CN114755018A - 涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置及试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置及试验方法，其中涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置，包括：用于从大气进气、过滤及增压，并为发动机高空模拟供气的供气单元；经气路连接供气单元的出气端，用于将供气单元提供的气体调节至目标温度与压力的调温与调压单元；经气路连接调温与调压单元的出气端，用于将调温调压后的气体进行均匀性调整的整流进气单元；进口与整流进气单元活动连接的发动机；连接发动机尾喷管的排气环境控制单元；活动连接排气环境控制单元出口的排气连接单元以及连接排气连接单元出口的冷却与抽气单元。本发明涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置具有结构设计合理、便于安装、密封性好、测试结果准确度高等特点。

Description

涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置及试验方法

技术领域

本发明属于航空发动机性能测试装置领域，尤其涉及一种涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置及试验方法。

背景技术

航空发动机是飞行器的动力来源，是决定飞行性能的主要因素。发动机在飞行过程中进出口环境条件的变化(主要是温度压力的变化)，对发动机的性能有直接影响，因此发动机需要进行高空飞行环境条件下的性能试验，以充分验证发动机的性能、功能和适用性等指标。目前，国内外航空发动机验证高空环境下性能的主要方法包括飞行试验、地面高空模拟试验台等。其中，由于地面高空模拟试验台具有风险小、成本低、试验功能齐全等优点，现已成为航空发动机高空性能试验验证的首选方案。

目前，国内外进行航空发动机高空模拟试验的试验台(以下简称“高空台”)，通常采用直连式高空试验台，也就是发动机以及试验台架整体放置到高空舱内，进口与尾喷口利用隔板进行分隔，分为前舱和后舱。因为发动机是内流机械，所以只需要模拟进出口的环境参数。前舱主要模拟真实飞行条件下的进口气流总温和总压，后舱主要模拟真实飞行条件下的静压，试验参数通过直接测量后传输至舱外。试验环境通过调节不同温度、压力和流量的一次供气和二股流进行掺混调节。尽管这种试验台能实现发动机高空模拟试验，但仍存在以下缺陷：

(1)将发动机和台架整体放置在试验舱内，二者共同承受相应温度和压力的考核，部分试验环境超出测试设备可承受范围，进而影响测试结果的准确性，同时，进行地面性能试验时，进排气装置对发动机影响较大，与无任何阻力的地面试车台相比，测量数据偏差较大；(2)试验时受发动机排气的影响，发动机所在的后舱温度变化剧烈，通常通过二股流进行温度控制，但是依然要模拟真实环境下发动机的排气静压，调控过程较为复杂；(3)试验舱对密封性要求较高，而数量众多的测量、供水、供油、供电管线需要穿舱，发动机安装的进出通道也需要较大的门，这些孔洞的是气体泄露的重点部位，影响测量结果的准确性。

因此，如何开发出一种便于安装、整体密封性好且测试结果准确性高的航空发动机高空模拟试验装置是解决上述问题的关键所在。

发明内容

针对相关技术中存在的不足之处，本发明提供了一种涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置及试验方法，其中，该试验装置具有结构设计合理、便于安装、密封性好、测试结果准确度高等特点，同时该装置中的附属设备无需承受同样的低温低压环境，解决现有高空台安装过程复杂、密封性差、测试结果不准确等的技术问题。

