CN114720107B - 一种飞机用的空调风道高低温载流疲劳测试系统 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种飞机用的空调风道高低温载流疲劳测试系统，所述试验系统包括：仿真风路，通过模拟飞机的真实空调风路，作为所述试验系统的试验用风路；模拟单元，用于模拟飞机空调系统在飞行中的各种环境工况；检测单元，包括多个传感器装置，用于检测所述仿真风路中各环节的工况数据以及环境数据；其中，所述仿真风路包括多个与根据真实空调风路等比例缩放的管道以及管道附件，所述模拟单元包括多个测试段，包裹所述多段风路管道，通过模拟在管道在工作过程中的外部温度和振动环境，对所述仿真风路进行疲劳测试并提据疲劳试验数据进行分析。
Description
技术领域
本发明涉及仿真试验技术领域。具体而言，涉及一种飞机用的空调风道高低温载流疲劳测试系统。
背景技术
随着人民生活水平的提高，飞机作为大型的快速交通工具在旅行、运输等应用中占据重要角色；并且随着人们对飞机乘坐体验的要求提升，对机舱内的舒适性提出了越来越高的要求。目前相关的研究领域中，其一是飞机的空调系统一直处于长期工作状态，风道内部长期处于高、低温差极大的载流环境，风道构成的各类材料会存在非常严酷的温度疲劳问题；
其二，由于机舱结构紧密，风道的布置本身使开展常规维护维修难以开展，因此风道的设计及制造安装需要有较高的可靠性；
其三，随着乘客对机舱内空氛围的要求提高，空调风道送风的均匀性、风速的可控性以及客室内温度的均匀性都直接影响乘客的舒适性；此外，空调风道在高温和低温环境下的保温密封性也会直接影响空调机组的温度调节效能。
进一步的，在飞机飞行时，其舱外温度与舱内温度之差可以达数十度；并且在常态工作过程以及飞行升降过程中，风路的管内、外温度亦不断改变；由此亦可能产生各类风路问题；常见的例如管道泄漏造成的失压、空调效率低；或者管道由于机械疲劳导致强度降低，从而最终发生异常变形、振动；进一步的由于各部件的接头处可能产生的热量堆积、震动频繁等原因，长期使用后都容易发生堵塞、松脱、泄漏等现象；因此对空调风路的热疲劳和振动疲劳都需要在实施前进行充分验证，以保证飞机空调管路的安全性。
查阅相关地已公开技术方案，公开号为CN111806700(A)的技术方案提出一种飞机组件舱使用的空调通风系统，其具有用于将在管道内的空气主动弹射出管道外的引射套管，实现组件舱内通风降温等综合应用；公开号为US20060112700(A1)的技术方案提出一种无线空调测试系统，包括连接到空调的第一无线设备和连接到测试终端的第二无线设备，用于对大型空调系统中多个环节的数据进行采集并通过无线网络连接到采分析终端，节省了大量数据采集的时间；公开号为KR100854130(B1)的技术方案提供一种用于空调测试的设备，以通过允许用户通过使用计算机程序将预定条件输入到计算机来执行测试来提高用户便利性。
发明内容
本发明的目的在于，提供一种飞机用的空调风道高低温载流疲劳测试系统，所述试验系统包括：仿真风路，通过模拟飞机的真实空调风路，作为所述试验系统的试验用风路；模拟单元，用于模拟飞机空调系统在飞行中的各种环境工况；检测单元，包括多个传感器装置，用于检测所述仿真风路中各环节的工况数据以及环境数据；其中，所述仿真风路包括多个与根据真实空调风路等比例缩放的管道以及管道附件，所述模拟单元包括多个测试段，包裹所述多段风路管道，通过模拟在管道在工作过程中的外部温度和振动环境，对所述仿真风路进行疲劳测试并提据疲劳试验数据进行分析。
本发明采用如下技术方案：
一种飞机用的空调风道高低温载流疲劳测试系统，所述试验系统包括：
