CN115756035A - 航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台及控制方法，航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台包括环境舱低温低压模拟系统、进气低温低压模拟系统和排气低温低压模拟系统，环境舱低温低压模拟系统包括环境舱、湿度控制组件和制冷机，环境舱内设有航空发动机，进气低温低压模拟系统与环境舱低温低压模拟系统连通且包括三条进气路，每条进气路上均设有湿度控制组件，排气低温低压模拟系统分别与上述两个模拟系统连通且包括排气羽流管、真空泵组、湿度控制组件和制冷机，真空泵组用于抽取上述三个模拟系统内的气体。本发明实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，不仅具备过渡态功能，且可实现全环境模拟。

Description

航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台及控制方法

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其是涉及一种航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台及控制方法。

背景技术

现有技术中，对于航空发动机的高空性能实验主要有两种方法，一是直接把航发拉到海拔较高的地点做相应实验，但该实验装置的精度不高，且需要耗费大量时间和成本，同时受地域海拔限制无法得到较高(如6000米以上)的高空实验数据；另一种方法是高空环境模拟，在地面再造空中飞行条件，进行航空发动机高空特性实验测量的重大设施平台，统称航空发动机高空模拟实验平台，是航发研制过程中最有效的性能调试和技术攻关实验平台。

其中，航空发动机高空模拟实验平台按进气方式主要可分为直接连接式、自由射流式和推进风洞式三种，直接连接式可对航空发动机进气、排气环境进行模拟，但不能模拟进气的湿度、排气的湿度、排气的低温等，同时也无法对机身环境进行模拟；自由射流式加入了进气道的一体化模拟，但仍无法做到机身全环境模拟；推进风洞式是全环境的模拟，但流量巨大、实验成本很高，一般用于做小型或缩比验证机的实验，且现有航空发动机高空模拟实验平台只有稳态高空模拟功能，不具备过渡态全方位的快速调节功能。

也就是说，现有航空发动机高空模拟实验平台只有稳态高空模拟功能，不具备过渡态全方位的快速调节功能，且无法做到对航空发动机进行全环境模拟，同时现有航空发动机高空模拟实验平台不能对多种类型的航空发动机进行检测，适用范围窄且成本高。

发明内容

本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提出一种航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，所述航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台具备过渡态全方位的快速调节功能，且可对航空发动机进行全环境模拟，解决了现有技术中的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台不具备过渡态全方位的快速调节功能且无法对航空发动机进行全环境模拟的技术问题。

本发明还旨在提出一种航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台的控制方法。

根据本发明实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，包括：环境舱低温低压模拟系统，所述环境舱低温低压模拟系统包括环境舱、可调节所述环境舱湿度的第一湿度控制组件以及可调节所述环境舱温度的第一制冷机，所述环境舱内设有待检测的航空发动机；进气低温低压模拟系统，所述进气低温低压模拟系统与所述环境舱低温低压模拟系统连通且包括朝向所述环境舱低温低压模拟系统输送常温气体的第一进气路、朝向所述环境舱低温低压模拟系统输送高温气体的第二进气路以及朝向所述环境舱低温低压模拟系统输送低温气体的第三进气路，所述第一进气路、所述第二进气路和所述第三进气路上均设有第二湿度控制组件；排气低温低压模拟系统，所述排气低温低压模拟系统分别与所述环境舱低温低压模拟系统、所述进气低温低压模拟系统连通且包括排气羽流管、真空泵组、用于调节所述排气羽流管湿度的第三湿度控制组件以及用于调节所述排气羽流管温度的第二制冷机，所述真空泵组用于抽取所述环境舱低温低压模拟系统、所述进气低温低压模拟系统和所述排气低温低压模拟系统内的气体。

根据本发明实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，通过设置环境舱低温低压模拟系统，并设置可调节环境舱湿度的第一湿度控制组件以及可调节环境舱温度的第一制冷机，以实现模拟机身环境，也就是模拟机身的低温和湿度环境；通过在第一进气路、第二进气路和第三进气路上设置第二湿度控制组件以及设置调节排气羽流管湿度的第三湿度控制组件，可实现模拟进气湿度以及排气湿度；通过设置用于抽取环境舱低温低压模拟系统、进气低温低压模拟系统和排气低温低压模拟系统内气体的真空泵组，可实现模拟进气的低压、排气的低压和机身的低压环境；通过设置输送低温气体的第三进气路以及调节排气羽流管温度的第二制冷机，可实现模拟进气的低温和排气的低温，也就是本申请可实现进气、排气、机身的低温低压和湿度环境模拟，也就是实现全环境模拟，此外，通过设置第一进气路、第二进气路和第三进气路，第一进气路、第二进气路和第三进气路配合可使得本申请的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台具备对其过渡态的全方位快速调节功能。也就是说，本申请的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台不仅具备过渡态功能，还具备对全环境的模拟，从而提升航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台的性能。

根据本发明一些实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，所述环境舱低温低压模拟系统包括连通所述环境舱的环境舱进气管和连通所述航空发动机的发动机进气管，所述进气低温低压模拟系统包括混合器；所述第一进气路、所述第二进气路、所述第三进气路和所述混合器均包括进气端和排气端，所述第一进气路的排气端、所述第二进气路的排气端和所述第三进气路的排气端与所述混合器的进气端连通，所述混合器的出气端与所述环境舱进气管、所述发动机进气管连通。

可选地，所述混合器的出气端与所述真空泵组连通，所述混合器的出气端与所述真空泵组之间设有第一调节阀。

可选地，所述环境舱低温低压模拟系统包括连通所述环境舱的环境舱排气管和连通所述航空发动机的发动机排气管，所述环境舱排气管与所述真空泵组连通，所述发动机排气管与所述排气羽流管连通；其中，所述环境舱排气管与所述真空泵组之间设有第二调节阀。

可选地，所述环境舱低温低压模拟系统还包括调节板和测功元件，所述调节板设在所述环境舱内用于调节所述环境舱的容积，所述测功元件、所述发动机进气管和所述发动机排气管均与所述航空发动机可拆卸连接。

