CN114486269A

CN114486269A - 飞机测试实验室发动机开车温度控制系统及其设计方法

Info

Publication number: CN114486269A
Application number: CN202210394810.4A
Authority: CN
Inventors: 张惠; 王彬文; 吴敬涛; 李红贤; 郭腾; 任战鹏; 雷凯
Original assignee: AVIC Aircraft Strength Research Institute
Current assignee: AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority date: 2022-04-15
Filing date: 2022-04-15
Publication date: 2022-05-13
Anticipated expiration: 2042-04-15
Also published as: CN114486269B

Abstract

本发明涉及飞机测试技术领域，公开了飞机测试实验室发动机开车温度控制系统及其设计方法，温度控制系统包括多个发动机尾部控温系统；所述发动机尾部控温系统包括设置在飞机测试试验室地面上的承重架，设置在所述承重架上且位于飞机发动机正后方的第一处理装置，设置在所述承重架下端且与第一处理装置连通的第二处理装置；所述第一处理装置包括设置在所述承重架上的支撑装置，设置在所述支撑装置上的负压装置，设置在所述支撑装置上且与负压装置连通的换热处理装置；设计方法包括：S1、确定换热功率；S2、设计具体结构。本装置能够直接安装在飞机发动机后方并对发动机排出的高温尾气进行吸收处理，解决现有技术换热效率低、能耗大的缺陷。

Description

飞机测试实验室发动机开车温度控制系统及其设计方法

技术领域

本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及飞机测试实验室发动机开车温度控制系统及其设计方法。

背景技术

无论是军用飞机还是民用飞机，在研发试验阶段均需在全机气候实验室封闭空间内，进行极端环境下的飞机发动机启动和运行试验时，若无其它措施，飞机发动机产生的大量高温气体直接排放到实验室内，几分钟内即可使实验室温度上升数十度，破坏试验条件且危害试验安全；因此必须对有发动机产生的高温尾气抬升气候环境实验室的情况进行处理。

目前现有技术中采用的技术方案是，在发动机排出尾气的同时向实验室补偿适量的且与室内温度相同的新风，以维持发动机的正常运行，确保实验室温度处于较为理想的状态。

但是现有技术存在的缺陷是不能够快速直接地对发动机产生的高温尾气产生作用，需要驱动测试实验室内的所有空气并进行置换，完成温度控制，其存在换热效率低、耗能大的缺陷。

发明内容

本发明解决的技术问题是：提供飞机测试实验室发动机开车温度控制系统及其设计方法，直接在飞机发动机后方对其排出的高温尾气进行吸收处理，解决现有技术换热效率低、能耗大的缺陷，可配合现有技术同时对实验室进行温度控制。

本发明的技术方案是：飞机测试实验室发动机开车温度控制系统，包括多个设置在飞机测试实验室内部且分别位于各个飞机发动机正后方的发动机尾部控温系统；

所述发动机尾部控温系统包括设置在飞机测试试验室地面上的承重架，设置在所述承重架上且位于飞机发动机正后方的第一处理装置，设置在所述承重架下端且与第一处理装置连通的第二处理装置；

所述第一处理装置包括设置在所述承重架上的支撑装置，设置在所述支撑装置上的负压装置，设置在所述支撑装置上且与负压装置连通的换热处理装置；

所述换热处理装置包括进风口与负压装置连通的双通道，设置在所述双通道出风口处且与第二处理装置连通的集流连接器，以及设置在双通道内部的盘型阻隔式换热模块；

所述第二处理装置包括设置在所述承重架下方的冷却装置，垂直设置在所述冷却装置上方的主换热处理装置；

所述冷却装置包括套设在所述主换热处理装置下端且与主换热处理装置连通的环形制冷模块，以及设置在所述环形制冷模块下方且与环形制冷模块连通的冰渣破碎模块；

所述主换热处理装置包括沿竖直方向设置且下端与环形制冷模块连接的外层保护管，设置在所述外层保护管内且中心轴线与外层保护管中心轴线重合的内层处理管道，设置在所述内层处理管道中线轴线上的转轴，设置在所述转轴上且与冰渣破碎模块连通的螺旋扇；