仿真风路，通过模拟飞机的真实空调风路，作为所述试验系统的试验用风路；
模拟单元，用于模拟飞机空调系统在飞行中的各种环境工况；
检测单元，包括多个传感器装置，用于检测所述仿真风路中各环节的工况数据以及环境数据；
控制单元，用于控制所述仿真风路模拟飞机空调风路的工作工况，并且控制所述模拟单元模拟空调风路的外部环境工况，并且用于记录并存储所述检测单元的检测数据；
其中，所述仿真风路包括与真实空调风路管道相同材质的多段的管道件，以及相应的多个管道接头；所述管道件及对应的管道接头的管径、长度依照真实空调风路管道的设计尺寸等比例缩小；所述仿真风路包括采用与真实空调风路相同的管路分配形式，用于对真实管路的分配工况进行模拟；所述仿真风路还包括多个出风口，用于对真实风路的排气进行模拟；
并且，所述模拟单元包括多个测试段；所述测试段包括温控装置，用于控制所述测试段的内部温度；所述测试段还包括振动装置，用于驱动内部包裹的所述管道件进行振动；每段所述测试段包裹一段所述管道件的部分或全部；通过控制多个测试段的内部温度以及振动情况，模拟所述仿真风路外部环境的温度和振动工况；
其中，所述仿真风路还包括多个模拟设备：
可控热风机，用于产生温度可控的热空气；
热交换器，用于对空气进行降温；
增压机，用于对空气进行增压；
空气混合器，用于对冷、热空气进行混合；
可选地，所述试验系统还包括一个目标空间，用于模拟飞机机舱的使用空间环境；所述目标空间为封闭空间，并且所述出风口的排气全部排放于所述目标空间内；
可选地，所述测试段的外形为立方体；
可选地，所述温控装置包括一套压缩机制冷系统；所述压缩机制冷系统包括压缩机、蒸发管模块、节流件以及冷凝器；所述压缩机制冷系统包括至少一条循环管路，连接所述压缩机、所述蒸发器、所述节流件以及所述冷凝器；所述循环管路内包括致冷剂；所述压缩机制冷系统通过驱动所述致冷剂在所述循环管路中流动，从所述蒸发管模块吸收热量，从而降低所述测试段内部的温度；
可选地，所述蒸发管模块布置于所述测试段的内壁；所述蒸发管模块用于从所述测试段的内部空间吸收热量，使所述测试段内部温度达到最低-25℃；
所述压缩机制冷系统包括第一压缩机以及第二压缩机；所述第一压缩机放置于比所述测试段的水平高度更高的位置；所述第二压缩机放置于比所述测试段的水平高度更低的位置；所述第一压缩机的输出端连接所述蒸发管模块的第一端；所述第二压缩机的输入端连接所述蒸发管模块的第二端；
可选地，所述控制单元包控制所述仿真风路工作的仿真程序；所述控制单元还包括控制所述模拟单元的测试程序，用于控制所述模拟单元模拟空调风路外部的环境工况；
可选地，所述测试程序包括以下试验步骤：
S1：根据所需要测试的风道设计，安装连接各部件；其中，所述可控热风机还包括用于产生热空气，使所述目标空间的内部温度升高；
S2：启动所述仿真风路的工作，模拟飞机空调系统的工作过程，对所述目标空间进行降温；
S3：等待所述仿真风路工作稳定后，启动所述模拟单元的工作，在多个所述测试段产生不同的管外温度和管外振动；
S4：反复使所述目标空间的内部温度升高到第一温度，使所述仿真风路持续对所述目标空间进行降温；所述检测单元分析在多次升温-降温周期后，所述仿真风路中各个传感器装置的检测数据的过程检测量；
通过观察并分析在多次升温-降温周期后各个传感器装置在过程中的差异值，从中分析所述仿真风路中是否存在降温效率变慢、管道漏压、管道压力离散值大、管道异常振动的情况，从而确定所述仿真风路在多次升温-降温周期中的疲劳出现时间和概率；
可选地，在所述试验步骤S4中，包括以下子步骤：
