级间测点，无法测量燃烧室内部流场，无法在压气机出口布置出口流场测量系统、无法在燃烧室出口截面布置出口流场测量系统。

同时，对于各截面所布置的有限温度压力测点，受限于安装形式和空间，可以实施的测量手段限制，测试精度不高。

发明内容

本申请旨在提出一种分体式航空发动机性能试验台，其可以提高测试精度降低测试成本。

本申请提出一种分体式航空发动机性能试验台，所述分体式航空发动机性能试验台包括：

压气机安装部，所述压气机安装部用于安装压气机；

燃烧室安装部，所述燃烧室安装部用于安装燃烧室；

涡轮安装部，所述涡轮安装部用于安装涡轮；

第一启动发电一体机，所述第一启动发电一体机的输出轴用于连接于所述压气机；

第二启动发电一体机，所述第二启动发电一体机的输出轴用于连接于所述涡轮；

离合器，所述离合器连接所述第一启动发电一体机和所述第二启动发电一体机，在所述离合器接合的状态下，所述压气机和所述涡轮能够同步转动；

第一管道，所述第一管道用于连接所述压气机和所述燃烧室；以及

第二管道，所述第二管道用于连接所述燃烧室和所述涡轮。

优选地，所述第一管道设置有节流阀、排气旁通阀、补气旁通阀和加热模块中的至少一个。

优选地，所述第二管道设置有隔热层，所述隔热层设置于所述第二管道的内部，所述隔热层能够阻止或减小所述第二管道输送气体造成的温度损失。

优选地，所述第二管道设置有水冷层，所述水冷层位于所述隔热层和所述第二管道的外壁之间，所述水冷层能够吸收通过所述隔热层扩散出的热量。

优选地，所述分体式航空发动机性能试验台还包括燃烧室进气装置，所述燃烧室进气装置与所述压气机能够共同或者分别向所述燃烧室供气。

优选地，所述燃烧室进气装置包括风机、流量调节阀和流量计。

优选地，所述第一启动发电一体机和所述压气机之间还设置有第一推力平衡盘，所述第二启动发电一体机和所述涡轮之间还设置有第二推力平衡盘。

优选地，所述分体式航空发动机性能试验台还包括：

第一控制器，用于控制所述第一启动发电一体机；以及

第二控制器，用于控制所述第二启动发电一体机，

其中，所述第一控制器和所述第二控制器连接于同一条电路母线。

本申请还提出一种分体式航空发动机性能试验方法，其包括：

将航空发动机的压气机、燃烧室和涡轮中的一个或多个相互分离地安装于试验台，

通过第一启动发电一体机和第二启动发电一体机分别或者一起驱动所述压气机和所述涡轮，

所述第一启动发电一体机和所述第二启动发电一体机能够通过离合器连接在一起，共同驱动所述压气机或所述涡轮，从而在不同工况下测试所述航空发动机或所述压气机、所述燃烧室和所述涡轮中的一个或多个的性能。

优选地，通过燃烧室进气装置和/或所述压气机向所述燃烧室提供助燃气体，

通过调节所述燃烧室进气装置的流量调节阀来控制进气量，和/或通过调节所述压气机的转速控制进气量。

通过采用上述技术方案，本申请的分体式航空发动机性能试验台可以通过电机驱动，分别对压气机、燃烧室和涡轮进行精确测量标定，提高测试精度。并且在试验时可以节省繁琐的整机装配环节，缩短整机试验轮次周期，节约时间和人力成本，提高试验台架的使用效率。