可选地，所述进气低温低压模拟系统包括进气组件，所述第一进气路的进气端、所述第二进气路的进气端和所述第三进气路的进气端相互连通且同时连接所述进气组件。

可选地，所述第一进气路上设有沿气体的流动方向依次排列的第一截止阀、第三调节阀、第一流量计和第一温度压力传感器，所述第一进气路的所述第二湿度控制组件位于所述第三调节阀和第一流量计之间；所述第二进气路上设有沿气体的流动方向依次排列的第二截止阀、加热炉、第四调节阀、第二流量计和第二温度压力传感器，所述第二进气路的所述第二湿度控制组件位于所述加热炉和第四调节阀之间；所述第三进气路上设有沿气体的流动方向依次排列的第三截止阀、干燥器、进气制冷机、第五调节阀、第三流量计和第三温度压力传感器，所述第三进气路的所述第二湿度控制组件位于所述干燥器和进气制冷机之间。

可选地，所述排气低温低压模拟系统包括沿气体的流动方向依次排列的水冷换热器、喷淋除沫器、第六调节阀、第四温度压力传感器、压力补偿阀、第四流量计和排气塔；其中，所述排气羽流管设在所述环境舱低温低压模拟系统与所述水冷换热器之间，所述真空泵组设在所述压力补偿阀与所述第四流量计之间。

根据本发明实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台的控制方法，包括以下步骤：将所述航空发动机设于所述环境舱中；在地面进气条件下启动所述航空发动机，并判断所述航空发动机状况是否正常，若是，执行下一步；若否，进行故障排除；确定模拟高度，根据所述模拟高度调节所述环境舱低温低压模拟系统、所述进气低温低压模拟系统和所述排气低温低压模拟系统；检测所述航空发动机的高空动力性能和排放特性。

根据本发明实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台的控制方法，在确定模拟高度后，通过调节所述环境舱低温低压模拟系统、所述进气低温低压模拟系统和所述排气低温低压模拟系统，可实现稳态条件全环境高空模拟，进而提升航空发动机高空动力性能和排放特性检测的准确性。

根据本发明一些实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台的控制方法，在检测所述航空发动机的高空动力性能和排放特性之前，还包括以下步骤：单独调节所述第一进气路、所述第二进气路或所述第三进气路；或，组合调节所述第一进气路、所述第二进气路和所述第三进气路中的其中两路；调节所述真空泵组的负荷。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1为本发明一些实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台的原理示意图。

图2为本发明一些实施例的环境舱低温低压模拟系统的原理示意图。

图3为本发明一些实施例的环境舱的原理示意图。

图4为本发明一些实施例的进气低温低压模拟系统的原理示意图。

图5为本发明一些实施例的排气低温低压模拟系统的原理示意图。

图6为本发明一些实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台的控制方法的流程图。

图7为本发明另一些实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台的控制方法的流程图。

附图标记：

1000、航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台；

100、环境舱低温低压模拟系统；

110、环境舱；

120、第一湿度控制组件；121、第一湿度控制器；122、第一湿度调节阀；

130、第一制冷机；

141、环境舱进气管；142、环境舱排气管；

151、发动机进气管；152、发动机排气管；

160、调节板；161、第一调节板；162、第二调节板；163、密封环；

170、测功元件；180、第六温度压力传感器；190、换管法兰；

200、进气低温低压模拟系统；

210、第一进气路；

211、第一截止阀；212、第三调节阀；

213、第一流量计；214、第一温度压力传感器；

220、第二进气路；

221、第二截止阀；222、加热炉；223、第四调节阀；

224、第二流量计；225、第二温度压力传感器；

230、第三进气路；

231、第三截止阀；232、干燥器；233、进气制冷机；

234、第五调节阀；235、第三流量计；236、第三温度压力传感器；

240、第二湿度控制组件；241、第二湿度控制器；242、第二湿度调节阀；

250、混合器；

260、进气组件；261、进气塔；262、供气机组；263、过滤器；

300、排气低温低压模拟系统；

310、排气羽流管；

311、第三湿度控制组件；3111、第三湿度控制器；3112、第三湿度调节阀；

312、第二制冷机；

320、真空泵组；330、水冷换热器；340、喷淋除沫器；

350、第六调节阀；360、第四温度压力传感器；370、压力补偿阀；

380、第四流量计；390、排气塔；

410、第一调节阀；420、第二调节阀；

510、第五流量计；520、第六流量计；

600、第五温度压力传感器；700、第七温度压力传感器；800、第七流量计；

2000、航空发动机。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“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。

下面参考说明书附图描述本发明实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000。

如图1所示，根据本发明实施例的一种航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000包括：环境舱低温低压模拟系统100、进气低温低压模拟系统200和排气低温低压模拟系统300。

其中，如图2所示，环境舱低温低压模拟系统100包括环境舱110、第一湿度控制组件120和第一制冷机130，第一湿度控制组件120可调节环境舱110湿度，第一制冷机130可调节环境舱110温度，环境舱110内设有待检测的航空发动机2000(航空发动机2000的具体位置示意可参见图3)。这里可以理解为，第一湿度控制组件120用于调节环境舱110湿度，以实现模拟机身的湿度环境；第一制冷机130用于调节环境舱110温度，以实现模拟机身的低温环境，从而便于准确对环境舱110内的航空发动机2000进行检测，提高检测的准确性。

在一些示例中，如图2所示，第一湿度控制组件120包括第一湿度控制器121和第一湿度调节阀122，第一湿度控制器121可在环境舱110需要一定湿度时产生水蒸气并由第一湿度调节阀122调节水蒸气朝向环境舱110内的输送量，以实现准确调节环境舱110内的湿度，使得环境舱110内形成具有一定湿度的环境。

在一些示例中，如图2所示，第一制冷机130与环境舱110连通，主要用于对环境舱110进行制冷，使环境舱110处于低温环境状态。

也就是说，本申请的环境舱110内既可以保持一定湿度又可以处于低温状态，以实现模拟机身的低温和湿度环境。

在一些示例中，环境舱110内设有安装平台，航空发动机2000安装在安装平台上，以实现将航空发动机2000设在环境舱110内。

如图1所示，进气低温低压模拟系统200与环境舱低温低压模拟系统100连通。以便于通过进气低温低压模拟系统200将气体输送至环境舱低温低压模拟系统100内，从而便于后续对环境舱低温低压模拟系统100内的航空发动机2000进行检测。

