CN116399607B - 一种航空发动机可变进气湿度快速模拟方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种航空发动机可变进气湿度快速模拟方法，通过第一供气塔提供绝干气流，然后与喷雾装置喷出的水雾混合后，形成含湿量可控的含湿气流；再与第二供气塔提供的气流在供气管路内混合，为试验舱内提供流量、温度、湿度均可控的试验气流，规避了直接采用大气作为试验气流时气流温度、湿度不可控的问题；采用放气塔对含湿气流流量进行调节，而且喷雾装置的喷雾流量和放气塔的放气流量都是基于绝干气流量、绝干气温度、供气流量、供气温度、供气含湿量以及喷雾装置的水温等已知参数，结合试验舱所需的进气流量、进气温度、进气设计含湿量控制值要求分析获得，能够保证最终输入试验舱内的试验气流满足试验要求。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种航空发动机可变进气湿度快速模拟方法。
背景技术
航空发动机在夏季湿热天气工作时，由于进气中绝对含湿量较高，影响了工作介质的热物理特性（如定压比热cp、比热比k、气体热力常数R等），从而导致发动机推力、空气流量、耗油率等性能参数偏离进气为干空气时的性能。国外相关研究结果表明，每千克空气中的绝对含湿量从10克增加到65克时，受进气湿度影响最大的性能参数变化量达到2.1%左右。目前国内已有的进气湿度影响修正方法主要是基于相似理论，或在相似换算的基础上增加修正系数，修正系数通过发动机仿真计算分析获得，尚未开展过相关的试验验证修正方法的可行性。因此实现进气湿度对航空发动机性能影响准确修正，可以提高涡喷、涡扇发动机验收试验和高空校准试验性能的准确性，从而提升发动机产品交付和高空性能鉴定考核结果的可信度。
而高空台是通过模拟航空发动机在空中的飞行环境条件（飞行高速和飞行马赫数），主要是模拟进气压力、进气温度和环境压力实现。在高空台进行航空发动机试验是唯一能够在发动机研制过程中实现其全工作包线范围内性能特性摸索和考核的手段，是发动机研制过程中最有效的性能调试和技术攻关手段，是先进航空发动机关键系统/部件研制的重要平台。而现有技术中大多为直接采用大气作为试验气流，气流的温度、湿度不可控。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机可变进气湿度快速模拟方法，可以为试验舱内提供流量、温度、湿度均可控的试验气流，规避了直接采用大气作为试验气流时气流温度、湿度不可控的问题。
为了实现上述技术效果，本发明采用的技术方案是：
一种航空发动机可变进气湿度快速模拟方法，包括：
采用供气模块为发动机试验舱提供试验气流，供气模块包括用于提供绝干气流的第一供气塔，第一供气塔与试验舱之间通过供气管路连通，供气管路上还连接有第二供气塔，第一供气塔与第二供气塔之间的供气管路上还设置有喷雾装置，喷雾装置与第二供气塔之间设置有放气塔；
利用数据采集模块获取第一供气塔的绝干气流量、绝干气温度/>，获取第二供气塔的供气流量/>、供气温度/>、供气含湿量/>，获取喷雾装置的水温/>；以及根据航空发动机设计参数，获取航空发动机需要达到的进气流量/>、进气温度/>、进气设计含湿量；
利用分析模块根据绝干气流量、绝干气温度/>、供气流量/>、供气温度/>、供气含湿量/>以及喷雾装置的水温/>，以及试验舱所需的进气流量/>、进气温度/>、进气设计含湿量/>控制值要求，分别计算放气塔内的气流保留率/>和喷雾装置的喷雾流量/>；
在第一供气塔、第二供气塔的供气条件下，根据分析模块获得的放气塔内的气流保留率和喷雾装置的喷雾流量/>，利用控制模块控制放气塔的放气量和喷雾装置的喷雾流量，使供气管路输出端进入试验舱的试验气流满足进气流量/>、进气温度/>、进气设计含湿量/>控制值要求。
进一步地，分析模块通过如下公式联立计算放气塔内的气流保留率和喷雾装置的喷雾流量/>：
其中，为绝干气流量，/>为绝干气温度、/>为绝干气比热容；/>为水的比热容，/>为水转化为水蒸气的比焓；/>为水蒸气的比热容；/>为第二供气塔的供气温度，为绝干气流和水雾混合后获得的含湿气流温度，/>为水温，/>为航空发动机试验所需的进气流量，/>为航空发动机试验所需的进气温度，/>为航空发动机试验所需的进气设计含湿量。
进一步地，放气塔上设置有泄压阀，喷雾装置上设置有流量调节阀，控制模块分别控制泄压阀和流量调节阀来分别控制放气塔的放气量和喷雾装置的喷雾流量。
进一步地，第一供气塔内设置有加热机构，用于对第一供气塔内的气流进行加热。