附图说明

图1示出了根据本申请的实施方式的分体式航空发动机性能试验台的结构示意图。

图2示出了根据本申请的实施方式的分体式航空发动机性能试验台的压气机在低工况试验的结构示意图。

图3示出了根据本申请的实施方式的分体式航空发动机性能试验台的燃烧室在第一种试验模式的结构示意图。

图4示出了根据本申请的实施方式的分体式航空发动机性能试验台的燃烧室在第三种试验模式的结构示意图。

图5示出了根据本申请的实施方式的分体式航空发动机性能试验台的进行涡轮试验功率控制模式的示意图。

图6示出了根据本申请的实施方式的分体式航空发动机性能试验台的涡轮气路模式一的结构示意图。

图7示出了根据本申请的实施方式的分体式航空发动机性能试验台的涡轮气路模式二的结构示意图。

图8示出了根据本申请的实施方式的分体式航空发动机性能试验台的涡轮气路模式三的结构示意图。

附图标记说明

100 压气机 200 燃烧室 300 涡轮

1 第一启动发电一体机 11 第一控制器 12 第一推力平衡盘 13 第一联轴器

2 第二启动发电一体机 21 第二控制器 22 第二推力平衡盘 23 第二联轴器

3 主轴 31 离合器

4 第一管道 41 节流阀 42 排气旁通阀 43 补气旁通阀

5 第二管道

6 进气管

7 电池模拟器 71 电路母线

8 燃烧室进气装置 81 流量调节阀 82 流量计

9 排气系统。

具体实施方式

为了更加清楚地阐述本申请的上述目的、特征和优点，在该部分结合附图详细说明本申请的具体实施方式。除了在本部分描述的各个实施方式以外，本申请还能够通过其他不同的方式来实施，在不违背本申请精神的情况下，本领域技术人员可以做相应的改进、变形和替换，因此本申请不受该部分公开的具体实施例的限制。本申请的保护范围应以权利要求为准。

如图1至图8所示，本申请提出一种分体式航空发动机性能试验台，其包括第一启动发电一体机1、第二启动发电一体机2、主轴3、第一管道4、第二管道5、压气机安装部、燃烧室安装部、涡轮安装部、进气管6和电池模拟器7。

分体式航空发动机性能试验台是用于对航空发动机进行试验的设备。航空发动机包括压气机100、燃烧室200和涡轮300。

进气管6与压气机100的进气口连接，例如可以通过法兰连接，进气管6可以设置有用于调节进气流量的节流阀，通过节流阀调节进气量可以测试压气机100的低负载工况。

压气机安装部用于安装压气机100，燃烧室安装部用于安装燃烧室200，涡轮安装部用于安装涡轮300。

第一启动发电一体机1的输出轴连接于压气机100，第一启动发电一体机1和压气机100之间还设置有第一推力平衡盘12和第一联轴器13。第一推力平衡盘12能够转动地连接于第一启动发电一体机1的输出轴，第一推力平衡盘12可以为圆盘状，起到平衡受力的作用。第一联轴器13设置有扭矩测试仪，扭矩测试仪能够测量第一启动发电一体机1的输出轴的扭矩。

第二启动发电一体机2的输出轴连接于涡轮300。第二启动发电一体机2和涡轮300之间还设置有第二推力平衡盘22和第二联轴器23。第二推力平衡盘22能够转动地连接于第二启动发电一体机2的输出轴，第二推力平衡盘22可以为圆盘状，起到平衡受力的作用。第二联轴器23设置有扭矩测试仪，扭矩测试仪能够测量第二启动发电一体机2的输出轴的扭矩。

第一启动发电一体机1和第二启动发电一体机2可以是飞轮电机，飞轮电机既是电动机也是发电机。第一启动发电一体机1可以驱动压气机100转动，压气机100转动也可以带动第一启动发电一体机1发电。第二启动发电一体机2可以驱动涡轮300转动，涡轮300转动也可以带动第二启动发电一体机2发电。

第一启动发电一体机1和第二启动发电一体机2均连接于主轴3，主轴3设置有离合器31，通过离合器31可以使第一启动发电一体机1和第二启动发电一体机2与主轴3同步转动或者单独转动。

第一启动发电一体机1可以通过第一控制器11驱动旋转，第二启动发电一体机2可以通过第二控制器21驱动旋转，第一控制器11和第二控制器21均通过同一条电路母线71连接于电池模拟器7。电池模拟器7与电网并网连接，其可以将电网提供的交流电转化为直流电，供第一启动发电一体机1和第二启动发电一体机2使用。第一启动发电一体机1和第二启动发电一体机2分别作为电动机和发电机时，若存在功率差，第一控制器11和第二控制器21连接于同一条电路母线71可以方便地由电网供电或者馈电至电网。

第一管道4用于连接压气机100和燃烧室200，使经过压气机100压缩的气体通入燃烧室200。由于压气机100对气体进行压缩，以及燃烧室200的热量传递，第一管道4内的气体温度较高，例如可以达到600摄氏度，通过第一管道4输送气体会导致一定的温度损失。