结合图1和图4所示，进气低温低压模拟系统200包括第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230，第一进气路210朝向环境舱低温低压模拟系统100输送常温气体，第二进气路220朝向环境舱低温低压模拟系统100输送高温气体，第三进气路230朝向环境舱低温低压模拟系统100输送低温气体，第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230上均设有第二湿度控制组件240。

其中，通过设置用于朝向环境舱低温低压模拟系统100输送低温气体的第三进气路230，可实现模拟进气低温；通过在第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230上设置第二湿度控制组件240，可实现模拟进气湿度。

在一些示例中，如图4所示，第二湿度控制组件240包括第二湿度控制器241和第二湿度调节阀242，第二湿度控制器241可在进气需要一定湿度时产生水蒸气并由第二湿度调节阀242调节水蒸气的输送量，以实现进气湿度的模拟。

如图1和图5所示，排气低温低压模拟系统300分别与环境舱低温低压模拟系统100、进气低温低压模拟系统200连通，排气低温低压模拟系统300包括排气羽流管310、真空泵组320、第三湿度控制组件311和第二制冷机312，第三湿度控制组件311用于调节排气羽流管310湿度，第二制冷机312用于调节排气羽流管310温度。

其中，通过设置第三湿度控制组件311调节排气羽流管310的湿度可实现模拟排气湿度，通过设置第二制冷机312调节排气羽流管310的温度可实现模拟排气低温，从而使得排气羽流管310能够保持低温和一定湿度条件，用于排气物质羽流演化、羽流形态可视化等研究。

在一些示例中，如图5所示，第三湿度控制组件311包括第三湿度控制器3111和第三湿度调节阀3112，第三湿度控制器3111可在排气需要一定湿度时产生水蒸气并由第三湿度调节阀3112调节水蒸气的输送量，以实现排气湿度的模拟。

同时，在一些示例中，如图1和图5所示，第二制冷机312与排气羽流管310连通，主要用于对排气羽流管310进行制冷，从而实现排气低温模拟。

真空泵组320用于抽取环境舱低温低压模拟系统100、进气低温低压模拟系统200和排气低温低压模拟系统300内的气体。其中，当真空泵组320抽取环境舱低温低压模拟系统100内的气体时，可实现环境舱110的低压模拟；当真空泵组320抽取进气低温低压模拟系统200内的气体时，可实现进气的低压模拟；当真空泵组320抽取排气低温低压模拟系统300内的气体时，可实现排气的低压模拟。

需要说明的是，上述所说的真空泵组320抽取排气低温低压模拟系统300内的气体，在一些示例中，可通过真空泵组320抽取排气羽流管310内的气体，实现将排气羽流管310内的气体排出，进而实现排气的低压模拟。

综上所述，本申请既可以模拟机身的低温低压和湿度环境，又可以模拟进气的低温低压和湿度环境，同时还可以模拟排气的低温低压和湿度环境，以此实现全环境模拟。

此外，因进气低温低压模拟系统200设置可输送不同温度的第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230，这样在具体检测过程中，即可组合调节常温、调温、低温三条进气路来调节过渡态航空发动机2000的进气以及环境舱110的温度及湿度的突变，并通过调节真空泵组320的负荷来调节过渡态航空发动机2000进气、排气及环境舱110压力的突变，从而实现过渡态模拟。

因此，由上述结构可知，本发明实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000，不仅具备对航空发动机2000的稳态高空模拟功能，也同时具备对其过渡态的全方位快速调节功能。

此外，本申请的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000，不但可以模拟进气的低温低压和湿度，还可以模拟排气的低温低压和湿度，同时还可对机身环境进行模拟，以实现全环境模拟。

需要说明的是，通过模拟排气的低温，可实现模拟其排放物质的演化及其环境影响以及模拟低温对发动机本身燃烧等温度场的影响等。

还需要说明的是，本申请通过设置环境舱110、第一湿度控制组件120、第一制冷机130和真空泵组320配合即可实现模拟机身的低温低压和湿度环境，相比于现有技术中的推进风洞式高空模拟实验平台而言，可实现低流量，从而降低本申请的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000的使用成本。

可以理解的是，相比于现有技术，本申请的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000可实现全环境模拟以及实现过渡态模拟，且使用成本低，从而降低航空发动机2000的检测成本，并提升检测的准确性。

在具体的示例中，因本申请设有第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230，当需要模拟航空发动机2000从低空到高空的爬升过程时，因此时环境温度和压力均在瞬间不断快速下降，因此，可瞬间调大第三进气路230的进气流量，并瞬间调小第一进气路210和第二进气路220的进气流量，实现航空发动机2000和环境舱110进气温度的瞬态下降，同时瞬间调大真空泵组320的负荷，使真空泵组320的真空吸力在瞬间上升，从而使进气压力、排气压力及环境舱110压力能够实现过渡态要求的快速下降。

相应地，当需要模拟航空发动机2000从高空到低空的降落过程时，因此时环境温度和压力均在瞬间从低压不断快速上升，因此，可瞬间调小第三进气路230的进气流量，并瞬间调大第一进气路210和第二进气路220的进气流量，实现航空发动机2000和环境舱110进气温度的瞬态上升，同时瞬间调小真空泵组320的负荷，使真空泵组320的真空吸力在瞬间下降，从而使进气压力、排气压力及环境舱110压力能够实现过渡态要求的快速上升。

另外，第二湿度控制组件240可通过控制蒸气发生的速率，瞬态调节第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230内的湿度，从而实现过渡态模拟。

由此可知，本申请通过以上发明点，克服了传统单支路、两支路不能实现过渡态温度调节的缺点。

需要强调的是，上述所说的调小第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230的进气流量或调大第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230的进气流量，该进气流量可根据模拟高度上升或下降的速度而定，在此不作具体限制。