进一步地，供气模块还包括混合器，混合器位于喷雾装置和第二供气塔之间的供气管路上；采用混合器将第一供气塔输出的绝干气流与喷雾装置喷出水雾混合后形成含湿气体。
进一步地，喷雾装置包括储水箱和环形管，环形管套设于供气管路外壁，环形管上环向设置有多个雾化喷头，雾化喷头的喷雾端伸入供气管路内；储水箱通过导液管与环形管连通，导液管上安装有增压泵。
进一步地，储水箱与增压泵之间的导液管管段上还设置有过滤器，利用过滤器将储水箱内的水过滤后通过增压泵输入环形管中。
与现有技术相比，本发明所具备的有益效果是：本发明可以为试验舱内提供流量、温度、湿度均可控的试验气流，规避了直接采用大气作为试验气流时气流温度、湿度不可控的问题。
本发明中含湿量可控的含湿气流在与第二供气塔的气流混合前，采用放气塔对含湿量可控的气流流量进行调节，而且喷雾装置的喷雾流量和放气塔的放气流量都是基于绝干气流量、绝干气温度、供气流量、供气温度、供气含湿量以及喷雾装置的水温等已知参数，结合试验舱所需的进气流量、进气温度、进气设计含湿量控制值要求分析获得，能够保证最终输入试验舱内的试验气流满足试验要求。
本发明是针对高空模拟试验设备进行航空发动机试验时，通过对当下的环境条件分析，首次提出的一种发动机进气空气湿度模拟方法，能够实现发动机进口温湿度的可变、快速、准确模拟，能够准确评估不同空气湿度对发动机工作性能的影响，提高航空发动机性能的考核可信度。
附图说明
图1为实施例中供气模块、数据采集模块、分析模块及控制模块的结构框图；
图2为实施例中供气模块与试验舱的连接示意图；
图3为实施例中喷雾装置的结构示意图；
图4为实施例中环形管和雾化喷头的结构示意图；
其中，1、供气模块；2、试验舱；3、第一供气塔；4、第二供气塔；5、喷雾装置；6、放气塔；7、数据采集模块；8、分析模块；9、控制模块；10、泄压阀；11、流量调节阀；12、加热机构；13、混合器；14、储水箱；15、环形管；16、雾化喷头；17、增压泵；18、过滤器；19、感应部件；20、排气冷却器。
具体实施方式
下面结合实施例及附图对本发明作进一步的详细描述。但不应将此理解为本发明上述主题的范围仅限于以下的实施例，凡基于本发明内容所实现的技术均属于本发明的范围。
实施例
参见图1-图4，一种航空发动机可变进气湿度快速模拟方法，包括：
采用供气模块1为发动机试验舱2提供试验气流，供气模块1包括用于提供绝干气流的第一供气塔3，第一供气塔3与试验舱2之间通过供气管路连通，供气管路上还连接有第二供气塔4，第一供气塔3与第二供气塔4之间的供气管路上还设置有喷雾装置5，喷雾装置5与第二供气塔4之间设置有放气塔6；
利用数据采集模块7获取第一供气塔3的绝干气流量、绝干气温度/>，获取第二供气塔4的供气流量/>、供气温度/>、供气含湿量/>，获取喷雾装置5的水温/>；以及根据航空发动机设计参数，获取航空发动机需要达到的进气流量/>、进气温度/>、进气设计含湿量/>；
利用分析模块8根据绝干气流量、绝干气温度/>、供气流量/>、供气温度/>、供气含湿量/>以及喷雾装置5的水温/>，以及试验舱2所需的进气流量/>、进气温度/>、进气设计含湿量/>控制值要求，分别计算放气塔6内的气流保留率/>和喷雾装置5的喷雾流量；
在第一供气塔3、第二供气塔4的供气条件下，根据分析模块8获得的放气塔6内的气流保留率和喷雾装置5的喷雾流量/>，利用控制模块9控制放气塔6的放气量和喷雾装置5的喷雾流量，使供气管路输出端进入试验舱2的试验气流满足进气流量/>、进气温度、进气设计含湿量/>控制值要求。
在本实施例中，通过供气模块1的第一供气塔3提供绝干气流，然后与喷雾装置5喷出的水雾混合后，形成含湿量可控的含湿气流；再与第二供气塔4提供的气流在供气管路内混合，最终为试验舱2内提供流量、温度、湿度均可控的试验气流，规避了直接采用大气作为试验气流时气流温度、湿度不可控的问题。此外，本实施例中含湿量可控的含湿气流在与第二供气塔4的气流混合前，采用放气塔6对含湿量可控的气流流量进行调节，而且喷雾装置5的喷雾流量和放气塔6的放气流量都是基于绝干气流量、绝干气温度/>、供气流量、供气温度/>、供气含湿量/>以及喷雾装置5的水温/>等已知参数，结合试验舱2所需的进气流量/>、进气温度/>、进气设计含湿量/>控制值分析获得，能够保证最终输入试验舱2内的试验气流满足航空发动机需要达到的进气流量/>、进气温度/>、进气设计含湿量/>要求，完成实验后试验舱2内的气流通过排气冷却器20排出。