本发明提供一种涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置，包括：

供气单元，用于从大气进气并进行过滤、增压，为发动机高空模拟供气，

调温与调压单元，经气路连接供气单元的出气端，用于将供气单元提供的气体调节至目标温度与压力，

整流进气单元，经气路连接调温与调压单元的出气端，用于将调温调压后的气体进行均匀性调整，

发动机，其进口与整流进气单元活动连接，其底部安装有用于固定的发动机台架，

排气环境控制单元，连接发动机尾喷管，用于控制发动机尾喷管的温度与压力，

排气连接单元，活动连接排气环境控制单元出口，及

冷却与抽气单元，连接排气连接单元出口。

在其中一些实施例中，排气环境控制单元利用支架固定于地面上，其包括抽气密封装置、次流静压调节装置和喷水降温装置；

其中，抽气密封装置设置于距离发动机尾喷管外壁3-5mm位置处，并采用篦齿密封，篦齿间的空隙中设置有通气孔。

在其中一些实施例中，抽气密封装置进一步包括：

抽气容腔，设置于篦齿上方，及

抽气接口，开设于抽气容腔顶部，并连接真空泵，对空隙进行抽气负压维持，防止大气中的空气进入。

在其中一些实施例中，次流静压调节装置进一步包括：

二次流总管，设置于抽气容腔左侧的发动机尾喷管外壁上，包含头部和沿发动机轴向设置的尾部，尾部穿过抽气容腔，及

二次流分支喷口，沿圆周方向设置于二次流总管的尾部，其数目为8-16个；

喷水降温装置进一步包括：

喷水环，其为圆形水环，设置于次流静压调节装置右侧，并固定在支架上，连通供水管，及

雾化喷嘴，沿圆周方向均匀开设于喷水环上，其数目为10-20个。

在其中一些实施例中，供气单元为单台或多台串并联式空气压缩机，空气压缩机选自活塞式、螺杆式、离心式或轴流式中的任一种或几种。

在其中一些实施例中，调温与调压单元进一步包括：

调温部件，采用掺混式调温方式，由冷却装置和加热器组成，并联供气单元的出气端，用于将气体调节至目标温度，及

调压部件，连接调温部件的出气端，用于将气体调节至目标压力；

其中，冷却装置选自水冷换热器、透平膨胀机、气波冷却机、压缩制冷机中的任一种，加热器采用电加热或燃烧加热的方式。

在其中一些实施例中，整流进气单元为漏斗式结构，包括大喇叭口、小喇叭口以及设置于大喇叭口内部的蜂窝器或烧结丝网。

在其中一些实施例中，大喇叭口连接调压部件的出气端，小喇叭口经一嵌套于其内部的流量管与发动机进口连接；小喇叭口与流量管嵌套部位采用机械结构密封，机械结构密封为迷宫密封或篦齿密封。

在其中一些实施例中，支架外壁与排气连接单元内壁采用滚轮滑动连接，可实现轴向调节；

所述冷却与抽气单元进一步包括：

冷却装置，包含一级冷却部和二级冷却部，用于进一步冷却气体，及

抽气装置，连接冷却装置的出气端，用于将冷却后的气体排放至大气；

抽气装置为单台或多台串并联式抽气机组，抽气机组选自轴流式压缩机、离心式压缩机、高压气抽气装置或蒸汽引射式抽气装置中的任一种或几种。

本发明还提供了一种涡喷涡扇发动机高空性能的模拟试验方法，该方法利用上述任一实施例中所述的涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置进行，包括以下步骤：

发动机的进口与尾喷管不连接整流进气单元和排气环境控制单元情况下进行地面性能试验，发动机的进口从大气自然进气，排气直接通过排气管道排放至大气，测量发动机性能参数并标定发动机尾喷管在最高温度下的径向和轴向长度变化情况，其中，所述测量发动机性能参数包括发动机转速、推力、进气和排气压力、进气和排气温度、发动机振动；

根据发动机进口和尾喷管尺寸以及地面性能试验过程中的尺寸变化情况，设计整流进气单元和排气环境控制单元；

发动机安装与连接测试完毕后，在发动机的进口安装整流进气单元，尾喷管安装排气环境控制单元，并在所述整流进气单元的进气端依次连接调温与调压单元和供气单元，在排气环境控制单元的出气端依次连接排气连接单元和冷却与抽气单元；

调节发动机进口温度与压力，建立发动机尾喷管喷口的压力，启动发动机，并通过发动机ECU控制程序进行发动机转速调节，使发动机处于稳定运行状态；

根据试验要求，调节发动机进口温度压力和排气压力满足试验预定模拟飞行高度环境，待温度和压力稳定后，通过发动机ECU控制，升高或降低发动机转速，同时保持发动机进排气温度压力环境不变，测试发动机推力、排气温度、压力性能参数，并利用排气环境控制单元进行排气环境精确调节；

