CN115586013A

CN115586013A - 一种航空发动机核心机耐久性测试系统

Info

Publication number: CN115586013A
Application number: CN202211577755.9A
Authority: CN
Inventors: 刘永泉; 李大为; 谢业平; 王晨; 张博文; 阎巍; 曾强
Original assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Current assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date: 2022-12-09
Filing date: 2022-12-09
Publication date: 2023-01-10
Anticipated expiration: 2042-12-09
Also published as: CN115586013B

Abstract

本申请属于航空发动机核心机耐久性测试技术领域，具体涉及一种航空发动机核心机耐久性测试系统，包括：测试舱，其内具有隔板；隔板将测试舱分割为测试舱前段、测试舱后段，其上具有安装孔；测试舱前段具进气口；测试舱后段具有抽气口、排气口；核心机，安装在安装孔中，其进气段位于测试舱前段，排气端位于测试舱后段；进气加温器；进气调压器；进气降温器；进气储气罐，其内部与进气加温器、进气调压器、进气降温器的出口通过管路连通，以及与进气口通过管路连通；抽气抽气机，其进口与抽气口连通；抽气温控器，在抽气抽气机与抽气口之间的管路上设置。

Description

一种航空发动机核心机耐久性测试系统

技术领域

本申请属于航空发动机核心机耐久性测试技术领域，具体涉及一种航空发动机核心机耐久性测试系统。

背景技术

航空发动机核心机由压气机、燃烧室、涡轮构成，在高转速下，工作于高温、高压条件下，是航空发动机中工作条件最恶劣，对航空发动机性能影响最大的关键部件组合。

对航空发动机核心机进行耐久性试验，测试核心的耐久性，进而得到核心机的使用寿命，对于核心机的设计、改进具有重要意义。

进行核心机的耐久性试验，需要根据飞行任务模拟核心机所处的环境，对此当前缺少可靠的高效手段，为此提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机核心机耐久性测试系统，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机核心机耐久性测试系统，包括：

测试舱，其内具有隔板；隔板将测试舱分割为测试舱前段、测试舱后段，其上具有安装孔；测试舱前段具进气口；测试舱后段具有抽气口、排气口；

核心机，安装在安装孔中，其进气段位于测试舱前段，排气端位于测试舱后段；

进气加温器；

进气调压器；

进气降温器；

进气储气罐，其内部与进气加温器、进气调压器、进气降温器的出口通过管路连通，以及与进气口通过管路连通；

抽气抽气机，其进口与抽气口连通；

抽气温控器，在抽气抽气机与抽气口之间的管路上设置。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机耐久性测试系统中，还包括：

进气除湿器，在进气储气罐与进气口间的管路上设置。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机耐久性测试系统中，进气消音塔，其出口与进气调压器的进口连通。

排气扩压器，在排气口中设置。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机耐久性测试系统中，排气扩压器包括收敛段亚音速扩压器、直段超音速扩压器。

排气冷却装置，其进口与排气扩压器出口对接，其内集成有多个沿周向分布的冷却水喷嘴；

排气冷却水箱，与各个冷却水喷嘴通过管路连通。

排气抽气机，其进口与排气冷却装置的出口通过管路连通。

排气消音塔，其进口与排气抽气机的出口通过管路连通。

排气直排管路，其进口连通至排气扩压器的内部。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机耐久性测试系统中，测试舱上具有供气口；

航空发动机核心机耐久性测试系统，还包括：

供气压气机，其出口通过管路穿过供气口接入核心机的空气系统，为核心机提供冷却、封严、引射用气。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机耐久性测试系统中，在各个设备及其管路上设置多个测点，配置相应的温度传感器、压力传感器、流量传感器；

在各个管路设置多个电磁阀；

航空发动机核心机耐久性测试系统，还包括：

控制器，与各个温度传感器、压力传感器、流量传感器、电磁阀连接，以能够监测各处的温度、压力、流量，并根据设置逻辑通过对电磁阀开度的控制，构成对温度、压力、流量的负反馈调节。