需要说明的是，第一供气塔3、第二供气塔4以及雾化装置上分别设置有采集上述已知参数的温度传感器、流量计、压力传感器和湿度传感器等感应部件19，这些感应部件19与数据采集模块7通讯连接，供数据采集模块7采集相关数据，其余物质本身性能数据（如比热、相变焓等）均可通过手动输入获取。
在本实施例中，分析模块8通过如下公式联立计算放气塔6内的气流保留率和喷雾装置5的喷雾流量/>：
其中，为绝干气流量，/>为绝干气温度、/>为绝干气比热容；/>为水的比热容，/>为水转化为水蒸气的比焓；/>为水蒸气的比热容；/>为第二供气塔4的供气温度，/>为绝干气流和水雾混合后获得的含湿气流温度，/>为水温，/>为航空发动机试验所需的进气流量，/>为航空发动机试验所需的进气温度，/>为航空发动机试验所需的进气设计含湿量。
本实施例中的放气塔6上设置有泄压阀10，喷雾装置5上设置有流量调节阀11，控制模块9分别控制泄压阀10和流量调节阀11来分别控制放气塔6的放气量和喷雾装置5的喷雾流量。
本实施例中的第一供气塔3内设置有加热机构12，用于对第一供气塔3内的气流进行加热。通过加热机构12对第一供气塔3内的温度加热到一定温度可形成高温气流，喷雾装置5喷出的水雾遇到高温气流后蒸发形成具有一定温度和含湿量的湿空气或蒸汽。通过与第二供气塔4（一般是直接引入大气，但须测量获得大气的温度、湿度）进行掺混得到满足试验进气条件的气流，能够实现进入试验舱2内的进气温度和进气湿度均可调，且该方式的绝对含湿量范围更广。
本实施例中的供气模块1还包括混合器13，混合器13位于喷雾装置5和第二供气塔4之间的供气管路上；采用混合器13将第一供气塔3输出的绝干气流与喷雾装置5喷出水雾混合后形成含湿气体。第一供气塔3的气流与喷雾装置5喷出的水雾可以在混合器13内实现高效混合，通过混合器13输出的含湿空气或蒸汽的可以保证含湿气流的温度、湿度均匀稳定。
本实施例中的喷雾装置5包括储水箱14和环形管15，环形管15套设于供气管路外壁，环形管15上环向设置有多个雾化喷头16，雾化喷头16的喷雾端伸入供气管路内；储水箱14通过导液管与环形管15连通，导液管上安装有增压泵17。通过储水箱14提供水源，增压泵17将水增压后经由环形管15的各个雾化喷头16喷入至供气管路中。如本实施例中的喷雾装置5主要由储水箱14、过滤器18、增压泵17、调节阀、截止阀、流量计、环形管15和雾化喷头16等组成。过滤器18的作用是将储水箱14内的水过滤后通过增压泵17输入环形管15中，防止产生增压泵17或雾化喷头16堵塞的问题。环形管15的数量为多个，在供气管路上的分布是沿供气管路轴向方向间隔布置；每个环形管15上布局多个雾化喷头16，雾化喷头16采用不锈钢材质的精细雾化喷嘴，沿供气管路周向均匀布置。
以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (6)
1.一种航空发动机可变进气湿度快速模拟方法，其特征在于，包括：
采用供气模块(1)为发动机试验舱(2)提供试验气流，所述供气模块(1)包括用于提供绝干气流的第一供气塔(3)，所述第一供气塔(3)与所述试验舱(2)之间通过供气管路连通，所述供气管路上还连接有第二供气塔(4)，所述第一供气塔(3)与所述第二供气塔(4)之间的供气管路上还设置有喷雾装置(5)，所述喷雾装置(5)与所述第二供气塔(4)之间设置有放气塔(6)；
利用数据采集模块(7)获取第一供气塔(3)的绝干气流量、绝干气温度/>，获取第二供气塔(4)的供气流量/>、供气温度/>、供气含湿量/>，获取喷雾装置(5)的水温/>；以及根据航空发动机设计参数，获取航空发动机需要达到的进气流量/>、进气温度/>、进气设计含湿量/>；
利用分析模块(8)根据绝干气流量、绝干气温度/>、供气流量/>、供气温度/>、供气含湿量/>以及喷雾装置(5)的水温/>，以及试验舱(2)所需的进气流量/>、进气温度/>、进气设计含湿量/>控制值要求，分别计算放气塔(6)内的气流保留率/>和喷雾装置(5)的喷雾流量/>；分析模块(8)通过如下公式联立计算放气塔(6)内的气流保留率/>和喷雾装置(5)的喷雾流量/>：
其中，为绝干气流量，/>为绝干气温度、/>为绝干气比热容；/>为水的比热容，为水转化为水蒸气的比焓；/>为水蒸气的比热容；/>为第二供气塔(4)的供气温度，/>为绝干气流和水雾混合后获得的含湿气流温度，/>为水温，/>为航空发动机试验所需的进气流量，/>为航空发动机试验所需的进气温度，/>为航空发动机试验所需的进气设计含湿量；