所述内层处理管道上端设置有混合排出口，内层处理管道下端贯穿环形制冷模块与冰渣破碎模块连通；所述螺旋扇能够驱动冰渣破碎模块内的冰渣向上移动；

所述内层处理管道、外层保护管之间形成回流通道；所述回流通道上端的外层保护管上设置有保护罩；所述回流通道下端的内层处理管道上套设有与环形制冷模块连通的回流锥面；

所述集流连接器通过冰渣破碎模块与内层处理管道连通。

进一步地，所述环形制冷模块包括与回流通道连通的环形制冷腔室，设置在所述环形制冷腔室内的制冷组件，与所述环形制冷腔室连通的供液装置；

所述环形制冷腔室上设置有排出口；所述环形制冷腔室上端设置有与所述排出口对应的推动杆；推动杆的设置能够对环形制冷腔室内产生的环形冰块通过撞击进行初步的破碎处理，然后通过其推动使破碎的冰块进入冰渣破碎腔室。

进一步地，所述冰渣破碎模块包括设置在环形制冷腔室下端的冰渣破碎腔室，设置在所述冰渣破碎腔室内的破碎转轴，以及围绕所述破碎转轴轴向均匀设置的破碎盘；

所述破碎盘包括多个围绕破碎转轴径向均匀设置的分割片，以及设置在所述分割片上的破碎钉；破碎盘、破碎钉的设置能够对冰渣破碎腔室内的冰块进行均匀的破碎，使冰块变成冰渣，通过螺旋扇能够将冰渣驱动向上，与发动起排出的尾气混合。

进一步地，所述盘型阻隔式换热模块包括设置在所述双通道内部的盘型阻隔支撑组件，均匀分布在所述盘型阻隔支撑组件上的换热管道，以及与所述换热管道连通的循环制冷组件；

所述盘型阻隔支撑组件包括沿双通道轴向均匀分布的若干第一阻隔盘和第二阻隔盘；所述第一阻隔盘、第二阻隔盘交叉间隔设置且圆盘面上均设有换热管道贯穿孔；

所述第一阻隔盘中心开设有中心气流通过孔；

所述第二阻隔盘侧边均匀开设有侧边气流通过孔；

所述换热管道从双通道一端沿双通道轴向依次穿过换热管道贯穿孔到达双通道另一端；通过第一阻隔盘、第二阻隔盘交叉间隔设置能够使得发动机排出的高温尾气与换热管道充分接触，提高换热效率。

进一步地，所述承重架为可升降支架；可升降支架的设置能够调节第一处理装置的高度，确保第一处理装置与飞机发动机排气口的高度一致，能够直接、快速的将发动机排出的高温尾气进行初步的降温处理，有利于提高整体的换热效率。

进一步地，所述负压装置包括两个与双通道连通的集气罩，以及设置在所述集气罩、双通道连接处的磁悬浮负压风机。磁悬浮风机的设置能够提供较高的负压，有利于发动机排出的高温尾气被快速吸收，并进行降温处理。

进一步地，所述磁悬浮负压风机包括设置在集气罩出风口端部的连接固定环件，均匀设置在所述连接固定环件侧边上的固定电磁体，设置在所述连接固定环件中心的旋转轴，设置在所述旋转轴上的中心磁体，以及设置在所述旋转轴上的涡扇；集气罩的设置能够直接增大负压产生的面积；通过中心磁体的设置能够实现旋转轴的中心悬浮，解决由于机械接触带来的摩擦问题；由于抽取发动机排出的高温尾气，通过磁悬浮能够有效避免旋转轴过热的问题。

进一步地，所述集气罩采用耐高温陶瓷材料。

飞机测试实验室发动机开车温度控制系统的设计方法，包括以下步骤：

S1、确定换热功率

根据飞机测试实验室发动机尾部产生的气流热量，确定主换热处理装置、盘型阻隔式换热模块的换热功率；

S2、设计具体结构

依据换热功率设计负压装置、换热处理装置、冷却装置以及主换热处理装置的结构。

本发明的有益效果是：本发明提供了一种对飞机发动机尾气进行降温处理的控温系统，直接在飞机发动机后方对其排出的高温尾气进行吸收处理，解决现有技术换热效率低、能耗大的缺陷，可配合现有技术同时对实验室进行温度控制；通过在第一处理装置内设置盘型阻隔式换热模块能够初步对发动机排出的高温尾气直接进行初步的降温处理，由于此时的高温尾气温度高，因此可有效提升换热效率；另一方面由于高温尾气停留时间短，热量辐射小，气候实验室内部的整体温度受影响程度低，在对实验室内部整体进行温度控制时能够大大降低控温所造成的能耗；通过第二处理装置的设置能够二次利用冰渣对高温尾气进行换热处理，进一步吸收高温尾气中的热量，通过高温尾气贯穿冰渣能够进一步实现换热处理。