模拟整机实际工况的主要技术难点在于，高温烟气的输送、高温烟气输送过程中的压力、温度的损失以及燃烧室出口温度均匀性。

第一管道4还可以设置有节流阀41、排气旁通阀42、补气旁通阀43和加热模块。加热模块用于补偿第一管道4输送造成的温度损失。

对于第一管道4输送造成的压力损失，在低工况条件下可以通过计算流体力学和试验，直接进行试验参数修正。当发动机在高工况下运转时，压力损失无法忽略，可以通过补气旁通阀43或者燃烧室进气装置8进行补偿修正。

第二管道5用于连接燃烧室200和涡轮300，使燃料在燃烧室200燃烧后产生的高温烟气通向涡轮300，驱动涡轮300旋转。

第二管道5的内部设置有隔热层和水冷层，水冷层位于隔热层和第二管道5的外壁之间，隔热层可以包括陶瓷隔热瓦片。水冷层的液体可以循环流动，通过测量水冷层液体的流量、进回水温度差可以测量通过第二管道5损失的热量，进而进行修正。

可以理解，水冷层的目的不在于使高温烟气冷却，而是通过水冷吸收高温烟气的一部分热量，从而便于测量通过第二管道5损失的热量。否则烟气的温度过高，例如超过1000摄氏度，不易测量。

燃烧室200的周向温度不均匀性的模拟测试和燃烧室200的径向温度不均匀性的模拟，可以通过在燃烧室200的进口前缘的对应位置掺混冷气的形式实现。

由于采用燃烧室200和压气机100通过第一管道4连接，在试验台上燃烧室200的进口条件与发动机实际工作中存在一定差异，在燃烧室200的进口蜗壳和环腔内可以设置导流板，通过计算流体力学和试验结合的方式模拟实际工作状态下燃烧室200的进口条件。

本申请的分体式航空发动机性能试验台，不仅可以对航空发动机的整机进行性能匹配试验，还可以对单独的部件(例如压气机100、燃烧室200或涡轮300)进行性能试验。其中，压气机100作为航空发动机的三大部件之一，其实际性能直接决定了航空发动机的总体性能指标和循环参数。在发动机实际工况下对压气机特性测量的准确程度，也直接影响了发动机研发和试验的成功率。

本申请的分体式航空发动机性能试验台可以对200JET发动机进行测试，该发动机的压气机100具有3级轴流，设计点进口质量流量约3.8kg/s,总压比约为4.0，等熵效率73％，海平面条件下压气机的设计点耗功约为735kW。

(压气机性能测试)

压气机性能测试包括以下3种情况。

(1)在发动机转速小于最大转速的60％的低工况条件下，例如压气机100的功耗低于425KW，可以使用第一启动发电一体机1来带动压气机100进行测试。第一启动发电一体机1的额定功率为425KW，额定扭矩为101.5NM，额定转速为40000RPM。

参照图2等，第一启动发电一体机1接入电路母线71、第二启动发电一体机2断开，离合器31断开。压气机100通过第一推力平衡盘12和第一联轴器13与第一启动发电一体机1连接，使用第一启动发电一体机1来带动压气机100工作。压气机100的出口流路与出口节流装置连接后直接排入排气系统。

压气机100设置有多个测试点，用于获取压气机100的性能参数，进而得到压气机100的特性线。压气机100试验测点包括进出口截面总温总压测点、进口流量、级间测点、扭矩测试、出口温度、压力、速度分布测点、转子振动、轴承座振动、出口压力脉动等。

压气机100的低工况性能试验与传统压气机试验形式相似，通过电机驱动压气机100达到被测试转速，通过调整出口节流装置的开度调节工况，记录被测参数，获得压气机100的特性线。