试验结束后，停止发动机运转，并切断供气和抽气，以进行后续试验。

与现有技术相比，本发明的优点和有益效果在于：

1、本发明提出的涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置，该试验装置与其他常规涡喷涡扇发动机高空试验台不同，其并非将发动机以及试验台架整体放置到高空试验舱内，而是放置在正常室内环境中，仅在发动机的进口和尾喷管喷口与试验装置连接，同样能够达到模拟高空环境的目的，此种方式更便于安装与条件，而且附属设备无需承受同样的低温低压环境，能够进一步提高测量结果的准确性；

2、本发明提出的涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置及试验方法，该试验装置摒弃了传统的高空试验舱，提供了一种没有高空试验舱后的发动机高空性能模拟试验装置及试验方法；

3、本发明提出的涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置，其中，发动机进口和尾喷管喷口与试验装置不发生直接接触，而是通过篦齿等结构进行密封，防止漏气，同时在篦齿间，沿周向均匀布置抽气口，抽气口后设置抽气容腔，大气向排气端泄露的空气利用真空泵通过抽气容腔抽走，减少漏气对发动机排气压力的影响，进而达到提升测量结果准确度的目的；

4、本发明提出的涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置，其中，排气环境控制单元与排气连接单元采用活动连接，可以沿轴向进行移动，便于适应发动机长度调整，可适用不同类型航空发动机的高空性能测试。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置一个实施例的整体结构示意图；

图2为本发明涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置一个实施例的布局结构示意图；

图3为本发明涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置一个实施例的排气环境控制单元的局部结构示意图；

图4为本发明涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置一个实施例的抽气密封装置、次流静压调节装置的结构示意图；

图5为本发明涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置一个实施例的供气单元连接框图；

图6为本发明涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置一个实施例的调温部件的连接框图；

图7为本发明涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置一个实施例的抽气装置的连接框图。

以上各图中：

1、供气单元；2、调温与调压单元；3、整流进气单元；4、发动机；5、发动机台架；6、排气环境控制单元；7、排气连接单元；8、冷却与抽气单元；9、支架；10、进口；11、尾喷管；12、篦齿；13、滚轮；14、供水管；

21、调温部件；22、调压部件；

31、大喇叭口；32、小喇叭口；33、流量管；

61、抽气容腔；62、抽气接口；63、二次流总管；64、二次流分支喷口；65、喷水环；66、雾化喷嘴；67、静压测量孔；

81、一级冷却部；82、二级冷却部；83、抽气装置。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而非全部的实施例。基于本发明的实施例，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。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”、“第三”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如附图1-4所示，在本发明涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置的一个示意性实施例中，该涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置包括：

供气单元1，用于从大气进气并进行过滤、增压，为发动机高空模拟供气，

调温与调压单元2，经气路连接供气单元1的出气端，用于将供气单元1提供的气体调节至目标温度与压力，

整流进气单元3，经气路连接调温与调压单元2的出气端，用于将调温调压后的气体进行均匀性调整，

发动机4，其进口与整流进气单元3活动连接(此种连接方式使得发动机4可沿轴线方向移动，用于测量推力)，其底部安装有用于固定的发动机台架5，并利用弹簧片测量发动机推力，

排气环境控制单元6，连接发动机尾喷管11，用于控制发动机尾喷管11的温度与压力，

排气连接单元7，活动连接排气环境控制单元6出口，及

冷却与抽气单元8，连接排气连接单元7出口。

上述示意性实施例提供了一种涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置，该试验装置与其他常规涡喷涡扇发动机高空试验台不同，其并非将发动机以及试验台架整体放置到高空试验舱内，而是放置在正常室内环境中，仅在发动机的进口和尾喷管喷口与试验装置连接，同样能够达到模拟高空环境的目的，此种方式更便于安装与条件，而且附属设备无需承受同样的低温低压环境，能够进一步提高测量结果的准确性。

