CN114486274B - 一种验证飞机发动机短舱泄压系统的装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种验证飞机发动机短舱泄压系统的装置及方法，属于航空发动机安全可靠性技术领域，该实验平台包括管路泄漏子系统、泄压门排放子系统、飞行环境模拟子系统和测控子系统；该实验台可模拟实验不同飞行环境及不同泄压门结构参数下的短舱泄压系统泄压性能，实现对各参数自动采集和保存，并通过控制器对各组件进行自动控制调节，实验台搭建简单，测试精度高，操作方便安全，适合研究影响短舱泄压系统泄压装置流动特性和影响舱内压力变化的主要因素及其机理，实验结果可为提升发动机短舱泄压系统泄压性能的技术发展提供设计依据。

Description

一种验证飞机发动机短舱泄压系统的装置及方法

技术领域

本发明属于航空发动机安全可靠性技术领域，涉及一种验证飞机发动机短舱泄压系统的装置及方法。

背景技术

航空发动机被誉为现代工业皇冠上的明珠，在不断追求高效、经济的同时，其工作状态下的安全可靠显得尤为重要。由于航空发动机短舱内部设有高压引气管路，当高压引气管路发生泄漏或爆裂时，会使短舱内部压力迅速升高，危及短舱结构的安全，甚至造成发动机故障，因此短舱泄压系统是确保管路破裂后短舱内部压力不会引起结构失效，是保证发动机能够正常安全工作的重要保障之一。

研究表明，当短舱内部发生泄漏后，短舱内部压力高于某一定值后，泄压门开启，在泄压门出口形成复杂的流动结构，包括涡流、射流和冲击波，从而将舱内高压气体排到外界以降低舱内压力。早期航空发动机的工作压力和温度相对较低，因此短舱泄压系统的设计相对简单，且未对航空发动机的性能带来显著影响。但随着航空发动机朝着高旁通比、高增压比的方向发展，这将导致短舱泄压系统的排放量大大增加，因此对短舱泄压系统的设计提出了更高的要求，而早期设计的短舱泄压系统的泄压性能已不能满足要求。

因此，设计一种实验装置，能够在发动机短舱泄压系统实际应用之前，可模拟不同飞行环境和不同泄压门结构参数下的短舱泄压系统泄压性能，实验结果可为提升发动机短舱泄压系统泄压性能的技术发展提供设计依据。

发明内容

本发明针对现有技术中存在的问题，提供了一种验证飞机发动机短舱泄压系统的装置及方法，该实验台可模拟实验不同飞行环境和不同泄压门结构参数下的短舱泄压系统泄压性能，实现对各参数自动采集和保存，并通过控制器对各组件进行自动控制调节，实验台搭建简单，测试精度高，操作方便安全，适合研究影响短舱泄压系统泄压装置流动特性和影响舱内压力变化的主要因素及其机理，实验结果可为测试发动机短舱泄压系统泄压性能的技术发展提供设计依据。

技术方案

一种验证飞机发动机短舱泄压系统的装置包括第一气源1、第一减压阀2、质量流量计3、第一压力传感器4、短舱5、第一温度传感器6、第二压力传感器7、泄压门8、第二气源10、第二减压阀11、孔板14、第四压力传感器15、扩张-整流-收缩装置16、测试段17、总压测量仪18、静压测量仪19；

所述的第一气源1通过管道与第一减压阀2的入口连接；所述的第一减压阀2的出口通过管道依次连接质量流量计3、第一压力传感器4、短舱5；所述的第一温度传感器6与短舱5的温度采样口连接，所述的第二压力传感器7与短舱5的压力采样口连接；所述的泄压门8安装在短舱5的排气位置；所述的第二气源10通过管道与第二减压阀11的入口连接；所述的第二减压阀11的出口通过管道依次连接第二减压阀11、孔板14、第四压力传感器15；所述的第四压力传感器15通过管道与扩张-整流-收缩装置16的扩张段连接；所述的扩张-整流-收缩装置16的收缩段通过连接装置与测试段17连接；所述的总压测量仪18的探针水平内置于测试段17内部；所述的静压测量仪19的探针水平内置于测试段17内部；