S401：设定所述第一温度T1，以及目标温度T2，使所述目标空间的升温到所述第一温度T1，降温到所述目标温度T2，并记为一个温度标签[T1，T2]；
S402：根据第i段所述测试段在飞机上的位置，确定其温度随时间变化的温度函数T3(t)，并确定其振动频率随时间变化的振动函数V(t)，并获得一个测试标签[i，T3(t)，V(t)]，并将该测试标签赋予第i段所述测试段；随后，将第i段的所述测试段在k时刻的内部测试温度设定为T3(k)，振动频率设定为V(k)进行疲劳测试；
S403：反复进行温度标签[T1，T2]的升温-降温的周期测试，并且在周期测试中，持续以函数T3(t)和V(t)控制第i段所述测试段的温度和振动频率。
本发明所取得的有益效果是：
1.本发明的试验系统通过采用与飞机空调风路相似的仿真风路进行测试，其中通过多个测试段对仿真风路中的多个管道段进行独立的温度和振动情况进行模拟仿真，能够最大限度还原飞机空调风路在飞行时管道外的温度高差异性以及振动，从而模拟风路的疲劳产生和发展过程；
2.本发明的试验系统区别于以计算机有限元分析的理论分析方法，由于空调风路中存在多个分析单元和区间，使用有限元分析构建一段仿真风路的细节和数据众多，加上有限元网格划分以及参数更改后，所需要重新运算的数据量巨大，通过实体试验能够有效地提供可参考的试验数据信息；
3.本发明的试验系统，其硬件和软件部分都为模块化设计，有利于风路的设计更改以及模块的单独维修、升级，节省了系统大量的维护和升级成本。
附图说明
从以下结合附图的描述可以进一步理解本发明。图中的部件不一定按比例绘制，而是将重点放在示出实施例的原理上。在不同的视图中，相同的附图标记指定对应的部分。
图1为本发明所述试验系统的原理布局示意图；
图2为本发明飞机空调系统原理示意图；
图3为本发明飞机空调系统进行机舱内温度调节的温度动态曲线示意图；
图4为本发明中所述压缩机制冷系统的原理示意图；
图5为本发明实施例中所述测试段的示意图；
图6为本发明实施例中所述蒸发管模块示意图；
图7为本发明实施例中所述振动装置示意图；
图8为本发明实施例中所述振子部分的俯视示意图。
附图中标号说明：10-目标空间；100-仿真风路；200-测试段；401-压缩机；402-蒸发管模块；403-节流件；404-冷凝器；501-密封接口；502-左壁502；503-右壁；504-上壁；505-下壁；506-后壁；601-第一端；602-第二端；701-内壳体702-线圈轴；703-线圈；704-中心轴；705-磁铁；706-弹片；707-金属固定片；708-外壳体。
具体实施方式
为了使得本发明的目的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合其实施例，对本发明进行进一步详细说明；应当理解，此处所描述的具体实施例仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。对于本领域技术人员而言，在查阅以下详细描述之后，本实施例的其它系统.方法和/或特征将变得显而易见。旨在所有此类附加的系统、方法、特征和优点都包括在本说明书内.包括在本发明的范围内，并且受所附权利要求书的保护。在以下详细描述描述了所公开的实施例的另外的特征，并且这些特征根据以下将详细描述将是显而易见的。
本发明实施例的附图中相同或相似的标号对应相同或相似的部件；在本发明的描述中，需要理解的是，若有术语“上”、“下”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或组件必须具有特定的方位.以特定的方位构造和操作，因此附图中描述位置关系的用语仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。