低工况性能试验流程：

S0：实验前系统检查；

S1：断开离合器31、闭合第一联轴器13；

S2：进气管6的节流装置完全打开，压气机100的出口处的节流阀41完全打开；

S3：电池模拟器上电；

S4：第一控制器11上电；

S5：第一启动发电一体机1驱动压气机100至被测转速N1；

S6：转速稳定10min后，记录性能数据点1；

S7：调节压气机100出口的节流阀41；

S8：转速稳定10min后，记录性能数据点2；

S9：重复S7～S8；

S10：逐步降低第一启动发电一体机1电机转速至0；

S11：断开电气系统电源。

可以理解，压气机100的进口与进气系统相连，通过进气管6的节流装置，可以进一步增加压气机低工况试验范围。

(2)在发动机转速大于最大转速的60％的高工况条件下，仅第一启动发电一体机1的功率不足以驱动压气机100进入高工况状态。

在压气机100的耗功大于425kW的简单工况下，第一启动发电一体机1接入电路母线71、第二启动发电一体机2接入电路母线71，离合器31接合。第一管道4连接压气机100和燃烧室200，通过排气旁通阀42调节进入燃烧室200的空气流量，并且通过燃料泵201调节燃烧室200的供油量，可以实现涡轮输出功率在0～880kW范围内调节。第二启动发电一体机2被涡轮300带动，主轴3可以向压气机100输出轴功，同时可以向第一启动发电一体机1提供电能用于驱动压气机100，从而提高压气机100的功率。

通过调节排气旁通阀42和第一启动发电一体机1的结合实现发动机工作点的调整。

性能试验流程：

S0：实验前系统检查；

S1：离合器31接合，闭合第一联轴器13，闭合第二联轴器23；

S2：进气管6的节流装置完全打开，压气机100的出口处的节流阀41完全打开；

S3：电池模拟器7上电；

S4：第一控制器11和第二控制器21上电；

S5：第一启动发电一体机1和第二启动发电一体机2驱动发动机至点火转速；

S6：发动机点火；

S7：发动机升转速至慢车转速；

S8：发动机升转速至测试转速N1；

S9：第一控制器11和第二控制器21进入恒转速控制模式，维持发动机转速保持N1不变；

S10：逐步降低燃烧室供油量；

S11：稳定10min后记录压气机100的性能点参数；

S12：监测燃烧室压力脉动传感器和火焰探测器；

S13：燃烧稳定情况下，进一步降低燃烧室供油量，重复S10～S12；

S14：燃烧稳定变差、进入贫熄时，加大油量，同时逐步打开压气机出口放气阀门；

S15：稳定10min后记录压气机性能点参数；

S16：进一步打开压气机出口放气阀门，重复S14～S15；

S17：N1转速特性线测试完毕；

S18：发动机转速提升至N2，重复S9～S17步骤；

S19：发动机进入关机流程；

S20：台架断电，系统检查。

可以理解，S18步骤中N2转速不仅限于N2，还可以继续提升至N3、N4等，S9～S17步骤可以重复多次，S9和S17中的N1转速随着试验的转速改变而改变，例如在转速N2时，应替换为N2。

(3)在压气机100的耗功大于425kW的综合调试工况下，第一启动发电一体机1和第二启动发电一体机2电机均接入电路母线71，离合器31接合。可以通过第一启动发电一体机1和第二启动发电一体机2共同驱动压气机100，从而实现压气机100在更大的功率范围内试验的需要。第一启动发电一体机1和第二启动发电一体机2通过离合器31连接在一起时，功率调节的响应速度更快，可以适用于压气机喘振试验等对响应速度有较高要求的试验项目。