还包括姿态传感器9，所述的姿态传感器9安装在泄压门8的表面；

还包括缓存罐12，所述的缓存罐12入口通过管道与第二减压阀11的出口连接，所述的缓存罐12出口通过管道与孔板14连接；

还包括第三压力传感器13，所述的第三压力传感器13与缓存罐12的采样口连接；

包括扩压装置20，所述的扩压装置20入口与测试段17的出口连接，所述的扩压装置20的出口为大气环境；

还包括控制器21，所述的控制器21输入端通过电缆分别与所述的质量流量计3、第一压力传感器4、第一温度传感器6、第二压力传感器7、姿态传感器9、第三压力传感器13、第四压力传感器15、总压测量仪18、静压测量仪19连接；所述的控制器21输出端通过电缆分别与所述的第一减压阀2、第二减压阀11连接；

所述的第一减压阀2具体指一种电气调压阀；

所述的质量流量计3具体指一种科氏质量流量计；

所述的扩张-整流-收缩装置16包括扩张段、整流段和收缩短；

一种验证飞机发动机短舱泄压系统的方法，步骤如下：

1)检查气密性过程：关闭短舱5出口处的泄压门8，打开第一气源1对短舱5进行加压至0.2MPa，然后关闭减压阀2，如果10分钟后由于泄漏导致短舱5内压力降低超过5％，则需要采取特殊措施以改善短舱5的气密性，在每次实验设备拆除或更换后，都需要对短舱5进行气密性检查。当检查得到短舱5气密性良好后，进行以下过程；

2)模拟飞行环境过程：由第二气源10流出的高压气体经过第二减压阀11，流入缓存罐12内，依次流过第三压力传感器13、孔板14、第四压力传感器15，然后在扩张-整流-收缩装置16内经过导直整流后得到均匀稳定的流场送入测试段17；根据控制器21采集的第三压力传感器13的压力数据控制第二减压阀11的开度，保持缓存罐12内的压力恒定；

3)管路泄漏过程：由第一气源流出的高压气体经过第一减压阀2后，依次流经质量流量计3、第一压力传感器4后流入短舱；根据控制器21采集的第一压力传感器4的压力数据控制第一减压阀2的开度，保持流入短舱5内的气体压力恒定；

4)泄压门泄压过程：当短舱内部压力高于某一值后，打开短舱5与泄压门8的连接，由控制器采集并保存泄压过程短舱5内压力、温度随时间变化，质量流量计3数据随时间的变化，以及泄压门8的姿态随时间变化；

5)实验台关闭过程：测试结束后，关闭第一气源1和第二气源10，关闭第一减压阀2和第二减压阀11，待短舱5内压力恢复至大气压力后，关闭短舱5出口与泄压门8的连接。

本发明的有益效果如下：

通过本发明的实验台及实验操作方法可以对飞机发动机短舱泄压系统的泄压性能进行实验测试，可实现不同飞行环境如飞行高度、飞行马赫数及不同泄压门结构下的短舱泄压系统泄压性能，为测试发动机短舱泄压系统泄压性能提供实验数据，指导飞机发动机短舱泄压系统的设计校核；

(1)该实验台通过测控子系统对管路泄漏子系统、泄压门排放子系统、飞行环境模拟子系统的运行控制，可实现各参数的自动采集和保存，并通过控制器对各组件进行控制调节，操作方便安全，节省人力物力；