实施例一：
如附图2所示，描述常规的飞机空调系统的原理图；其中飞机发动机引擎工作时，吸入外界的空气，经过内部压气机作用后，压力和温度都会显著上升；以发动机、辅助动力组件，或者压气机均可以作为热源产生热空气；从热源引出温度在150℃至200℃、压力在30psi-50psi的高压热空气；空调启动时，温控计算机控制流量控制活门打开，使高压热空气进入空调组件，空调组件核心部件为热交换器和空气循环机，高压热空气通过热交换器时，一部分热量被外部冷空气带走，温度降低明显，但压力损失不多，然后就进入空气循环机；次级热空气在空气循环机的涡轮室驱动涡轮使其高速旋转，在这个过程中次级热空气因为极速膨胀加上对涡轮做功，释放了大量能量，所以温度和压力均会大幅下降，最后在空调组件出口排出的冷空气温度可以降到-5℃甚至更低；
进一步的，从热源引出一路热空气进入热路管道；将热空气与空调组件出口的冷空气进行混合，混合的目的是获得一个适合温度的混合空气；在此过程中，温控计算机采集温度设定值和区域温度传感器的信号，以控制热路管道活门以改变热路管道的空气流量，也就改变了混合空气的温度，混合空气通过管道进入客舱，改变客舱的气温，最后达到设定温度时保持一个平衡态；同时温控计算机也采集流量传感器信号来控制流量控制活门，以保证空调系统空气流量处于稳定的状态；
其中关于温度的变化，如附图3所示，以客舱起始温度比设定温度高为例，因为存在热交换和舱内再循环(即内循环，将客舱的空气部分回收，过滤、净化处理后进入混合区)，所以最后混合气体温度与实际温度有一定差值，以维持客舱温度；
因此本实施例包括一种等效仿真的试验系统，实施对空调风路的疲劳测试，平衡测试的成本与反映的数据结果的有效性；
在一个实施方式中，如附图1，采用一种飞机用的空调风道高低温载流疲劳测试系统，所述试验系统包括：
仿真风路100，通过模拟飞机的空调风路，作为所述试验系统的模拟用风路；
模拟单元，用于模拟飞机空调系统在飞行中的各种环境工况；
检测单元，包括多个传感器装置，用于检测所述仿真风路中各环节的工况数据以及环境数据；
控制单元，用于控制所述仿真风路模拟飞机空调风路的工作工况，并且控制所述模拟单元模拟空调风路的外部环境工况，并且用于记录并存储所述检测单元的检测数据；
其中，所述仿真风路包括与真实空调风路管道相同材质的多段的管道件，以及相应的多个管道接头；所述管道件及对应的管道接头的管径、长度依照真实空调风路管道的设计尺寸等比例缩小；所述仿真风路包括采用与真实空调风路相同的管路分配形式，用于对真实管路的分配工况进行模拟；所述仿真风路还包括多个出风口，用于对真实风路的排气进行模拟；
并且，所述模拟单元包括多个测试段200；所述测试段200包括温控装置，用于控制所述测试段的内部温度；所述测试段200还包括振动装置，用于驱动内部包裹的所述管道件进行振动；每段所述测试段200包裹一段所述管道件的部分或全部；通过控制多个测试段200的内部温度以及振动情况，模拟所述仿真风路外部环境的温度和振动工况；
其中，所述仿真风路还包括多个模拟设备：
可控热风机，用于产生温度可控的热空气；其中，所述可控热风机还包括用于产生热空气，使所述目标空间10的内部温度升高；
热交换器，用于对空气进行降温；
增压机，用于对空气进行增压；
空气混合器，用于对冷、热空气进行混合；
可选地，所述试验系统还包括一个目标空间10，用于模拟飞机机舱的使用空间环境；所述目标空间10为封闭空间，并且所述出风口的排气全部排放于所述目标空间10内；