同时，因本申请设置了环境舱低温低压模拟系统100、进气低温低压模拟系统200和排气低温低压模拟系统300来实现进行进气低温低压和湿度模拟、排气低温低压和湿度模拟以及机身环境的低温低压和湿度模拟，克服了传统试验平台没有机身环境模拟、且排气只有低压模拟而没有低温和湿度的模拟等缺点。

在本发明的一些实施例中，如图3所示，环境舱低温低压模拟系统100包括环境舱进气管141和发动机进气管151，环境舱进气管141连通环境舱110，发动机进气管151连通航空发动机2000。以实现利用环境舱进气管141朝向环境舱110输送气体以及实现利用发动机进气管151朝向航空发动机2000输送气体。

可选地，如图1所示，进气低温低压模拟系统200包括混合器250，第一进气路210、第二进气路220、第三进气路230和混合器250均包括进气端和排气端，第一进气路210的排气端、第二进气路220的排气端和第三进气路230的排气端与混合器250的进气端连通，混合器250的出气端与环境舱进气管141、发动机进气管151连通。这里可以理解为，第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230均可将其内部的气体输送至混合器250内，随后再通过混合器250将第一进气路210、第二进气路220或第三进气路230内的气体输送至环境舱进气管141和发动机进气管151内，最后再利用环境舱进气管141将气体输送至环境舱110内以及利用发动机进气管151将气体输送至航空发动机2000，以达到朝向环境舱110和航空发动机2000输送低温低压和一定湿度气体的目的。

在一些示例中，混合器250的出气端处设有第一出气管和第二出气管(第一出气管和第二出气管图中未示出)，第一出气管与环境舱进气管141连通，第二出气管与发动机进气管151连通。以实现混合器250的出气端与环境舱进气管141、发动机进气管151的连通。

可选地，第一出气管和第二出气管上均设置出气调节阀(图中未示出)，以便于调节第一出气管的出气流量以及第二出气管的出气流量。

可选地，如图1所示，混合器250的出气端与真空泵组320连通，混合器250的出气端与真空泵组320之间设有第一调节阀410。这里可以理解为，混合器250的出气端不仅与环境舱进气管141、发动机进气管151连通，还与真空泵组320连通，以便于利用真空泵组320抽取进气低温低压模拟系统200内的流量，进而实现进气的低压。

其中，在混合器250的出气端与真空泵组320之间设置第一调节阀410，第一调节阀410用于调节气体流量，进而实现调节进气压力。

综上，可以理解为，本申请的混合器250的进气端同时与第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230相连，以用于接收常温、高温、低温的气体，混合器250的出气端分成两路，一路进入环境舱低温低压模拟系统100，另一路与排气低温低压模拟系统300的真空泵组320相连，由真空泵组320抽取一部分进气，以实现进气的低压。

可选地，如图3所示，环境舱低温低压模拟系统100包括环境舱排气管142和发动机排气管152，环境舱排气管142连通环境舱110和真空泵组320，发动机排气管152连通航空发动机2000和排气羽流管310。这样真空泵组320即可通过环境舱排气管142抽取环境舱110内的气体，以实现环境舱110的低压模拟，同时发动机排气管152与排气羽流管310相连适于将航空发动机2000的气体排出，以实现对航空发动机2000进行检测。

在一些示例中，排气低温低压模拟系统300包括支路一和支路二，支路一上设有排气羽流管310并与发动机排气管152相连，支路二与环境舱排气管142相连，进而实现环境舱排气管142连通真空泵组320以及发动机排气管152连通排气羽流管310。

当然，在一些示例中，如图1所示，支路二还与进气低温低压模拟系统200的混合器250相连，以便于实现混合器250与真空泵组320的连通。

综上可知，本申请的环境舱进气管141和发动机进气管151均来自于进气低温低压模拟系统200的供气，且环境舱进气管141将气体进入环境舱110内，并由环境舱排气管142排出，环境舱排气管142连接排气低温低压模拟系统300的支路二；航空发动机2000的进气从发动机进气管151进来，进入航空发动机2000燃烧，燃烧后从发动机排气管152排出，发动机排气管152与排气低温低压模拟系统300的排气羽流管310连接，以实现将气体排至排气羽流管310。

可选地，如图1所示，环境舱排气管142与真空泵组320之间设有第二调节阀420。第二调节阀420用于流经环境舱排气管142与真空泵组320之间的气体流量，进而实现调节环境舱110内的压力，以实现环境舱110的低压。

可选地，如图3所示，环境舱低温低压模拟系统100还包括调节板160和测功元件170，调节板160设在环境舱110内用于调节环境舱110的容积，测功元件170、发动机进气管151和发动机排气管152均与航空发动机2000可拆卸连接。如此设置，即可实现根据航空发动机2000的类型调节环境舱110的容积以及根据航空发动机2000的类型更换测功元件170、发动机进气管151和发动机排气管152，以使得本申请的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000能够对不同类型的航空发动机2000进行检测，从而提升航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000的适用范围。

也就是说，本申请的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000，在实现低成本全环境模拟的前提下，还具备过渡态功能，同时还可覆盖多种发动机类型。

其中，上述所说的航空发动机2000包括但不限于涡扇发动机、涡喷发动机、涡轴发动机、活塞发动机等。

因此可以理解为，本申请覆盖对涡扇发动机、涡喷发动机、涡轴发动机、活塞发动机等多种类型发动机的模拟。

可选地，如图3所示，调节板160包括第一调节板161和第二调节板162，第一调节板161和第二调节板162相互交错且可移动地设在环境舱110内，以便于利用调节板160调节环境舱110的容积。

在具体的示例中，如图3所示，当第一调节板161向下移动和/或第二调节板162向右移动时，可使环境舱110内的容积变小；当第一调节板161向上移动和/或第二调节板162向左移动时，可使环境舱110内的容积变大，以达到调节环境舱110容积的目的，便于后续利用本申请的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000对不同类型的航空发动机2000进行检测。