在一些实施例中，排气环境控制单元6利用支架9固定于地面上，其包括抽气密封装置、次流静压调节装置和喷水降温装置；

其中，抽气密封装置设置于距离发动机尾喷管11外壁3-5mm位置处，并采用篦齿12密封，12篦齿间的空隙中设置有通气孔；

抽气密封装置进一步包括：

抽气容腔61，设置于篦齿12上方，及

抽气接口62，开设于抽气容腔61顶部，并连接真空泵，对空隙进行抽气负压维持，防止大气中的空气进入。

在上述实施例中，将抽气密封装置设置于距离发动机尾喷管11外壁3-5mm位置处的原因在于：抽气密封装置首先需要保证在试验过程中不会对发动机尾喷管产生影响，即二者要保持足够的距离，通常距离尾喷管外壁3-5mm，再通过篦齿12进行密封，篦齿12间的空隙中有通气孔，外部具有抽气容腔61，外部设置真空泵与抽气接口62相连，对空隙进行抽气维持负压，防止大气中的空气向排气装置泄露；此外，在与发动机尾喷管11喷口同一横截面上还开设有静压测量孔67，用于测量发动机的实际静压环境。

在一些实施例中，次流静压调节装置进一步包括：

二次流总管63，设置于抽气容腔61左侧的发动机尾喷管11外壁上，包含头部和沿发动机轴向设置的尾部，所述尾部穿过抽气容腔61，及

二次流分支喷口64，沿圆周方向设置于二次流总管63的尾部，其数目为8-16个；

喷水降温装置进一步包括：

喷水环65，其为圆形水环，设置于次流静压调节装置右侧，并固定在所述支架9上，连通供水管，及

雾化喷嘴66，沿圆周方向均匀开设于喷水环65上，其数目为10-20个。

在上述实施例中，由于发动机排气温度很高，需要增设喷水冷却装置，采用喷水环65进行冷却，并沿其圆周方向均匀布置10-20个雾化喷嘴66，喷射方向为沿气流方向。外部供水(即供水管14)压力满足喷嘴雾化即可，通常为0.2-0.6MPa，集中供水管穿过支架外壁与喷水环65连接。

在一些实施例中，供气单元1为单台或多台串并联式空气压缩机，空气压缩机选自活塞式、螺杆式、离心式或轴流式中的任一种或几种。

在上述实施例中，供气单元1的工作过程为：空气压缩机从大气进气经过过滤后，进入压缩机压缩增压，利用管道和阀门调节进入后续调温与调压单元2，可以利用单台或多台串并联的方式进行供气，其连接示意图见图5。

在一些实施例中，调温与调压单元2进一步包括：

调温部件21，采用掺混式调温方式，由冷却装置和加热器组成，并联供气单元1的出气端，用于将气体调节至目标温度，及

调压部件22，连接调温部件21的出气端，用于将气体调节至目标压力；

其中，冷却装置选自水冷换热器、透平膨胀机、气波冷却机、压缩制冷机中的任一种，加热器采用电加热或燃烧加热的方式。

在上述实施例中，调温部件21主要采用掺混式调温方式，根据高空模拟试验需求的温度和空气流量，通过管路和阀门调节，使空气压缩机的排气分别通过制冷系统和加热系统，通过不同流量的加热和制冷，两股气流在混合器内掺混达到目标温度，其连接框图见图6；此外，调压部件22主要是利用管路和调节阀门进行压力调节，多余的气体排放至大气，调压后的空气进入试验器内的发动机进行燃烧。

在一些实施例中，整流进气单元3为漏斗式结构，包括大喇叭口31、小喇叭口32以及设置于大喇叭口31内部的蜂窝器或烧结丝网(图中未示出)。

在一些实施例中，大喇叭口31连接调压部件22的出气端，小喇叭口32经一嵌套于其内部的流量管33与发动机4进口10连接；小喇叭口32与流量管33嵌套部位采用机械结构密封，机械结构密封为迷宫密封或篦齿密封。