性能试验流程：

S0：实验前系统检查；

S1：离合器31接合，闭合第一联轴器13，闭合第二联轴器23；

S2：进气管6的节流装置完全打开，压气机100的出口处的节流阀41完全打开；

S3：电池模拟器7上电；

S4：第一控制器11和第二控制器21上电；

S5：第一启动发电一体机1和第二启动发电一体机2驱动发动机至点火转速；

S6：发动机点火；

S7：发动机升转速至慢车转速；

S8：发动机升转速至测试转速N1；

S9：第一控制器11和第二控制器21进入恒转速控制模式，维持发动机转速保持N1不变；

S10：逐步增加燃烧室供油量；

S11：稳定10min后，采集压气机100的性能参数；

S12：监测燃烧室200的出口温度、监测电池模拟器馈电功率、监测压气机出口压力脉动、发动机振动；

S13：燃烧室200的出口温度低于限值、电池模拟器馈电功率低于限值、压气机无喘振现象时，进一步降低燃烧室供油量，重复S10～S13；

S14：燃烧室200的出口温度达到限值或电池模拟器馈电功率达到限值，逐渐关闭压气机100的出口处的节流阀41；

S15：稳定10min后，采集压气机性能参数；

S16：监测燃烧室出口温度、监测电池模拟器馈电功率、监测压气机出口压力脉动、发动机振动；

S17：发动机无喘振现象时，进一步关闭压气机100的出口处的节流阀41，重复S14至S17；

S18：发动机发生喘振时，立刻打开压气机100的出口处的节流阀41、降低燃烧室供油量；

S19：完成N1转速特性线试验；

S20：提升转速至N2，重复S9至S19；

S21：发动机进入关机流程；

S22：台架断电，系统检查。

可以理解，S20步骤中N2转速不仅限于N2，还可以继续提升至N3、N4等，S9～S19步骤可以重复多次，S9和S19中的N1转速随着试验的转速改变而改变，例如在转速N2时，应替换为N2。

(燃烧室性能测试)

燃烧室200的进气包括三种模式。

(1)如图3所示，通过燃烧室进气装置8向燃烧室200通入气体，可以实现燃烧室200在常温常压的条件下进行试验，例如常温常压可以是温度为288K，气压为一个大气压。

燃烧室进气装置8包括风机、流量调节阀81和流量计82，通过流量调节阀81可控制燃烧室200的进气量。燃烧室200还连接有燃料泵201，燃料泵201可以控制燃烧室200的供油量。

燃烧室进气装置8的气源可以通过例如三台罗茨风机提供。燃烧室200连接排气系统9，使燃烧后的烟气可以排入排气系统9，经降温、过滤处理后排入大气，在此模式下燃烧室200的进气量和供油量均可以自由调整，进而可以控制燃料的燃烧情况。

(2)如图1所示，燃烧室200和压气机100通过第一管道4连接，燃烧室200以压气机100输出的压缩气体作为气源，并通过第一管道4设置的节流阀41、补气旁通阀43和加热模块等对压缩气体的流量、温度等进行调节。

在此模式下，可以实现燃烧室200在中温中压的条件下进行试验，例如中温中压可以是温度为400K，气压为2个大气压。

(3)如图4所示，燃烧室200和压气机100通过第一管道4连接，燃烧室200以压气机100输出的压缩气体作为气源，并且采用燃烧室进气管8作为额外的补充气源为燃烧室供气。

燃烧室200出口烟气送入涡轮300，在离合器31断开时，涡轮300可以通过第二启动发电一体机2发电。在离合器31接合时，涡轮300可以启动压气机100，实现燃烧室200在全温全压的条件下实验。例如全温全压可以是温度为500K，气压为4个大气压。

(涡轮性能测试)

涡轮性能测试可以通过两种涡轮功率控制模式和三种气路连接方式组合构成，从而实现涡轮性能测试的目的。

通过对第一启动发电一体机1和第二启动发电一体机2的功率调节、压气机100的出口处的节流阀41调节、排气旁通阀42调节等多方面配合，可以实现涡轮特性线的测试和标定。

涡轮试验功率控制模式。

(1)涡轮功率控制模式一(低工况)

如图5所示，涡轮300的输出功率小于第二启动发电一体机2的功率时，所匹配的压气机100的耗功小于第一启动发电一体机1的做功能力，此时第二启动发电一体机2与涡轮300连接，第一启动发电一体机1与压气机100连接。离合器31断开，涡轮300拖动第二启动发电一体机2做功，第二启动发电一体机2将电力反馈至第一启动发电一体机1和电网。

在此模式下，压气机100和涡轮300是独立的，它们的转速、功率均可独立调节。

(2)涡轮功率控制模式二(高工况)

涡轮300的输出功大于第二启动发电一体机2的功率时，第一启动发电一体机1和第二启动发电一体机2通过离合器31连接，压气机100、涡轮300机械连接，转速一致。压气机100作为涡轮300的耗功部件存在，结合第一启动发电一体机1和第二启动发电一体机2的功率控制，可以在一定范围内实现功率调整。

气路连接方式。

(1)涡轮气路模式一

如图6所示，燃烧室进气装置8连接于燃烧室200，通过燃烧室进气装置8直接向燃烧室200提供常压或压缩的空气，燃烧室200的供油量和进气量均可以自由控制，可以在较大范围内实现涡轮进口烟气参数的调整。