可选地，如图3所示，第一调节板161的两端和第二调节板162的两端均通过密封环163止抵在环境舱110内，以避免环境舱110内的气体从第一调节板161的端部或从第二调节板162的端部流出，从而保证环境舱110的密封性。

可选地，测功元件170包括相互独立的测功机和推力测试系统，其中，测功机和推力测试系统均与航空发动机2000可拆卸连接且测功机和推力测试系统分别对应不同类型的航空发动机2000，这样当对不同类型的航空发动机2000进行检测时，即可根据航空发动机2000的类型选择设置测功机或推力测试系统，以便于利用本申请的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000对不同类型的航空发动机2000进行检测。

在具体的示例中，当待检测的航空发动机2000为活塞发动机或涡轴发动机时，可将测功机与航空发动机2000相连以利用测功机测量活塞发动机或涡轴发动机的发动机功率；当待检测的航空发动机2000为涡喷发动机或涡扇发动机时，可将推力测试系统与航空发动机2000相连以利用推力测试系统测量涡喷发动机或涡扇发动机的推力。

可选地，如图3所示，发动机进气管151和发动机排气管152均通过换管法兰190进行固定，因发动机进气管151、发动机排气管152均与航空发动机2000可拆卸连接，这样在检测航空发动机2000时，即可根据航空发动机2000的流量要求更换不同直径尺寸的发动机进气管151和发动机排气管152，以便于利用本申请的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000对不同类型的航空发动机2000进行检测。

综上所述，本申请通过设置发动机进气管151和发动机排气管152的直径可调、机身环境舱110的容积可调以及测功元件170的类型可调以使得航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000能够兼顾对多种航空发动机2000的模拟要求。

在具体的示例中，因涡喷发动机、涡扇发动机和涡轴发动机均为长圆筒形结构，活塞发动机机身较大，通常为正方体结构，因此在对上述不同类型的航空发动机2000进行检测时，即可通过调节板160调节环境舱110的容积，以使得环境舱110的容积能够适应航空发动机2000的结构，同时将环境舱110控制在一定容积内，还可减少机身流量的模拟要求，从而降低航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000的成本。

需要说明的是，在活塞发动机、涡轴发动机、涡喷发动机和涡扇发动机中，活塞发动机、涡轴发动机、涡喷发动机和涡扇发动机所需的发动机进气管151和发动机排气管152直径均不同，具体为：活塞发动机的发动机进气管151、发动机排气管152的直径最大，涡扇发动机的发动机进气管151、发动机排气管152的直径最小，涡轴发动机的发动机进气管151、发动机排气管152的直径大于涡喷发动机的发动机进气管151、发动机排气管152的直径，涡喷发动机的发动机进气管151、发动机排气管152的直径大于涡扇发动机的发动机进气管151、发动机排气管152的直径。

综上可以理解为，本申请克服了传统推进风洞式高空试验平台对于高空全环境的模拟系统没有低流量环境舱，而直接采用高速流动对其机身进行模拟，其流量消耗巨大、实验成本大幅提高的缺点，也克服了传统高空过渡态全环境模拟试验平台大小流量无法兼顾全类型发动机的缺点。

可选地，如图4所示，进气低温低压模拟系统200包括进气组件260，第一进气路210的进气端、第二进气路220的进气端和第三进气路230的进气端相互连通且同时连接进气组件260。以实现利用进气组件260朝向第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230进气，从而便于后续朝向环境舱110、航空发动机2000进气。

在一些示例中，如图4所示，进气组件260包括进气塔261和供气机组262，进气塔261用于朝向第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230输送常温气体，供气机组262用于提供压缩空气，以保证进入第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230内的气体量。

可选地，如图4所示，进气组件260还包括过滤器263，其中，进气塔261的下游和供气机组262的下游均设有过滤器263，过滤器263用于过滤空气中的杂质，以提升气体质量。

其中，这里的下游可以理解为，在气体流动的过程中，气体先流经进气塔261再流经过滤器263、先流经供气机组262再流经过滤器263，以便于利用过滤器263对进气塔261、供气机组262引入的气体进行过滤。

可选地，如图4所示，第一进气路210上设有沿气体的流动方向依次排列的第一截止阀211、第三调节阀212、第一流量计213和第一温度压力传感器214，第一进气路210的第二湿度控制组件240位于第三调节阀212和第一流量计213之间。其中，如图4所示出的箭头方向为气体的流动方向，同时，第一截止阀211用于打开或关闭第一进气路210，以实现控制常温气体是否进入第一进气路210内，第三调节阀212用于控制第一进气路210的开度，以实现控制流经第一进气路210的气体的流量和压力，第一流量计213用于测量第一进气路210内的气体流量，便于后续对第一进气路210内的气体流量进行调节，第一温度压力传感器214用于监测第一进气路210内的气体温度和压力，便于后续对第一进气路210内的气体温度、气体压力进行调节。

其中，对第一进气路210内的气体流量进行调节时，主要是通过控制第三调节阀212来实现的，对第一进气路210内的气体温度进行调节时，主要是通过控制第一进气路210上的第二湿度控制组件240来实现的，对第一进气路210内的气体压力进行调节时，主要是通过控制真空泵组320来实现的。

在具体的示例中，由进气组件260过来的气体先经过第一截止阀211，再经过第三调节阀212，随后再与第一进气路210上的第二湿度控制组件240输送来的水蒸气合流，合流后流经第一流量计213，最后汇入混合器250，混合器250将气体输送至环境舱低温低压模拟系统100内，以实现朝向环境舱低温低压模拟系统100输送常温气体。

可选地，如图4所示，第二进气路220上设有沿气体的流动方向依次排列的第二截止阀221、加热炉222、第四调节阀223、第二流量计224和第二温度压力传感器225，第二进气路220的第二湿度控制组件240位于加热炉222和第四调节阀223之间。第二截止阀221用于打开或关闭第二进气路220，以实现控制常温气体是否进入第二进气路220内，加热炉222用于加热流经第二进气路220内的气体，使得第二进气路220内的气体形成为高温气体，第四调节阀223用于控制第二进气路220的开度，以实现控制流经第二进气路220的气体的流量和压力，第二流量计224用于测量第二进气路220内的气体流量，便于后续对第二进气路220内的气体流量进行调节，第二温度压力传感器225用于监测第二进气路220内的气体温度和压力，便于后续对第二进气路220内的气体温度、气体压力进行调节。