可选地，所述测试段的外形为立方体；
可选地，如附图4所示，所述温控装置包括一套压缩机制冷系统；所述压缩机制冷系统包括压缩机401、蒸发管模块402、节流件403以及冷凝器404；所述压缩机制冷系统包括至少一条循环管路，连接所述压缩机401、所述蒸发管模块402、所述节流件403以及所述冷凝器404；所述循环管路内包括致冷剂；所述压缩机制冷系统通过驱动所述致冷剂在所述循环管路中流动，通过所述冷疑器404将压缩机输出的高温高压气体转换为低温高压液体，通过所述节流件403后转换为低温低压气体，再从所述蒸发管模块402吸收热量，再次进入所述压缩机401进行循环，从而降低所述测试段内部的温度；
可选地，所述蒸发管模块402布置于所述测试段的内壁；所述蒸发管模块用于从所述测试段的内部空间吸收热量，使所述测试段内部温度达到最低-25℃；
所述压缩机制冷系统包括第一压缩机以及第二压缩机；所述第一压缩机放置于比所述测试段的水平高度更高的位置；所述第二压缩机放置于比所述测试段的水平高度更低的位置；所述第一压缩机的输出端连接所述蒸发管模块的第一端；所述第二压缩机的输入端连接所述蒸发管模块的第二端；
可选地，所述控制单元包控制所述仿真风路工作的仿真程序；所述控制单元还包括控制所述模拟单元的测试程序，用于控制所述模拟单元模拟空调风路外部的环境工况；
可选地，所述测试程序包括以下试验步骤：
S1：根据所需要测试的风道设计，安装连接各部件；
S2：启动所述仿真风路的工作，模拟飞机空调系统的工作过程，对所述目标空间进行降温；
S3：等待所述仿真风路工作稳定后，启动所述模拟单元的工作，在多个所述测试段产生不同的管外温度和管外振动；
S4：反复使所述目标空间的内部温度升高到第一温度，使所述仿真风路持续对所述目标空间进行降温；所述检测单元分析在多次升温-降温周期后，所述仿真风路中各个传感器装置的检测数据的过程检测量；
通过观察并分析在多次升温-降温周期后各个传感器装置在过程中的差异值，从中分析所述仿真风路中是否存在降温效率变慢、管道漏压、管道压力离散值大、管道异常振动的情况，从而确定所述仿真风路在多次升温-降温周期中的疲劳出现时间和概率；
可选地，在所述试验步骤S4中，包括以下子步骤：
S401：设定所述第一温度T1，以及目标温度T2，使所述目标空间的升温到所述第一温度T1，降温到所述目标温度T2，并记为一个温度标签[T1，T2]；
S402：根据第i段所述测试段在飞机上的位置，确定其温度随时间变化的温度函数T3(t)，并确定其振动频率随时间变化的振动函数V(t)，并获得一个测试标签[i，T3(t)，V(t)]，并将该测试标签赋予第i段所述测试段；随后，将第i段的所述测试段在k时刻的内部测试温度设定为T3(k)，振动频率设定为V(k)进行疲劳测试；
S403：反复进行温度标签[T1，T2]的升温-降温的周期测试，并且在周期测试中，持续以函数T3(t)和V(t)控制第i段所述测试段的温度和振动频率。
实施例二：
本实施例应当理解为至少包含前述任意一个实施例的全部特征，并在其基础上进一步改进；
如附图5所示，为所述测试段的一个实施方式；
可选地，所述测试段200的外表面采用金属面板作为外面板，提供成型坚固的外结构表面；并且可选地，在金属面板的外表面采用吸水隔热材料，用于吸收由于所述测试段200低温下产生的冷凝水；