(2)本实验台搭建简单，集成化程度高，通过缓存罐和扩张-整流-收缩装置的配合，可模拟均匀稳定的飞行环境，测试环境稳定、测试精度高；

(3)本发明还提供一种验证飞机发动机短舱泄压系统的方法，按该操作方法进行实验，可避免操作不当导致实验数据失真，提高实验的可靠性。

附图说明

图1为一种验证飞机发动机短舱泄压系统装置的示意图；

图2为实验装置的管路泄漏子系统示意图；

图3为实验装置的泄压门排放子系统示意图；

图4为实验装置的飞行环境模拟子系统示意图；

图5为实验装置的测控子系统示意图；

图中标号说明：

1、第一气源，2、第一减压阀，3、质量流量计，4、第一压力传感器，5、短舱，6、第一温度传感器，7、第二压力传感器，8、泄压门，9、姿态传感器，10、第二气源，11、第二减压阀，12、缓存罐，13、第三压力传感器，14、孔板，15、第四压力传感器，16、扩张-整流-收缩装置，17、测试段，18、总压测量仪，19、静压测量仪，20、扩压装置，21、控制器。

具体实施方式

下面结合附图以及实施例对本发明作进一步描述。以下所述仅为本发明一部分实施例，非全部实施例。基于本发明实施例，本领域普通技术人员在没有做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。

验证飞机发动机短舱泄压系统的装置包括第一气源1、第一减压阀2、质量流量计3、第一压力传感器4、短舱5、第一温度传感器6、第二压力传感器7、泄压门8、第二气源10、第二减压阀11、孔板14、第四压力传感器15、扩张-整流-收缩装置16、测试段17、总压测量仪18、静压测量仪19；

所述的第一气源1通过管道与第一减压阀2的入口连接；所述的第一减压阀2的出口通过管道依次连接质量流量计3、第一压力传感器4、短舱5；所述的第一温度传感器6与短舱5的温度采样口连接，所述的第二压力传感器7与短舱5的压力采样口连接；所述的泄压门8安装在短舱5的排气位置；所述的第二气源10通过管道与第二减压阀11的入口连接；所述的第二减压阀11的出口通过管道依次连接第二减压阀11、孔板14、第四压力传感器15；所述的第四压力传感器15通过管道与扩张-整流-收缩装置16的扩张段连接；所述的扩张-整流-收缩装置16的收缩段通过连接装置与测试段17连接；所述的总压测量仪18的探针水平内置于测试段17内部；所述的静压测量仪19的探针水平内置于测试段17内部；

还包括姿态传感器9，所述的姿态传感器9安装在泄压门8的表面；(姿态传感器9用以监测泄压门8在泄压过程中的姿态变化)

还包括缓存罐12，所述的缓存罐12入口通过管道与第二减压阀11的出口连接，所述的缓存罐12出口通过管道与孔板14连接；(缓存罐12用于当第二气源10的压力存在波动时，保持孔板14入口的压力更加稳定)

还包括第三压力传感器13，所述的第三压力传感器13与缓存罐12的采样口连接；(第三压力传感器13用于监测缓存罐12的压力变化，以控制第二减压阀11的开度实现缓存罐12的压力稳定)

包括扩压装置20，所述的扩压装置20入口与测试段17的出口连接，所述的扩压装置20的出口为大气环境；(扩压装置20用于将排放气体的动能变成压力能，更稳定的排放到大气环境)

还包括控制器21，所述的控制器21输入端通过电缆分别与所述的质量流量计3、第一压力传感器4、第一温度传感器6、第二压力传感器7、姿态传感器9、第三压力传感器13、第四压力传感器15、总压测量仪18、静压测量仪19连接；所述的控制器21输出端通过电缆分别与所述的第一减压阀2、第二减压阀11连接；(控制器21用于对实验装置的自动控制调节，以及实验数据的自动采集和保存，使得实验台的操作更加简单方便)

所述的第一减压阀2具体指一种电气调压阀；(可准确控制阀门开度以实现第一减压阀2出口压力稳定)

所述的质量流量计3具体指一种科氏质量流量计；(可准确的测量气体的质量流量，并对实验数据自动采集记录)