附图说明

图1是本发明温度控制系统的设计方法流程图；

图2是本发明实施例1整体的结构示意图；

图3是本发明实施例1发动机尾部控温系统整体的结构示意图；

图4是本发明实施例1换热处理装置的结构示意图；

图5是本发明实施例1主换热处理装置的结构示意图；

图6是本发明实施例1环形制冷模块的结构示意图；

图7是本发明实施例1冰渣破碎模块的结构示意图；

图8是本发明实施例2盘型阻隔式换热模块的结构示意图；

图9是本发明实施例3负压装置的结构示意图；

其中，1-发动机尾部控温系统、2-承重架、3-第一处理装置、4-第二处理装置、30-支撑装置、31-负压装置、32-换热处理装置、320-双通道、321-集流连接器、33-盘型阻隔式换热模块、40-冷却装置、41-主换热处理装置、42-环形制冷模块、43-冰渣破碎模块、410-外层保护管、411-内层处理管道、412-转轴、414-螺旋扇、415-混合排出口、416-回流通道、417-保护罩、418-回流锥面、420-环形制冷腔室、421-排出口、422-推动杆、430-冰渣破碎腔室、431-破碎转轴、432-破碎盘、433-分割片、434-破碎钉、330-盘型阻隔支撑组件、331-换热管道、332-第一阻隔盘、333-第二阻隔盘、334-换热管道贯穿孔、335-中心气流通过孔、336-侧边气流通过孔、310-集气罩、311-连接固定环件、312-固定电磁体、313-旋转轴、314-中心磁体、315-涡扇。

具体实施方式

实施例1

如图2所示的飞机测试实验室发动机开车温度控制系统，包括3个设置在飞机测试实验室内部且分别位于各个飞机发动机正后方的发动机尾部控温系统1；

如图3所示，发动机尾部控温系统1包括设置在飞机测试试验室地面上的承重架2，设置在承重架2上且位于飞机发动机正后方的第一处理装置3，设置在承重架2下端且与第一处理装置3连通的第二处理装置4；

第一处理装置3包括设置在承重架2上的支撑装置30，设置在支撑装置30上的负压装置31，设置在支撑装置30上且与负压装置31连通的换热处理装置32；

如图4所示，换热处理装置32包括进风口与负压装置31连通的双通道320，设置在双通道320出风口处且与第二处理装置4连通的集流连接器321，以及设置在双通道320内部的常规换热组件；

第二处理装置4包括设置在承重架2下方的冷却装置40，垂直设置在冷却装置40上方的主换热处理装置41；

冷却装置40包括套设在主换热处理装置41下端且与主换热处理装置41连通的环形制冷模块42，以及设置在环形制冷模块42下方且与环形制冷模块42连通的冰渣破碎模块43；

如图5所示，主换热处理装置41包括沿竖直方向设置且下端与环形制冷模块42连接的外层保护管410，设置在外层保护管410内且中心轴线与外层保护管410中心轴线重合的内层处理管道411，设置在内层处理管道411中线轴线上的转轴412，设置在转轴412上且与冰渣破碎模块43连通的螺旋扇414；

内层处理管道411上端设置有混合排出口415，内层处理管道411下端贯穿环形制冷模块42与冰渣破碎模块43连通；螺旋扇414能够驱动冰渣破碎模块43内的冰渣向上移动；

内层处理管道411、外层保护管410之间形成回流通道416；回流通道416上端的外层保护管410上设置有保护罩417；回流通道416下端的内层处理管道411上套设有与环形制冷模块42连通的回流锥面418；

集流连接器321通过冰渣破碎模块43与内层处理管道411连通。

环形制冷模块42包括与回流通道416连通的环形制冷腔室420，设置在环形制冷腔室420内的制冷组件，与环形制冷腔室420连通的供液装置；

如图6所示，环形制冷腔室420上设置有排出口421；环形制冷腔室420上端设置有与排出口421对应的推动杆422。

如图7所示，冰渣破碎模块43包括设置在环形制冷腔室420下端的冰渣破碎腔室430，设置在冰渣破碎腔室430内的破碎转轴431，以及围绕破碎转轴431轴向均匀设置的破碎盘432；

破碎盘432包括6个围绕破碎转轴431径向均匀设置的分割片433，以及设置在分割片433上的破碎钉434。

需要说明的是，其中破碎转轴431、推动杆422、螺旋扇414、常规换热组件均采用现有市售组件且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。

实施例2

发动机尾部控温系统1包括设置在飞机测试试验室地面上的承重架2，设置在承重架2上且位于飞机发动机正后方的第一处理装置3，设置在承重架2下端且与第一处理装置3连通的第二处理装置4；

换热处理装置32包括进风口与负压装置31连通的双通道320，设置在双通道320出风口处且与第二处理装置4连通的集流连接器321，以及设置在双通道320内部的盘型阻隔式换热模块33；