(2)涡轮气路模式二

如图7所示，第一管道4连接于燃烧室200，通过被测发动机的压气机100向燃烧室200提供压缩空气。当离合器31断开时，压气机100由第一启动发电一体机1直接驱动，此时压气机100出口的气体流量和压力可以在第一启动发电一体机1的功率限制范围内调整。

当联轴器31闭合时，压气机100由涡轮300和第一启动发电一体机1共同驱动，压气机100出口的气体流量和压力可以通过进气管6的节流阀、压气机100出口处的节流阀41、排气旁通阀42和补气旁通阀43调整。

(3)涡轮气路模式三

如图8所示，燃烧室进气装置8和第一管道4连接于燃烧室200，通过燃烧室进气装置8和被测发动机的压气机100同时向燃烧室200提供压缩空气。当离合器31断开时，压气机100由第一启动发电一体机1直接驱动，此时压气机100出口的气体流量和压力可以在第一启动发电一体机1的功率限制范围内调整，燃烧室进气装置8的流量通过流量调节阀81控制。

当离合器31接合时，压气机100由涡轮300和第一启动发电一体机1共同驱动，压气机100出口的气体流量和压力可以通过进气管6的节流阀、压气机100出口处的节流阀41、排气旁通阀42和补气旁通阀43调整。燃烧室进气装置8可以进一步增加燃烧室200、涡轮300的流量和压力的调节范围。

通过上述两种涡轮功率控制模式和三种气路连接方式的组合，可以在多种条件下对涡轮进行性能测试。

航空发动机是工作条件复杂、要求苛刻、技术难度大、研制周期长和研制费用高的热动力装置。因此对航空发动机的工况尚不能从计算上给予详尽准确地描述，必须依靠试验来获得相关数值。在进行发动机装配前，需要确认每个部件的性能均满足设计指标，同时，需要在试车台上进行试验测试。

试验测试技术是发展先进航空发动机的关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部件和整机性能的重要判定条件。试验不仅是必要的，而且随航空发动机的发展，要求试验技术和设备应随之不断提高和发展，新机的水平很大程度上取决于试验设备及试验和测试技术的水平。

本申请的有益效果包括以下几点：

(1)解决部件单独试验和整机性能试验的差异问题。通过将航空发动机的压气机、燃烧室、涡轮在台架上设计为三个独立单元体，结构空间的改善在整机试验条件下，使试验点覆盖二次流影响、整机热变形和间隙控制等因素，导致各部件的装机性能与部件试验性能差异较小。实现部件试验和整机试验的有效结合，在整机试验条件下，采集各部件的试验参数，解决了单独的部件试验无法模拟整机实际工作环境的问题。

(2)解决整机试验测试精度问题。现有航空发动机的整机试验台，受限于航空发动机整机的结构尺寸因素，无法布置足够数量的测点。同时由于空间限制和密封、变形等要求，测点的安装位置也受到限制，测量的精度，往往也存在较大误差。而本申请可以通过电机驱动，对压气机、涡轮分别进行精确测量标定。

(3)解决整机台架调试周期长的问题。现有航空发动机整机试验，需要在整机装配过程中将测点安装在航空发动机内，测点往往需要通过多层发动机壳体、部组件才能引出至发动机外，导致原本就很长的整机装配时间进一步增加。设置了测点的整机装配至台架后，同样需要长时间的台架数采系统连接、调试和标定。一轮试验完成后，发动机需要下台、分解、检查、部件装配、整机装配、检验、装配至整机试验台，导致一轮整机试验的周期非常长，试验运行的时间成本和人力成本极高。

本申请可以单独的拆装和更换压气机、燃烧室和涡轮，使各部件内外部的测点安装空间得到了极大的改善，单独的部件装配时间也可以大大缩短。进而可以极大的缩短整机试验轮次周期，节约时间和人力成本，提高试验台架的使用效率。

(4)本申请采用单元体设计后，用压气机100进行供气，辅助第一启动发电一体机1和第二启动发电一体机2的功率调节，第一管道的放气、补气等调整手段，可以在较大的温度和压力范围内对燃烧室200试验，并获取燃烧室特性。