其中，第二进气路220内的气体流量、气体压力和气体温度的具体调节方式可参照第一进气路210内的气体流量、气体压力和气体温度的调节方式，在此不做赘述。

在具体的示例中，由进气组件260过来的气体先经过第二截止阀221，再经过加热炉222，随后再与第二进气路220上的第二湿度控制组件240输送来的水蒸气合流，合流后流经第四调节阀223，然后通过第一流量计213，最后汇入混合器250，混合器250将气体输送至环境舱低温低压模拟系统100内，以实现朝向环境舱低温低压模拟系统100输送高温气体。

可选地，如图4所示，第三进气路230上设有沿气体的流动方向依次排列的第三截止阀231、干燥器232、进气制冷机233、第五调节阀234、第三流量计235和第三温度压力传感器236，第三进气路230的第二湿度控制组件240位于干燥器232和进气制冷机233之间。第三截止阀231用于打开或关闭第三进气路230，以实现控制常温气体是否进入第三进气路230内，干燥器232用于对第三进气路230内的气体进行干燥压缩，进气制冷机233用于给第三进气路230内的气体进行制冷，以使得第三进气路230内的气体形成为低温气体，第五调节阀234用于控制第三进气路230的开度，以实现控制流经第三进气路230的气体的流量和压力，第三流量计235用于测量第三进气路230内的气体流量，便于后续对第三进气路230内的气体流量进行调节，第三温度压力传感器236用于监测第三进气路230内的气体温度和压力，便于后续对第三温度压力传感器236内的气体温度、气体压力进行调节。

其中，第三进气路230内的气体流量、气体压力和气体温度的具体调节方式可参照第一进气路210内的气体流量、气体压力和气体温度的调节方式，在此不做赘述。

在具体的示例中，由进气组件260过来的气体先经过第三截止阀231，再经干燥器232，随后与第三进气路230上的第二湿度控制组件240输送来的水蒸气合流，合流后再依次经进进气制冷机233、第五调节阀234，然后通过第三流量计235、第三温度压力传感器236，最后汇入混合器250，混合器250将气体输送至环境舱低温低压模拟系统100内，以实现朝向环境舱低温低压模拟系统100输送低温气体。

可选地，如图5所示，排气低温低压模拟系统300包括沿气体的流动方向依次排列的水冷换热器330、喷淋除沫器340、第六调节阀350、第四温度压力传感器360、压力补偿阀370、第四流量计380和排气塔390，排气羽流管310设在环境舱低温低压模拟系统100与水冷换热器330之间，真空泵组320设在压力补偿阀370与第四流量计380之间。其中，水冷换热器330用于对排气羽流管310排出的气体进一步降温，以满足真空泵组320的入口温度要求，喷淋除沫器340用于去除流经其的气体中的有机物、颗粒等有害物质，以起到保护真空泵组320的作用，第六调节阀350用于调节排气流路的开度，第四温度压力传感器360用于监测气体进入真空泵组320前的温度和压力，保证气体的温度、压力在允许范围内，压力补偿阀370用于平衡真空泵组320的抽吸状态，第四流量计380用于监测流经其的气体流量，排气塔390用于排出处理后的废气。

在具体的示例中，结合图1和图5所示，当气体从发动机排气管152排出时，先经过排气羽流管310，再依次经过水冷换热器330、喷淋除沫器340、第六调节阀350和第四温度压力传感器360，然后与压力补偿阀370进来的气混合，混合后进入真空泵组320，再经第四流量计380后，通过排气塔390排出，以实现将航空发动机2000产生的废气排出，并实现排气的低压模拟。

可选地，如图1所示，发动机排气管152和排气羽流管310之间设有第五温度压力传感器600，第五温度压力传感器600用于测量环境舱110的出口以及排气低温低压模拟系统300进口的温度和压力，便于后续调节排气的低温和低压。

可选地，如图1所示，混合器250的出气端与真空泵组320之间还设置有第五流量计510，第五流量计510用于监测流经其的气体流量，从而便于控制第一调节阀410的开度。

可选地，如图1所示，第五流量计510设在第一调节阀410的上游。其中，这里的上游可以理解为，在真空泵组320抽取进气低温低压模拟系统200气体的过程中，气体先流经第五流量计510，随后再流经第一调节阀410，以便于根据第五流量计510的监测数据调节第一调节阀410。

在另一些示例中，结合图1和图5所示，当气体从进气低温低压模拟系统200排出后，先经过第五流量计510，再经过第一调节阀410，随后进入真空泵组320，再经第四流量计380后，通过排气塔390排出，以实现进气的低压模拟。

可选地，如图1所示，环境舱排气管142与真空泵组320之间还设置有第六流量计520，第六流量计520用于监测流经其的气体流量，从而便于控制第二调节阀420的开度。

可选地，如图1所示，第六流量计520设在第二调节阀420的上游。其中，这里的上游可以理解为，在真空泵组320抽取环境舱110内的气体的过程中，气体先流经第六流量计520，随后再流经第二调节阀420，以便于根据第六流量计520的监测数据调节第二调节阀420。

在另一些示例中，结合图1和图5所示，当气体从环境舱排气管142排出后，先经过第六流量计520，再经过第二调节阀420，随后进入真空泵组320，再经第四流量计380后，通过排气塔390排出，以实现机身环境的低压模拟。

可选地，如图3所示，环境舱110上设有第六温度压力传感器180，第六温度压力传感器180用于监测环境舱110的温度和压力，以便于后续根据监测结果调节环境舱110的温度和压力，以模拟环境舱110的低温低压。

可选地，如图1所示，混合器250与环境舱进气管141、发动机进气管151之间设有第七流量计800和第七温度压力传感器700。其中，第七流量计800用于监测进入环境舱进气管141、发动机进气管151的气体流量，第七温度压力传感器700用于监测进入环境舱进气管141、发动机进气管151的气体温度和压力，以实现实时检测气体的温度、压力和流量，并与后续调节气体。