所述测试段200的内表面材质为聚甲醛树脂(POM)，采用直接成型形成立方体并嵌合于所述外面板内部；聚甲醛是一种没有侧链、高密度、高结晶性的线型聚合物，其中优选地采用共聚甲醛材料；POM材料的刚度高，弹性好，减磨耐磨性好；其力学性能优异，比强度可达50.5MPa，比刚度可达2650MPa，与金属十分接近；POM的力学性能随温度变化小，共聚POM比均聚POM的变化稍大一点；POM的冲击强度较高，且疲劳强度十分突出，10交变载荷作用后，疲劳强度可达35MPa；POM的蠕变性在20℃、21MPa、3000h时仅为2.3％，而且受温度的影响很小；POM的摩擦因数小，耐磨性好，极限PV值很大，自润滑性好，因此适合用于所述测试段200的内表面材料；
进一步的，在所述外面板和内表面间，填充隔热材料；所述隔热材料由聚氨酯泡沫、苯乙烯以及玻璃纤维为芯材，并且混合气体吸附剂和干燥剂；优选地，所述隔热材料在真空状态下周围以气体隔绝材料成型为板材，实现更高的压缩比和致密度，并且有效降低了导热系数在0.005W/mK以下；
进一步的，转到附图5，所述测试段200还包括位于左壁502和右壁503的密封接口501，用于使所述管道件通过所述密封接口；一个所述测试段200的所述密封接口包括连接组件，用于连接另一个所述测试段200的所述密封接口；在两段所述测试段200被连接后，密封接口中间的所述管道件的外壁与所述密封接口的内壁之间存在一段间距，允许两段所述测试段200之间的气体或液体通过；可选地，所述密封接口包括密封阀门，用于在连接两个所述测试段200后，通过关闭所述密封阀门拦截气体或液体通过两个连接的测试段200；
可选地，将所述蒸发管模块通过铝质固定带固定于所述测试段200内壁表面；所述蒸发管模块包括第一蒸发管模块以及第二蒸发管模块；所述第一蒸发管模块铺设于所述测试段200内部的上壁504和前壁(图上未显示)；所述第二蒸发管模块铺设于所述测试段200内部的下壁505和后壁506；采用上述两部分的蒸发管模块设置，用于模拟飞机内空调管道可能存在的靠机舱一侧温度较高，而远离机舱一侧由于贴近机舱外温度较低的情况，进一步可以控制所述仿真风路的多段管道两侧温度的差异；
进一步的，如附图6所示，所述蒸发管模块402包括第一端601，作为制冷剂的入口；所述蒸发管模块还包括第二端602，作为制冷剂的出口；
可选地，所述检测单元包括多种传感器装置，至少包括温度传感器、风速计、风压计、压力传感器；其中，包括在所述仿真风道中的多个管道中配置温度传感器、风速计、风压计以及压力传感器，用于检测仿真风道管道内部的温度、风压、风量以及气压；并且在所述测试段200内部配置温度传感器，用于检测所述测试段200内部温度；
其中，在一些实现方式中，多个所述测试段200可以连接到同一套所述温控装置中；所述温控装置包括的所述压缩机制冷系统由于存在额定功率的上限，因此若存在较长的所述仿真风路，并使用了多个所述测试段，则可选地采用两套或以上的所述压缩机制冷系统同时工作；
进一步的，所述压缩机制冷系统包括第一压缩机以及第二压缩机，第一压缩机作为首要的压缩系统，主要用于处理-5℃以及以上的温度控制工作；而涉及到-5℃至-25℃的温度控制时，由于制冷剂的流量以及所需压力较大，因此加入第二压缩机与第一压缩机协同工作，提高制冷效率，实现所述测试段200内温度的可控并最多下降到-25℃，用于模拟飞机在高空中机舱外部的温度，亦即空调风路在高空中的外部温度。
实施例三：
本实施例应当理解为至少包含前述任意一个实施例的全部特征，并在其基础上进一步改进；
所述测试段200内，还包括所述振动装置；如附图7，为所述温控装置的原理示意图；其中，所述振动装置包括水平振子和竖直振子；所述水平振子与所述测试段200内的管道件的水平侧面接触，用于对管道件产生水平方向的振动；所述竖直振子设置于管道件的下方并与管道件接触，用于产生垂直方向的振动；
优选地，所述水平振子和竖直振子包括壳体和振子部分；