本申请至少具有以下有益技术效果：

提供一种航空发动机核心机耐久性测试系统，以其对核心机进行耐久性试验时，进气加温器、进气调压器、进气降温器提供的热空气、增/负压空气、冷空气，可在进气储气罐进行混合，在达到期望的温度、压力后，可以设定流量通过管路供给到测试舱前段中，以此能够模拟核心机进口所处的环境条件，以及可通过抽气抽气机抽取测试舱后段内的气体，对测试舱后段内的压力进行控制，以此模拟核心机出口所处的环境条件，核心机排出的尾气可通过排气口排出，保证航空发动机核心机耐久性测试的顺利完成。

附图说明

图1是本申请实施例提供的对于上述实施例公开的航空发动机核心机耐久性测试系统的示意图；

其中：

1-测试舱；2-核心机；3-进气加温器；4-进气调压器；5-进气降温器；6-进气储气罐；7-抽气抽气机；8-抽气温控器；9-进气除湿器；10-进气消音塔；11-排气扩压器；12-排气冷却装置；13-排气冷却水箱；14-排气抽气机；15-排气消音塔；16-排气直排管路；17-供气压气机；18-控制器。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。

一种航空发动机核心机耐久性测试系统，如图1所示，包括：

测试舱1，其内具有隔板；隔板将测试舱1分割为测试舱前段、测试舱后段，其上具有安装孔；测试舱前段具进气口；测试舱后段具有抽气口、排气口；

核心机2，安装在安装孔中，其进气段位于测试舱前段，排气端位于测试舱后段，以便分别对核心机2进口、出口所处的环境条件分别进行调控；

进气加温器3；

进气调压器4；

进气降温器5；

进气储气罐6，其内部与进气加温器3、进气调压器4、进气降温器5的出口通过管路连通，以及与进气口通过管路连通；

抽气抽气机7，其进口与抽气口连通；

抽气温控器8，在抽气抽气机7与抽气口之间的管路上设置，以控制流向抽气抽气机7气流温度，避免抽气抽气机7受高温发生损伤。

应用上述实施例公开的航空发动机核心机耐久性测试系统，对核心机进行耐久性试验时，进气加温器3、进气调压器4、进气降温器5提供的热空气、增/负压空气、冷空气，可在进气储气罐6进行混合，在达到期望的温度、压力后，可以设定流量通过管路供给到测试舱前段中，以此能够模拟核心机2进口所处的环境条件，以及可通过抽气抽气机7抽取测试舱后段内的气体，对测试舱后段内的压力进行控制，以此模拟核心机2出口所处的环境条件，核心机1排出的尾气可通过排气口排出，保证航空发动机核心机耐久性测试的顺利完成。

对于上述实施例公开的航空发动机核心机耐久性测试系统，领域内技术人员可以理解的是，在对

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机核心机耐久性测试系统中，还包括：

进气除湿器9，在进气储气罐6与进气口间的管路上设置，以脱除供给测试舱前段空气中的水分，避免低温条件下，核心机进气道中发生结冰。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机核心机耐久性测试系统中，进气消音塔10，其出口与进气调压器4的进口连通。

排气扩压器11，在排气口中设置，利用其内激波系，提高核心机2排出高温气流的压力，以及将核心机2排出高温气流的流速降为亚音速进行排出。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机核心机耐久性测试系统中，排气扩压器11包括收敛段亚音速扩压器、直段超音速扩压器。

排气冷却装置12，其进口与排气扩压器11出口对接，其内集成有多个沿周向分布的冷却水喷嘴；

排气冷却水箱13，与各个冷却水喷嘴通过管路连通，向各个冷却水喷嘴供给冷却水，经各个冷却水喷嘴以垂直或逆向的方式喷入到排气冷却装置12流道内，与流经排气冷却装置12流道的高温气流发生掺混，以有效降低气流的温度，使气流能够以较低的温度排出，避免发生危险。