在本发明的描述中，限定有“第一”、“第二”、“第三”、“第四”、“第五”、“第六”、“第七”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征，用于区别描述特征，无顺序之分，无轻重之分。

下面参考说明书附图描述本发明实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000的控制方法。

如图6所示，根据本发明实施例的一种航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000的控制方法包括以下步骤：

S1、将航空发动机2000设于环境舱110中；

S2、在地面进气条件下启动航空发动机2000，并判断航空发动机2000状况是否正常，若是，执行下一步；若否，进行故障排除；

S3、确定模拟高度，根据模拟高度调节环境舱低温低压模拟系统100、进气低温低压模拟系统200和排气低温低压模拟系统300；

S4、检测航空发动机2000的高空动力性能和排放特性。

由上述方法可知，本发明实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000的控制方法，通过调节环境舱低温低压模拟系统100、进气低温低压模拟系统200和排气低温低压模拟系统300来对航空发动机2000进行检测，以实现对航空发动机2000进行全环境检测，进而提升航空发动机2000检测的准确性。

在具体的一些示例中，将航空发动机2000设于环境舱110中时，首先连接各路传感器以便于后续检测航空发动机2000的各种性能，随后再根据航空发动机2000的类型连接测功元件170、发动机进气管151以及发动机排气管152，最后再调节环境舱110的容积。

可选地，上述所说的各路传感器包括但不限于二氧化碳传感器、冷却液温度传感器等，其中，二氧化碳传感器安装在发动机排气管152上，用于检测废气中二氧化碳的含量；冷却液温度传感器安装在航空发动机2000的气缸盖的水套上，用于检测发动机冷却液的温度。

可选地，在地面进气条件下启动航空发动机2000并判断航空发动机2000状况是否正常时，具体可待航空发动机2000运转至待测转速和负荷工况后，观测航空发动机2000在地面状态的各项性能指标与参数，包括功率(推力)、耗油率、冷却液温度、滑油压力与温度、排气温度等，确保发动机状况正常。

可选地，当判断航空发动机2000状况不正常且排除故障后，可再次在地面进气条件下启动航空发动机2000，并判断航空发动机2000状况是否正常，直至可实现对航空发动机2000进行检测。

可选地，在根据模拟高度调节环境舱低温低压模拟系统100、进气低温低压模拟系统200和排气低温低压模拟系统300时，可先调节环境舱110内的流量、温度、压力等，使得航空发动机2000机身先模拟至对应高度，并同时同步调整进气低温低压模拟系统200和排气低温低压模拟系统300，实现目标高度的进气低温与低压、排气低温与低压，从而使航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000实现稳态条件全环境高空模拟。

可选地，当检测航空发动机2000的高空动力性能和排放特性时，主要是通过测功元件170和各路传感器等检测航空发动机2000的高空动力性能、排放(如高空尾迹云生成过程、排放物质的演变过程等)等特性。

在一些示例中，如图6所示，航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000的控制方法还包括以下步骤：S5、检测航空发动机2000是否完成当前工况下的所有高度测试，若是，进行下一步；若否，重复步骤S3和S4，以完成航空发动机2000在当前转速和负荷工况下所有目标高度的动力性能、排放的检测。

在另一些示例中，如图6所示，航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000的控制方法还包括以下步骤：S6、改变航空发动机2000的转速和负荷工况，重复步骤S3～S5，以完成航空发动机2000所有工况下所有目标高度的动力性能、排放的检测。

可选地，如图6所示，航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000的控制方法还包括以下步骤：S7、调节环境舱低温低压模拟系统100、进气低温低压模拟系统200和排气低温低压模拟系统300，使航空发动机2000的进气、排气和机身全环境逐渐恢复至地面运行状态，将航空发动机2000停车，实验结束。

在本发明的一些实施例中，如图7所示，在检测航空发动机的高空动力性能和排放特性之前，还包括以下步骤：

S31、单独调节第一进气路210、第二进气路220或第三进气路230；或，组合调节第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230中的其中两路；以及调节真空泵组320的负荷。从而实现进行过渡态模拟。

其中，上述所说的单独调节第一进气路210、第二进气路220或第三进气路230；或，组合调节第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230中的其中两路，可以理解为在调节第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230的过程中，不会同时调节第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230，选择性调节第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230中的一条进气路或调节第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230中的其中两条进气路，主要是为了调节过渡态航空发动机2000进气温度、进气湿度的突变以及环境舱110的温度、湿度的突变。

此外，通过调节真空泵组320的负荷主要为了调节过渡态航空发动机2000进气压力、排气压力及环境舱110压力的突变，从而实现过渡态模拟。

在一些示例中，如图7所示，当进行了过渡态的模拟后，则进行过渡态全过程航空发动机2000的高空动力性能、排放等特性的检测。

下面详细说明本申请的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000的控制方法。

其中，航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000的控制方法包括以下步骤：

S1、将航空发动机2000设于环境舱110中，连接各路传感器并根据航空发动机2000的类型连接测功元件170、发动机进气管151以及发动机排气管152，随后再调节环境舱110的容积，检查所有设备功能，确保相关设备连接完整、功能完好。

S2、在地面进气条件下启动航空发动机2000，待航空发动机2000运转至待测转速和负荷工况后，观测航空发动机2000在地面状态的各项性能指标与参数是否正常，各项性能指标与参数包括功率(推力)、耗油率、冷却液温度、滑油压力与温度、排气温度等；

若正常，执行S3；

若不正常，进行故障排除并执行S2。

S3、确定模拟高度，并根据模拟高度调节环境舱110的流量、温度、压力等参数，使航空发动机2000机身先模拟至对应高度；同步调整环境舱低温低压模拟系统100、进气低温低压模拟系统200和排气低温低压模拟系统300，实现目标高度的进气低温与低压、排气低温与低压，从而使航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000实现稳态条件全环境高空模拟。

S31、单独调节第一进气路210、第二进气路220或第三进气路230；或，组合调节第一进气路210、第二进气路220和第三进气路230中的其中两路；以及调节真空泵组320的负荷。