所述壳体包括外壳体708和内壳体701；内壳体701为上部和下部均为敞口结构的框体；内壳体701设置在外壳体708的内壁上；线圈703固定在外壳体708的底壁，线圈703缠绕在线圈轴702上；弹片706的端部与内壳体701的内壁相接。外壳体708与内壳体701合理设置，避免产生多余共震以及空隙；外壳体708与内壳体701的外形优选地为圆形；
可选地，附图8为弹片706的俯视图，弹片706包括第一弹片和第二弹片，第一弹片和第二弹片呈星形相接结构，使弹片与外壳体充分接触并提供足够的振动能量到管道件；
进一步的，振子部分包括线圈703、磁铁705、中心轴704、弹片706以及驱动电路；线圈703固定在装载壳内，线圈703与驱动电路连通，并且由驱动电路提供电压；磁铁705设置在线圈703的轴心内，所述磁铁705固定在所述中心轴704下端，所述连接轴704的靠近顶端的部位设置有金属固定片707，所述中心轴704顶端穿过所述弹片706且所述金属固定片707抵在所述弹片706底部；本实施例中，磁铁705作为振动部分，线圈703作为固定部分固定在装载壳上；通过将磁铁705作为振动部分一方面增强振动的功能，另一方面中低频特征好，对低频信号衰减低，即使在低温温度或者驱动功率较低的情况下，其振动表现的衰减较轻微。
在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述或记载的部分，可以参见其它实施例的相关描述。
虽然上面已经参考各种实施例描述了本发明，但是应当理解，在不脱离本发明的范围的情况下，可以进行许多改变和修改。也就是说上面讨论的方法，系统和设备是示例。各种配置可以适当地省略，替换或添加各种过程或组件。例如，在替代配置中，可以以与所描述的顺序不同的顺序执行方法，和/或可以添加，省略和/或组合各种部件。而且，关于某些配置描述的特征可以以各种其他配置组合，如可以以类似的方式组合配置的不同方面和元素。此外，随着技术发展其中的元素可以更新，即许多元素是示例，并不限制本公开或权利要求的范围。
在说明书中给出了具体细节以提供对包括实现的示例性配置的透彻理解。然而，可以在没有这些具体细节的情况下实践配置例如，已经示出了众所周知的电路，过程，算法，结构和技术而没有不必要的细节，以避免模糊配置。该描述仅提供示例配置，并且不限制权利要求的范围，适用性或配置。相反，前面对配置的描述将为本领域技术人员提供用于实现所描述的技术的使能描述。在不脱离本公开的精神或范围的情况下，可以对元件的功能和布置进行各种改变。
综上，其旨在上述详细描述被认为是例示性的而非限制性的，并且应当理解，以上这些实施例应理解为仅用于说明本发明而不用于限制本发明的保护范围。在阅读了本发明的记载的内容之后，技术人员可以对本发明作各种改动或修改，这些等效变化和修饰同样落入本发明权利要求所限定的范围。
Claims (9)
1.一种飞机用的空调风道高低温载流疲劳测试系统，其特征在于，所述测试系统包括：
仿真风路，通过模拟飞机的真实空调风路，作为所述测试系统的试验用风路；
模拟单元，用于模拟飞机空调系统在飞行中的各种环境工况；
检测单元，包括多个传感器装置，用于检测所述仿真风路各环节的工况数据以及环境数据；
控制单元，用于控制所述仿真风路模拟飞机空调风路的工作工况，并且控制所述模拟单元模拟空调风路的外部环境工况，并且用于记录并存储所述检测单元的检测数据；
其中，所述仿真风路包括与真实空调风路管道相同材质的多段的管道件，以及相应的多个管道接头；所述管道件及对应的管道接头的管径、长度依照真实空调风路管道的设计尺寸等比例缩小；所述仿真风路包括采用与真实空调风路相同的管路分配形式，对真实管路的分配工况进行模拟；所述仿真风路还包括多个出风口，用于对真实风路的排气进行模拟；