排气抽气机14，其进口与排气冷却装置12的出口通过管路连通，以能够主动为气流的排出提供动力。

排气消音塔15，其进口与排气抽气机14的出口通过管路连通。

排气直排管路16，其进口连通至排气扩压器11的内部，在核心机2排出的高温气流动能不大时，可以其直接排入到大气中。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机核心机耐久性测试系统中，测试舱1上具有供气口；

航空发动机核心机耐久性测试系统，还包括：

供气压气机17，其出口通过管路穿过供气口接入核心机2的空气系统，为核心机2提供冷却、封严、引射用气。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机核心机耐久性测试系统中，在各个设备及其管路上设置多个测点，配置相应的温度传感器、压力传感器、流量传感器；

在各个管路设置多个电磁阀；

航空发动机核心机耐久性测试系统，还包括：

控制器18，与各个温度传感器、压力传感器、流量传感器、电磁阀连接，以能够监测各处的温度、压力、流量，并根据设置逻辑通过对电磁阀开度的控制，构成对温度、压力、流量的负反馈调节，具体可参见图1。

对于上述实施例提供的航空发动机核心机耐久性测试系统，领域内技术人员可以理解的是，除了可应用于对航空发动机核心机耐久性测试环境的模拟，也可应用与对航空发动机核心机功能、性能的试验的环境模拟。

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。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims

1.一种航空发动机核心机耐久性测试系统，其特征在于，包括：

测试舱（1），其内具有隔板；所述隔板将所述测试舱（1）分割为测试舱前段、测试舱后段，其上具有安装孔；所述测试舱前段具进气口；所述测试舱后段具有抽气口、排气口；

核心机（2），安装在所述安装孔中，其进气段位于所述测试舱前段，排气端位于所述测试舱后段；

进气加温器（3）；

进气调压器（4）；

进气降温器（5）；

进气储气罐（6），其内部与所述进气加温器（3）、进气调压器（4）、进气降温器（5）的出口通过管路连通，以及与所述进气口通过管路连通；

抽气抽气机（7），其进口与所述抽气口连通；

抽气温控器（8），在所述抽气抽气机（7）与所述抽气口之间的管路上设置。

2.根据权利要求1所述的航空发动机核心机耐久性测试系统，其特征在于，

还包括：

进气除湿器（9），在所述进气储气罐（6）与所述进气口间的管路上设置。

3.根据权利要求1所述的航空发动机核心机耐久性测试系统，其特征在于，

还包括：

进气消音塔（10），其出口与所述进气调压器（4）的进口连通。

4.根据权利要求1所述的航空发动机核心机耐久性测试系统，其特征在于，

还包括：

排气扩压器（11），在所述排气口中设置。

5.根据权利要求4所述的航空发动机核心机耐久性测试系统，其特征在于，

所述排气扩压器（11）包括收敛段亚音速扩压器、直段超音速扩压器。

6.根据权利要求4所述的航空发动机核心机耐久性测试系统，其特征在于，

还包括：

排气冷却装置（12），其进口与所述排气扩压器（11）出口对接，其内集成有多个沿周向分布的冷却水喷嘴；

排气冷却水箱（13），与各个所述冷却水喷嘴通过管路连通。

7.根据权利要求6所述的航空发动机核心机耐久性测试系统，其特征在于，

还包括：

排气抽气机（14），其进口与所述排气冷却装置（12）的出口通过管路连通。

8.根据权利要求7所述的所述的航空发动机核心机耐久性测试系统，其特征在于，

还包括：

排气消音塔（15），其进口与所述排气抽气机（14）的出口通过管路连通。

9.根据权利要求4所述的航空发动机核心机耐久性测试系统，其特征在于，

还包括：

排气直排管路（16），其进口连通至所述排气扩压器（11）的内部。

10.根据权利要求1所述的航空发动机核心机耐久性测试系统，其特征在于，

所述测试舱（1）上具有供气口；

所述航空发动机核心机耐久性测试系统，还包括：

供气压气机（17），其出口通过管路穿过所述供气口接入所述核心机（2）的空气系统，为所述核心机（2）提供冷却、封严、引射用气。