所述的扩张-整流-收缩装置16包括扩张段、整流段和收缩短；(用于对短舱外流场气体进行导直整流，使短舱外流场均匀稳定)

一种验证飞机发动机短舱泄压系统的方法，步骤如下：

1)检查气密性过程：关闭短舱5出口处的泄压门8，打开第一气源1对短舱5进行加压至0.2MPa，然后关闭减压阀2，如果10分钟后由于泄漏导致短舱5内压力降低超过5％，则需要采取特殊措施以改善短舱5的气密性，在每次实验设备拆除或更换后，都需要对短舱5进行气密性检查。当检查得到短舱5气密性良好后，进行以下过程；

2)模拟飞行环境过程：由第二气源10流出的高压气体经过第二减压阀11，流入缓存罐12内，依次流过第三压力传感器13、孔板14、第四压力传感器15，然后在扩张-整流-收缩装置16内经过导直整流后得到均匀稳定的流场送入测试段17；根据控制器21采集的第三压力传感器13的压力数据控制第二减压阀11的开度，保持缓存罐12内的压力恒定；

3)管路泄漏过程：由第一气源流出的高压气体经过第一减压阀2后，依次流经质量流量计3、第一压力传感器4后流入短舱；根据控制器21采集的第一压力传感器4的压力数据控制第一减压阀2的开度，保持流入短舱5内的气体压力恒定；

4)泄压门泄压过程：当短舱内部压力高于某一值后，打开短舱5与泄压门8的连接，由控制器采集并保存泄压过程短舱5内压力、温度随时间变化，质量流量计3数据随时间的变化，以及泄压门8的姿态随时间变化；

5)实验台关闭过程：测试结束后，关闭第一气源1和第二气源10，关闭第一减压阀2和第二减压阀11，待短舱5内压力恢复至大气压力后，关闭短舱5出口与泄压门8的连接。

实施例1

如图1所示，图1是本发明测试飞机发动机短舱泄压系统泄压性能的实验台示意图，包括管路泄漏子系统、泄压门排放子系统、飞行环境模拟子系统和测控子系统；所述的测控子系统控制管路泄漏子系统、泄压门排放子系统、飞行环境模拟子系统的运行。其中管路泄漏子系统用于模拟短舱内部高压引气管路发生泄漏。泄压门排放子系统用于短舱泄压系统泄压过程和得到短舱内部压力变化。飞行环境模拟子系统用于模拟发动机短舱外界飞行高度和马赫数下的飞行环境。测控子系统用于对实验结果数据采集和改变控制实验条件。

本实施例测试飞机发动机短舱泄压系统泄压性能的实验台的工作方法，包括如下：

1)检查气密性过程：关闭短舱出口与泄压门的连接，打开第一气源的开关对短舱进行加压至0.2MPa，然后第一减压阀，如果10分钟后由于泄漏导致短舱内压力降低超过5％，则需要采取特殊措施以改善短舱的气密性，在每次实验设备拆除或更换后，都需要对短舱进行气密性检查。当检查得到短舱气密性良好后，进行以下过程；

2)模拟飞行环境过程：由第二气源流出的高压气体经过第二减压阀，流入缓存罐内，依次流过第三压力传感器、孔板、第四压力传感器，然后在扩张-整流-收缩装置内经过导直整流后得到均匀稳定的流场送入测试段；根据控制器采集的第三压力传感器的压力数据控制第二减压阀的开度，保持缓存罐内的压力恒定；

3)管路泄漏过程：由第一气源流出的高压气体经过第一减压阀后，依次流经质量流量计、第一压力传感器后流入短舱；根据控制器采集的第一压力传感器的压力数据控制第一减压阀的开度，保持流入短舱内的气体压力恒定；

4)泄压门泄压过程：当短舱内部压力高于某一值后，打开短舱与泄压门的连接，由控制器采集并保存泄压过程短舱内压力、温度随时间变化，质量流量计数据随时间的变化，以及泄压门的姿态随时间变化；