并且，所述模拟单元包括多个测试段；所述测试段包括温控装置，用于控制所述测试段的内部温度；所述测试段还包括振动装置，用于驱动内部包裹的所述管道件进行振动；每段所述测试段包裹一段所述管道件的部分或全部；通过控制多个测试段的内部温度以及振动情况，模拟所述仿真风路外部环境的温度和振动工况。
2.根据权利要求1所述一种飞机用的空调风道高低温载流疲劳测试系统，其特征在于，所述仿真风路还包括多个模拟设备：
可控热风机，用于产生温度可控的热空气；
热交换器，用于对空气进行降温；
增压机，用于对空气进行增压；
空气混合器，用于对冷、热空气进行混合。
3.根据权利要求2所述一种飞机用的空调风道高低温载流疲劳测试系统，其特征在于，所述测试系统还包括一个目标空间，用于模拟飞机机舱的使用空间环境；所述目标空间为封闭空间，并且所述出风口的排气全部排放于所述目标空间内。
4.根据权利要求3所述一种飞机用的空调风道高低温载流疲劳测试系统，其特征在于，所述测试段的外形为立方体。
5.根据权利要求4所述一种飞机用的空调风道高低温载流疲劳测试系统，其特征在于，所述温控装置包括一套压缩机制冷系统；所述压缩机制冷系统包括压缩机、蒸发管模块、节流件以及冷凝器；所述压缩机制冷系统包括至少一条循环管路，连接所述压缩机、所述蒸发器、所述节流件以及所述冷凝器；所述循环管路内包括致冷剂；所述压缩机制冷系统通过驱动所述致冷剂在所述循环管路中流动，从所述蒸发管模块吸收热量，从而降低所述测试段内部的温度。
6.根据权利要求5所述一种飞机用的空调风道高低温载流疲劳测试系统，其特征在于，所述蒸发管模块布置于所述测试段的内壁；所述蒸发管模块用于从所述测试段的内部空间吸收热量，使所述测试段内部温度达到最低-25℃。
7.根据权利要求6所述一种飞机用的空调风道高低温载流疲劳测试系统，其特征在于，所述压缩机制冷系统包括第一压缩机以及第二压缩机；所述第一压缩机放置于比所述测试段的水平高度更高的位置；所述第二压缩机放置于比所述测试段的水平高度更低的位置；所述第一压缩机的输出端连接所述蒸发管模块的第一端；所述第二压缩机的输入端连接所述蒸发管模块的第二端。
8.根据权利要求7所述一种飞机用的空调风道高低温载流疲劳测试系统，其特征在于，所述控制单元用于执行所述仿真风路工作的仿真方法的步骤；所述控制单元还用于执行控制所述模拟单元的测试方法的步骤，用于控制所述模拟单元模拟空调风路外部的环境工况。
9.根据权利要求8所述一种飞机用的空调风道高低温载流疲劳测试系统，其特征在于，所述测试方法包括以下步骤：
S1：根据所需要测试的风道设计，安装连接各部件；其中，所述可控热风机用于产生热空气，使所述目标空间的内部温度升高；
S2：启动所述仿真风路的工作，模拟飞机空调系统的工作过程，对所述目标空间进行降温；
S3：等待所述仿真风路工作稳定后，启动所述模拟单元的工作，在多个所述测试段产生不同的管外温度和管外振动；
S4：反复使所述目标空间的内部温度升高到第一温度，使所述仿真风路持续对所述目标空间进行降温；所述检测单元分析在多次升温-降温周期后，所述仿真风路中各个传感器装置的检测数据的过程检测量；
通过观察并分析在多次升温-降温周期中各个传感器装置在过程中的差异值，从中分析所述仿真风路中是否存在降温效率变慢、管道漏压、管道压力离散值大、管道异常振动的情况，从而确定所述仿真风路在多次升温-降温周期中的疲劳出现时间和概率。
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