主换热处理装置41包括沿竖直方向设置且下端与环形制冷模块42连接的外层保护管410，设置在外层保护管410内且中心轴线与外层保护管410中心轴线重合的内层处理管道411，设置在内层处理管道411中线轴线上的转轴412，设置在转轴412上且与冰渣破碎模块43连通的螺旋扇414；

集流连接器321通过冰渣破碎模块43与内层处理管道411连通。

环形制冷腔室420上设置有排出口421；环形制冷腔室420上端设置有与排出口421对应的推动杆422。

冰渣破碎模块43包括设置在环形制冷腔室420下端的冰渣破碎腔室430，设置在冰渣破碎腔室430内的破碎转轴431，以及围绕破碎转轴431轴向均匀设置的破碎盘432；

盘型阻隔式换热模块33包括设置在双通道320内部的盘型阻隔支撑组件330，均匀分布在盘型阻隔支撑组件330上的换热管道331，以及与换热管道331连通的循环制冷组件；

如图8所示，盘型阻隔支撑组件330包括沿双通道320轴向均匀分布的若干第一阻隔盘332和第二阻隔盘333；第一阻隔盘332、第二阻隔盘333交叉间隔设置且圆盘面上均设有换热管道贯穿孔334；

第一阻隔盘332中心开设有中心气流通过孔335；

第二阻隔盘333侧边均匀开设有侧边气流通过孔336；

换热管道331从双通道320一端沿双通道320轴向依次穿过换热管道贯穿孔334到达双通道320另一端。

承重架2为可升降支架。

需要说明的是，其中循环制冷组件、换热管道331、可升降支架、破碎转轴431、推动杆422、螺旋扇414、常规换热组件均采用现有市售组件且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。

实施例3

集流连接器321通过冰渣破碎模块43与内层处理管道411连通。

盘型阻隔支撑组件330包括沿双通道320轴向均匀分布的若干第一阻隔盘332和第二阻隔盘333；第一阻隔盘332、第二阻隔盘333交叉间隔设置且圆盘面上均设有换热管道贯穿孔334；

第一阻隔盘332中心开设有中心气流通过孔335；

第二阻隔盘333侧边均匀开设有侧边气流通过孔336；

如图9所示，负压装置31包括两个与双通道320连通的集气罩310，以及设置在集气罩310、双通道320连接处的磁悬浮负压风机。

磁悬浮负压风机包括设置在集气罩310出风口端部的连接固定环件311，均匀设置在连接固定环件311侧边上的固定电磁体312，设置在连接固定环件311中心的旋转轴313，设置在旋转轴313上的中心磁体314，以及设置在旋转轴313上的涡扇315。集气罩310采用耐高温陶瓷材料。

实施例4

如图1所示，针对实施例3的飞机测试实验室发动机开车温度控制系统的设计方法，包括以下步骤：

S1、确定换热功率

根据飞机测试实验室发动机尾部产生的气流热量，确定主换热处理装置41、盘型阻隔式换热模块33的换热功率；

S2、设计具体结构

依据换热功率设计负压装置31、换热处理装置32、冷却装置40以及主换热处理装置41的具体结构；其中包括磁悬浮负压风机、循环制冷组件、冰渣破碎模块43、环形制冷模块42的结构。

Claims

1.飞机测试实验室发动机开车温度控制系统，其特征在于，包括多个设置在飞机测试实验室内部且分别位于各个飞机发动机正后方的发动机尾部控温系统（1）；

所述发动机尾部控温系统（1）包括设置在飞机测试试验室地面上的承重架（2），设置在所述承重架（2）上且位于飞机发动机正后方的第一处理装置（3），设置在所述承重架（2）下端且与第一处理装置（3）连通的第二处理装置（4）；

所述第一处理装置（3）包括设置在所述承重架（2）上的支撑装置（30），设置在所述支撑装置（30）上的负压装置（31），设置在所述支撑装置（30）上且与负压装置（31）连通的换热处理装置（32）；

所述换热处理装置（32）包括进风口与负压装置（31）连通的双通道（320），设置在所述双通道（320）出风口处且与第二处理装置（4）连通的集流连接器（321），以及设置在双通道（320）内部的盘型阻隔式换热模块（33）；

所述第二处理装置（4）包括设置在所述承重架（2）下方的冷却装置（40），垂直设置在所述冷却装置（40）上方的主换热处理装置（41）；

所述冷却装置（40）包括套设在所述主换热处理装置（41）下端且与主换热处理装置（41）连通的环形制冷模块（42），以及设置在所述环形制冷模块（42）下方且与环形制冷模块（42）连通的冰渣破碎模块（43）；