在一些实施例中，支架9外壁与排气连接单元7内壁采用滚轮13滑动连接，可实现轴向调节，以适应不同类型的发动机；

冷却与抽气单元8进一步包括：

冷却装置，包含一级冷却部81和二级冷却部82，用于进一步冷却气体，及

抽气装置83，连接冷却装置的出气端，用于将冷却后的气体排放至大气；

抽气装置83为单台或多台串并联式抽气机组，抽气机组选自轴流式压缩机、离心式压缩机、高压气抽气装置或蒸汽引射式抽气装置中的任一种或几种。

在上述实施例中，发动机排气依次经过喷水降温、一级间接换热降温、二级间接换热降温后，降低到抽气装置83允许的温度范围内，再经抽气装置83抽吸增压后排放至大气，最低可实现发动机排气压力范围在2.5-101kPa范围内，对应模拟高度为0-25km。

进一步地，发动机燃烧后的尾气经过冷却后，进入抽气装置83增压后排放至大气。其中，抽气装置83用于维持高空环境的负压条件，抽气机组可以采用并联的方式提高流量，也可以采用串联的方式降低压力，连接示意图见图7。

本发明还提供了一种涡喷涡扇发动机高空性能的模拟试验方法，该方法利用上述任一实施例中所述的涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置进行，包括以下步骤：

S1、发动机的进口与尾喷管不连接整流进气单元和排气环境控制单元情况下进行地面性能试验，发动机的进口从大气自然进气，排气直接通过排气管道排放至大气，测量发动机性能参数并标定发动机尾喷管在最高温度下的径向和轴向长度变化情况，其中，所述测量发动机性能参数包括发动机转速、推力、进气和排气压力、进气和排气温度、发动机振动；

S2、根据发动机进口和尾喷管尺寸以及地面性能试验过程中的尺寸变化情况，设计整流进气单元和排气环境控制单元；

S3、发动机安装与连接测试完毕后，在发动机的进口安装整流进气单元，尾喷管安装排气环境控制单元，并在所述整流进气单元的进气端依次连接调温与调压单元和供气单元，在排气环境控制单元的出气端依次连接排气连接单元和冷却与抽气单元；

S4、调节发动机进口温度与压力，建立发动机尾喷管喷口的压力，启动发动机，并通过发动机ECU控制程序进行发动机转速调节，使发动机处于稳定运行状态；

S5、根据试验要求，调节发动机进口温度压力和排气压力满足试验预定模拟飞行高度环境，待温度和压力稳定后，通过发动机ECU控制，升高或降低发动机转速，同时保持发动机进排气温度压力环境不变，测试发动机推力、排气温度、压力性能参数，并利用排气环境控制单元进行排气环境精确调节；

S6、试验结束后，停止发动机运转，并切断供气和抽气，以进行后续试验。

最后应当说明的是：本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (10)

1.涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置，其特征在于，包括：

供气单元，用于从大气进气并进行过滤、增压，为发动机高空模拟供气，

调温与调压单元，经气路连接所述供气单元的出气端，用于将供气单元提供的气体调节至目标温度与压力，

整流进气单元，经气路连接所述调温与调压单元的出气端，用于将调温调压后的气体进行均匀性调整，

发动机，其进口与所述整流进气单元活动连接，其底部安装有用于固定的发动机台架，

排气环境控制单元，连接所述发动机尾喷管，用于控制发动机尾喷管的温度与压力，

排气连接单元，活动连接所述排气环境控制单元出口，及

冷却与抽气单元，连接所述排气连接单元出口。

2.根据权利要求1所述的涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置，其特征在于，所述排气环境控制单元利用支架固定于地面上，其包括抽气密封装置、次流静压调节装置和喷水降温装置；

其中，所述抽气密封装置设置于距离发动机尾喷管外壁3-5mm位置处，并采用篦齿密封，所述篦齿间的空隙中设置有通气孔。

3.根据权利要求2所述的涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置，其特征在于，所述抽气密封装置进一步包括：

抽气容腔，设置于所述篦齿上方，及

抽气接口，开设于所述抽气容腔顶部，并连接真空泵，对所述空隙进行抽气负压维持，防止大气中的空气进入。

4.根据权利要求3所述的涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置，其特征在于，所述次流静压调节装置进一步包括：