虽使用上述实施方式对本申请进行了详细说明，但对于本领域技术人员来说，本申请显然并不限定于在本说明书中说明的实施方式。本申请能够在不脱离由权利要求书所确定的本申请的主旨以及范围的前提下加以修改并作为变更实施方式加以实施。因此，本说明书中的记载以示例说明为目的，对于本申请并不具有任何限制性的含义。

Claims (8)

1.一种分体式航空发动机性能试验台，其特征在于，所述分体式航空发动机性能试验台包括：

压气机安装部，所述压气机安装部用于安装压气机(100)；

燃烧室安装部，所述燃烧室安装部用于安装燃烧室(200)；

涡轮安装部，所述涡轮安装部用于安装涡轮(300)；

第一启动发电一体机(1)，所述第一启动发电一体机(1)的输出轴用于连接于所述压气机(100)；

第二启动发电一体机(2)，所述第二启动发电一体机(2)的输出轴用于连接于所述涡轮(300)；

离合器(31)，所述离合器(31)连接所述第一启动发电一体机(1)和所述第二启动发电一体机(2)，在所述离合器(31)接合的状态下，所述压气机(100)和所述涡轮(300)能够同步转动，所述第一启动发电一体机(1)和所述第二启动发电一体机(2)能够通过离合器(31)连接在一起，共同驱动所述压气机(100)或所述涡轮(300)，从而在不同工况下测试所述航空发动机或所述压气机(100)、所述燃烧室(200)和所述涡轮(300)中的多个的性能，在所述离合器(31)断开的状态下，所述压气机(100)和所述涡轮(300)能够分别转动；

第一管道(4)，所述第一管道(4)用于连接所述压气机(100)和所述燃烧室(200)；以及

第二管道(5)，所述第二管道(5)用于连接所述燃烧室(200)和所述涡轮(300)，所述第二管道(5)设置有隔热层，所述隔热层设置于所述第二管道(5)的内部，所述隔热层能够阻止或减小所述第二管道(5)输送气体造成的温度损失，所述第二管道(5)设置有水冷层，所述水冷层位于所述隔热层和所述第二管道(5)的外壁之间，所述水冷层能够吸收通过所述隔热层扩散出的热量，所述水冷层的液体能够循环流动，在所述水冷层设置有流量测量装置和进、回水温度测量装置。

2.根据权利要求1所述的分体式航空发动机性能试验台，其特征在于，所述第一管道(4)设置有节流阀(41)、排气旁通阀(42)、补气旁通阀(43)和加热模块中的至少一个。

3.根据权利要求1所述的分体式航空发动机性能试验台，其特征在于，所述分体式航空发动机性能试验台还包括燃烧室进气装置(8)，所述燃烧室进气装置(8)与所述压气机(100)能够共同或者分别向所述燃烧室(200)供气。

4.根据权利要求3所述的分体式航空发动机性能试验台，其特征在于，所述燃烧室进气装置(8)包括风机、流量调节阀(81)和流量计(82)。

5.根据权利要求1所述的分体式航空发动机性能试验台，其特征在于，所述第一启动发电一体机(1)和所述压气机(100)之间还设置有第一推力平衡盘(12)，所述第二启动发电一体机(2)和所述涡轮(300)之间还设置有第二推力平衡盘(22)。

6.根据权利要求1所述的分体式航空发动机性能试验台，其特征在于，所述分体式航空发动机性能试验台还包括：

第一控制器(11)，用于控制所述第一启动发电一体机(1)；以及

第二控制器(21)，用于控制所述第二启动发电一体机(2)，

其中，所述第一控制器(11)和所述第二控制器(21)连接于同一条电路母线(71)。

7.一种分体式航空发动机性能试验方法，其特征在于，所述性能试验方法使用权利要求1至6中任一项所述的分体式航空发动机性能试验台，所述性能试验方法包括：

将航空发动机的压气机(100)、燃烧室(200)和涡轮(300)中的一个或多个相互分离地安装于试验台，

通过第一启动发电一体机(1)和第二启动发电一体机(2)分别或者一起驱动所述压气机(100)和所述涡轮(300)。

8.根据权利要求7所述的分体式航空发动机性能试验方法，其特征在于，通过燃烧室进气装置(8)和/或所述压气机(100)向所述燃烧室(200)提供助燃气体，

通过调节所述燃烧室进气装置(8)的流量调节阀(81)来控制进气量，和/或通过调节所述压气机(100)的转速控制进气量。

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