所述主换热处理装置（41）包括沿竖直方向设置且下端与环形制冷模块（42）连接的外层保护管（410），设置在所述外层保护管（410）内且中心轴线与外层保护管（410）中心轴线重合的内层处理管道（411），设置在所述内层处理管道（411）中线轴线上的转轴（412），设置在所述转轴（412）上且与冰渣破碎模块（43）连通的螺旋扇（414）；

所述内层处理管道（411）上端设置有混合排出口（415），内层处理管道（411）下端贯穿环形制冷模块（42）与冰渣破碎模块（43）连通；所述螺旋扇（414）能够驱动冰渣破碎模块（43）内的冰渣向上移动；

所述内层处理管道（411）、外层保护管（410）之间形成回流通道（416）；所述回流通道（416）上端的外层保护管（410）上设置有保护罩（417）；所述回流通道（416）下端的内层处理管道（411）上套设有与环形制冷模块（42）连通的回流锥面（418）；

所述集流连接器（321）通过冰渣破碎模块（43）与内层处理管道（411）连通。

2.根据权利要求1所述的飞机测试实验室发动机开车温度控制系统，其特征在于，所述环形制冷模块（42）包括与回流通道（416）连通的环形制冷腔室（420），设置在所述环形制冷腔室（420）内的制冷组件，与所述环形制冷腔室（420）连通的供液装置；

所述环形制冷腔室（420）上设置有排出口（421）；所述环形制冷腔室（420）上端设置有与所述排出口（421）对应的推动杆（422）。

3.根据权利要求2所述的飞机测试实验室发动机开车温度控制系统，其特征在于，所述冰渣破碎模块（43）包括设置在环形制冷腔室（420）下端的冰渣破碎腔室（430），设置在所述冰渣破碎腔室（430）内的破碎转轴（431），以及围绕所述破碎转轴（431）轴向均匀设置的破碎盘（432）；

所述破碎盘（432）包括多个围绕破碎转轴（431）径向均匀设置的分割片（433），以及设置在所述分割片（433）上的破碎钉（434）。

4.根据权利要求1所述的飞机测试实验室发动机开车温度控制系统，其特征在于，所述盘型阻隔式换热模块（33）包括设置在所述双通道（320）内部的盘型阻隔支撑组件（330），均匀分布在所述盘型阻隔支撑组件（330）上的换热管道（331），以及与所述换热管道（331）连通的循环制冷组件；

所述盘型阻隔支撑组件（330）包括沿双通道（320）轴向均匀分布的若干第一阻隔盘（332）和第二阻隔盘（333）；所述第一阻隔盘（332）、第二阻隔盘（333）交叉间隔设置且圆盘面上均设有换热管道贯穿孔（334）；

所述第一阻隔盘（332）中心开设有中心气流通过孔（335）；

所述第二阻隔盘（333）侧边均匀开设有侧边气流通过孔（336）；

所述换热管道（331）从双通道（320）一端沿双通道（320）轴向依次穿过换热管道贯穿孔（334）到达双通道（320）另一端。

5.根据权利要求1所述的飞机测试实验室发动机开车温度控制系统，其特征在于，所述承重架（2）为可升降支架。

6.根据权利要求1所述的飞机测试实验室发动机开车温度控制系统，其特征在于，所述负压装置（31）包括两个与双通道（320）连通的集气罩（310），以及设置在所述集气罩（310）、双通道（320）连接处的磁悬浮负压风机。

7.根据权利要求6所述的飞机测试实验室发动机开车温度控制系统，其特征在于，所述磁悬浮负压风机包括设置在集气罩（310）出风口端部的连接固定环件（311），均匀设置在所述连接固定环件（311）侧边上的固定电磁体（312），设置在所述连接固定环件（311）中心的旋转轴（313），设置在所述旋转轴（313）上的中心磁体（314），以及设置在所述旋转轴（313）上的涡扇（315）。

8.根据权利要求6所述的飞机测试实验室发动机开车温度控制系统，其特征在于，所述集气罩（310）采用耐高温陶瓷材料。

9.根据权利要求1~8任意一项所述的飞机测试实验室发动机开车温度控制系统的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、确定换热功率

根据飞机测试实验室发动机尾部产生的气流热量，确定主换热处理装置（41）、盘型阻隔式换热模块（33）的换热功率；

S2、设计具体结构

依据换热功率设计负压装置（31）、换热处理装置（32）、冷却装置（40）以及主换热处理装置（41）的结构。