5)实验台关闭过程：测试结束后，关闭第一气源和第二气源，关闭第一减压阀和第二减压阀，待短舱内压力恢复至大气压力后，关闭短舱出口与泄压门的连接。

实施例2

如图2所示，图2是本发明的管路泄漏子系统，该系统用于模拟短舱内部高压引气管路发生泄漏，其中第一气源1，与第一气源1依次连接的第一减压阀2、质量流量计3、第一压力传感器4可产生压力、流量稳定的泄漏气体；

实施例3

如图3所示，图3是本发明的泄压门排放子系统，该系统用于短舱泄压系统泄压过程和得到短舱内部压力变化，该系统运行时短舱5的出口与泄压门8相连，第一温度传感器6的探针设置在短舱5内，用于感应短舱5内的气体温度；第二压力传感器7的探针设置在短舱5内，用于感应短舱5内的气体压力；姿态传感器9设置在泄压门8表面，用于感应泄压门8姿态变化；

实施例4

如图4所示，图4是本发明的飞行环境模拟子系统，空气依次经过第二气源10、与第二气源10依次连接的第二减压阀11、缓存罐12、第三压力传感器13、孔板14、第四压力传感器15、扩张-整流-收缩装置16得到不同飞行环境下均匀稳定的气流，送入测试段17，后经过扩压装置20排放到大气环境；第三压力传感器13的探针设置在缓存罐12内，用于感应缓存罐12内的气体压力，总压测量仪18的探针设置在测试段17的入口，用于感应测试段17入口气体总压；静压测量仪19的探针设置在测试段17的入口，用于感应测试段17入口气体静压；

实施例5

如图5所示，图5是本发明的测控子系统，该系统用于对实验结果数据采集和改变控制实验条件，控制器21输入端分别通过电缆连接于质量流量计3、第一压力传感器4、第一温度传感器6、第二压力传感器7、姿态传感器9、第三压力传感器13、第四压力传感器15、总压测量仪18、静压测量仪19，采集并保存以上所有实验数据。所述控制器21输出端分别通过电缆连接于第一减压阀2、第二减压阀11，可实现对实验过程中气体压力、流量的实时控制。

上面结合附图所描述的本发明优选具体实施例仅用于说明本发明的实施方式，而不是作为对前述发明目的和所附权利要求书内容和范围的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属本发明技术和权利保护范畴。

Claims (10)

1.一种验证飞机发动机短舱泄压系统的装置，其特征在于，包括第一气源(1)、第一减压阀(2)、质量流量计(3)、第一压力传感器(4)、短舱(5)、第一温度传感器(6)、第二压力传感器(7)、泄压门(8)、第二气源(10)、第二减压阀(11)、孔板(14)、第四压力传感器(15)、扩张-整流-收缩装置(16)、测试段(17)、总压测量仪(18)、静压测量仪(19)；

所述的第一气源(1)通过管道与第一减压阀(2)的入口连接；所述的第一减压阀(2)的出口通过管道依次连接质量流量计(3)、第一压力传感器(4)、短舱(5)；所述的第一温度传感器(6)与短舱(5)的温度采样口连接，所述的第二压力传感器(7)与短舱(5)的压力采样口连接；所述的泄压门(8)安装在短舱(5)的排气位置；所述的第二气源(10)通过管道与第二减压阀(11)的入口连接；所述的第二减压阀(11)的出口通过管道依次连接第二减压阀(11)、孔板(14)、第四压力传感器(15)；所述的第四压力传感器(15)通过管道与扩张-整流-收缩装置(16)的扩张段连接；所述的扩张-整流-收缩装置(16)的收缩段通过连接装置与测试段(17)连接；所述的总压测量仪(18)的探针水平内置于测试段(17)内部；所述的静压测量仪(19)的探针水平内置于测试段(17)内部。