二次流总管，设置于所述抽气容腔左侧的发动机尾喷管外壁上，包含头部和沿发动机轴向设置的尾部，所述尾部穿过抽气容腔，及

二次流分支喷口，沿圆周方向设置于所述二次流总管的尾部，其数目为8-16个；

所述喷水降温装置进一步包括：

喷水环，其为圆形水环，设置于所述次流静压调节装置右侧，并固定在所述支架上，连通供水管，及

雾化喷嘴，沿圆周方向均匀开设于喷水环上，其数目为10-20个。

5.根据权利要求1所述的涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置，其特征在于，所述供气单元为单台或多台串并联式空气压缩机，所述空气压缩机选自活塞式、螺杆式、离心式或轴流式中的任一种或几种。

6.根据权利要求1所述的涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置，其特征在于，所述调温与调压单元进一步包括：

调温部件，采用掺混式调温方式，由冷却装置和加热器组成，并联所述供气单元的出气端，用于将气体调节至目标温度，及

调压部件，连接所述调温部件的出气端，用于将气体调节至目标压力；

其中，所述冷却装置选自水冷换热器、透平膨胀机、气波冷却机、压缩制冷机中的任一种，所述加热器采用电加热或燃烧加热的方式。

7.根据权利要求6所述的涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置，其特征在于，所述整流进气单元为漏斗式结构，包括大喇叭口、小喇叭口以及设置于所述大喇叭口内部的蜂窝器或烧结丝网。

8.根据权利要求7所述的涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置，其特征在于，所述大喇叭口连接调压部件的出气端，小喇叭口经一嵌套于其内部的流量管与发动机进口连接；所述小喇叭口与流量管嵌套部位采用机械结构密封，所述机械结构密封为迷宫密封或篦齿密封。

9.根据权利要求2所述的涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置，其特征在于，所述支架外壁与排气连接单元内壁采用滚轮滑动连接，可实现轴向调节；

所述冷却与抽气单元进一步包括：

冷却装置，包含一级冷却部和二级冷却部，用于进一步冷却气体，及

抽气装置，连接所述冷却装置的出气端，用于将冷却后的气体排放至大气；

所述抽气装置为单台或多台串并联式抽气机组，所述抽气机组选自轴流式压缩机、离心式压缩机、高压气抽气装置或蒸汽引射式抽气装置中的任一种或几种。

10.涡喷涡扇发动机高空性能的模拟试验方法，其特征在于，利用如权利要求1-9中任一项所述的涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置进行，包括以下步骤：

发动机的进口与尾喷管不连接整流进气单元和排气环境控制单元情况下进行地面性能试验，发动机的进口从大气自然进气，排气直接通过排气管道排放至大气，测量发动机性能参数并标定发动机尾喷管在最高温度下的径向和轴向长度变化情况，其中，所述测量发动机性能参数包括发动机转速、推力、进气和排气压力、进气和排气温度、发动机振动；

根据发动机进口和尾喷管尺寸以及地面性能试验过程中的尺寸变化情况，设计整流进气单元和排气环境控制单元；

发动机安装与连接测试完毕后，在发动机的进口安装整流进气单元，尾喷管安装排气环境控制单元，并在所述整流进气单元的进气端依次连接调温与调压单元和供气单元，在排气环境控制单元的出气端依次连接排气连接单元和冷却与抽气单元；

调节发动机进口温度与压力，建立发动机尾喷管喷口的压力，启动发动机，并通过发动机ECU控制程序进行发动机转速调节，使发动机处于稳定运行状态；

根据试验要求，调节发动机进口温度压力和排气压力满足试验预定模拟飞行高度环境，待温度和压力稳定后，通过发动机ECU控制，升高或降低发动机转速，同时保持发动机进排气温度压力环境不变，测试发动机推力、排气温度、压力性能参数，并利用排气环境控制单元进行排气环境精确调节；

试验结束后，停止发动机运转，并切断供气和抽气，以进行后续试验。

Images