S4、通过测功元件170和各路传感器等进行过渡态全过程航空发动机2000的高空动力性能、排放(如高空尾迹云生成过程、排放物质的演变过程等)等特性的检测。

S5、检测航空发动机2000是否完成当前过渡态下的所有高度测试；

若是，进行S6；

若否，重复步骤S3～S4，以完成航空发动机2000在当前转速和负荷工况下所有目标高度的动力性能、排放等特性检测。

S6、改变航空发动机2000的转速和负荷工况，重复步骤S2～S5，以完成航空发动机2000所有高度过渡态工况的动力性能、排放等特性检测。

S7、调节环境舱低温低压模拟系统100、进气低温低压模拟系统200和排气低温低压模拟系统300，使航空发动机2000的进气、排气和机身全环境逐渐恢复至地面运行状态，将航空发动机2000停车，实验结束。

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”、“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；可以是机械连接，也可以是电连接。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。

根据本发明实施例的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台1000及控制方法的其他构成例如湿度控制器、湿度调节阀、制冷机、截止阀、流量计、温度压力传感器等结构件组成部分、工作原理等对于本领域普通技术人员而言都是已知的，这里不再详细描述。

在本说明书的描述中，参考术语“实施例”、“示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (10)

1.一种航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，其特征在于，包括：

环境舱低温低压模拟系统，所述环境舱低温低压模拟系统包括环境舱、可调节所述环境舱湿度的第一湿度控制组件以及可调节所述环境舱温度的第一制冷机，所述环境舱内设有待检测的航空发动机；

进气低温低压模拟系统，所述进气低温低压模拟系统与所述环境舱低温低压模拟系统连通且包括朝向所述环境舱低温低压模拟系统输送常温气体的第一进气路、朝向所述环境舱低温低压模拟系统输送高温气体的第二进气路以及朝向所述环境舱低温低压模拟系统输送低温气体的第三进气路，所述第一进气路、所述第二进气路和所述第三进气路上均设有第二湿度控制组件；

排气低温低压模拟系统，所述排气低温低压模拟系统分别与所述环境舱低温低压模拟系统、所述进气低温低压模拟系统连通且包括排气羽流管、真空泵组、用于调节所述排气羽流管湿度的第三湿度控制组件以及用于调节所述排气羽流管温度的第二制冷机，所述真空泵组用于抽取所述环境舱低温低压模拟系统、所述进气低温低压模拟系统和所述排气低温低压模拟系统内的气体。

2.根据权利要求1所述的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，其特征在于，所述环境舱低温低压模拟系统包括连通所述环境舱的环境舱进气管和连通所述航空发动机的发动机进气管，所述进气低温低压模拟系统包括混合器；

所述第一进气路、所述第二进气路、所述第三进气路和所述混合器均包括进气端和排气端，所述第一进气路的排气端、所述第二进气路的排气端和所述第三进气路的排气端与所述混合器的进气端连通，所述混合器的出气端与所述环境舱进气管、所述发动机进气管连通。

3.根据权利要求2所述的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，其特征在于，所述混合器的出气端与所述真空泵组连通，所述混合器的出气端与所述真空泵组之间设有第一调节阀。

4.根据权利要求2所述的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，其特征在于，所述环境舱低温低压模拟系统包括连通所述环境舱的环境舱排气管和连通所述航空发动机的发动机排气管，所述环境舱排气管与所述真空泵组连通，所述发动机排气管与所述排气羽流管连通；

其中，所述环境舱排气管与所述真空泵组之间设有第二调节阀。

5.根据权利要求4所述的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，其特征在于，所述环境舱低温低压模拟系统还包括调节板和测功元件，所述调节板设在所述环境舱内用于调节所述环境舱的容积，所述测功元件、所述发动机进气管和所述发动机排气管均与所述航空发动机可拆卸连接。

6.根据权利要求3所述的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，其特征在于，所述进气低温低压模拟系统包括进气组件，所述第一进气路的进气端、所述第二进气路的进气端和所述第三进气路的进气端相互连通且同时连接所述进气组件。

7.根据权利要求6所述的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，其特征在于，所述第一进气路上设有沿气体的流动方向依次排列的第一截止阀、第三调节阀、第一流量计和第一温度压力传感器，所述第一进气路的所述第二湿度控制组件位于所述第三调节阀和第一流量计之间；

所述第二进气路上设有沿气体的流动方向依次排列的第二截止阀、加热炉、第四调节阀、第二流量计和第二温度压力传感器，所述第二进气路的所述第二湿度控制组件位于所述加热炉和第四调节阀之间；

所述第三进气路上设有沿气体的流动方向依次排列的第三截止阀、干燥器、进气制冷机、第五调节阀、第三流量计和第三温度压力传感器，所述第三进气路的所述第二湿度控制组件位于所述干燥器和进气制冷机之间。

8.根据权利要求3所述的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台，其特征在于，所述排气低温低压模拟系统包括沿气体的流动方向依次排列的水冷换热器、喷淋除沫器、第六调节阀、第四温度压力传感器、压力补偿阀、第四流量计和排气塔；

其中，所述排气羽流管设在所述环境舱低温低压模拟系统与所述水冷换热器之间，所述真空泵组设在所述压力补偿阀与所述第四流量计之间。

9.一种如权利要求1-8中任一项所述的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

将所述航空发动机设于所述环境舱中；

在地面进气条件下启动所述航空发动机，并判断所述航空发动机状况是否正常，若是，执行下一步；若否，进行故障排除；

确定模拟高度，根据所述模拟高度调节所述环境舱低温低压模拟系统、所述进气低温低压模拟系统和所述排气低温低压模拟系统；

检测所述航空发动机的高空动力性能和排放特性。

10.根据权利要求9所述的航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台的控制方法，其特征在于，在检测所述航空发动机的高空动力性能和排放特性之前，还包括以下步骤：

单独调节所述第一进气路、所述第二进气路或所述第三进气路；或，组合调节所述第一进气路、所述第二进气路和所述第三进气路中的其中两路；

调节所述真空泵组的负荷。

Images