2.根据权利要求1所述的一种验证飞机发动机短舱泄压系统的装置，其特征在于，还包括姿态传感器(9)，所述的姿态传感器(9)安装在泄压门(8)的表面。

3.根据权利要求1所述的一种验证飞机发动机短舱泄压系统的装置，其特征在于，还包括缓存罐(12)，所述的缓存罐(12)入口通过管道与第二减压阀(11)的出口连接，所述的缓存罐(12)出口通过管道与孔板(14)连接。

4.根据权利要求1所述的一种验证飞机发动机短舱泄压系统的装置，其特征在于，还包括第三压力传感器(13)，所述的第三压力传感器(13)与缓存罐(12)的采样口连接。

5.根据权利要求1所述的一种验证飞机发动机短舱泄压系统的装置，其特征在于，还包括扩压装置(20)，所述的扩压装置(20)入口与测试段(17)的出口连接，所述的扩压装置(20)的出口为大气环境。

6.根据权利要求1所述的一种验证飞机发动机短舱泄压系统的装置，其特征在于，还包括控制器(21)，所述的控制器(21)输入端通过电缆分别与所述的质量流量计(3)、第一压力传感器(4)、第一温度传感器(6)、第二压力传感器(7)、姿态传感器(9)、第三压力传感器(13)、第四压力传感器(15)、总压测量仪(18)、静压测量仪(19)连接；所述的控制器(21)输出端通过电缆分别与所述的第一减压阀(2)、第二减压阀(11)连接。

7.根据权利要求1所述的一种验证飞机发动机短舱泄压系统的装置，其特征在于，所述的第一减压阀(2)具体指一种电气调压阀。

8.根据权利要求1所述的一种验证飞机发动机短舱泄压系统的装置，其特征在于，所述的质量流量计(3)具体指一种科氏质量流量计。

9.根据权利要求1所述的一种验证飞机发动机短舱泄压系统的装置，其特征在于，所述的扩张-整流-收缩装置(16)包括扩张段、整流段和收缩短。

10.一种验证飞机发动机短舱泄压系统的方法，步骤如下：

1)检查气密性过程：关闭短舱(5)出口处的泄压门(8)，打开第一气源(1)对短舱(5)进行加压至0.2MPa，然后关闭减压阀2，如果10分钟后由于泄漏导致短舱(5)内压力降低超过5％，则需要采取特殊措施以改善短舱(5)的气密性，在每次实验设备拆除或更换后，都需要对短舱(5)进行气密性检查；当检查得到短舱(5)气密性良好后，进行以下过程；

2)模拟飞行环境过程：由第二气源(10)流出的高压气体经过第二减压阀(11)，流入缓存罐(12)内，依次流过第三压力传感器(13)、孔板(14)、第四压力传感器(15)，然后在扩张-整流-收缩装置(16)内经过导直整流后得到均匀稳定的流场送入测试段(17)；根据控制器(21)采集的第三压力传感器(13)的压力数据控制第二减压阀(11)的开度，保持缓存罐(12)内的压力恒定；

3)管路泄漏过程：由第一气源流出的高压气体经过第一减压阀(2)后，依次流经质量流量计(3)、第一压力传感器(4)后流入短舱；根据控制器(21)采集的第一压力传感器(4)的压力数据控制第一减压阀(2)的开度，保持流入短舱(5)内的气体压力恒定；

4)泄压门泄压过程：当短舱内部压力高于某一值后，打开短舱(5)与泄压门(8)的连接，由控制器采集并保存泄压过程短舱(5)内压力、温度随时间变化，质量流量计(3)数据随时间的变化，以及泄压门(8)的姿态随时间变化；

5)实验台关闭过程：测试结束后，关闭第一气源(1)和第二气源(10)，关闭第一减压阀(2)和第二减压阀(11)，待短舱(5)内压力恢复至大气压力后，关闭短舱(5)出口与泄压门(8)的连接。

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