在第一供气塔(3)、第二供气塔(4)的供气条件下，根据分析模块(8)获得的放气塔(6)内的气流保留率和喷雾装置(5)的喷雾流量/>，利用控制模块(9)控制放气塔(6)的放气量和喷雾装置(5)的喷雾流量，使供气管路输出端进入试验舱(2)的试验气流满足进气流量/>、进气温度/>、进气设计含湿量/>控制值要求。
2.根据权利要求1所述的航空发动机可变进气湿度快速模拟方法，其特征在于，所述放气塔(6)上设置有泄压阀(10)，所述喷雾装置(5)上设置有流量调节阀(11)，所述控制模块(9)分别控制泄压阀(10)和流量调节阀(11)来分别控制放气塔(6)的放气量和喷雾装置(5)的喷雾流量。
3.根据权利要求1所述的航空发动机可变进气湿度快速模拟方法，其特征在于，所述第一供气塔(3)内设置有加热机构(12)，用于对第一供气塔(3)内的气流进行加热。
4.根据权利要求2所述的航空发动机可变进气湿度快速模拟方法，其特征在于，所述供气模块(1)还包括混合器(13)，所述混合器(13)位于所述喷雾装置(5)和所述第二供气塔(4)之间的供气管路上；采用所述混合器(13)将第一供气塔(3)输出的绝干气流与喷雾装置(5)喷出水雾混合后形成含湿气体。
5.根据权利要求1所述的航空发动机可变进气湿度快速模拟方法，其特征在于，所述喷雾装置(5)包括储水箱(14)和环形管(15)，所述环形管(15)套设于所述供气管路外壁，所述环形管(15)上环向设置有多个雾化喷头(16)，所述雾化喷头(16)的喷雾端伸入所述供气管路内；所述储水箱(14)通过导液管与环形管(15)连通，所述导液管上安装有增压泵(17)。
6.根据权利要求5所述的航空发动机可变进气湿度快速模拟方法，其特征在于，所述储水箱(14)与所述增压泵(17)之间的导液管管段上还设置有过滤器(18)，利用过滤器(18)将储水箱(14)内的水过滤后通过增压泵(17)输入环形管(15)中。
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Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4794804A (en) * | 1987-02-19 | 1989-01-03 | Kabushiki-Kaisha Toyo Seisakusho | Salt damage environmental testing chamber for self-propelled vehicles |
| RU2336514C1 (ru) * | 2007-03-22 | 2008-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ высотных испытаний двухконтурных турбореактивных двигателей (трдд) и стенд для его осуществления |
| JP2015210240A (ja) * | 2014-04-30 | 2015-11-24 | 株式会社ソダ工業 | 環境試験システム |
| CN107466196A (zh) * | 2017-09-25 | 2017-12-12 | 南京工业大学 | 一种使用引射器创造负压环境的机载喷雾冷却系统 |
| WO2019114935A1 (en) * | 2017-12-12 | 2019-06-20 | Horiba Europe Gmbh | Device, method and use for conditioning intake air for testing internal combustion engines |
| CN110057593A (zh) * | 2019-04-08 | 2019-07-26 | 北京强度环境研究所 | 一种航空发动机盐雾敏感性试验装置 |
| CN111220349A (zh) * | 2020-03-09 | 2020-06-02 | 安徽泽众安全科技有限公司 | 一种多参量优化测控电路、实验系统及实验方法 |
| CN115756035A (zh) * | 2022-10-31 | 2023-03-07 | 北京航空航天大学杭州创新研究院 | 航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台及控制方法 |
| CN115876480A (zh) * | 2022-10-31 | 2023-03-31 | 北京航空航天大学杭州创新研究院 | 基于高空模拟的航空发动机排放分析试验平台及控制方法 |
| CN115993251A (zh) * | 2021-10-19 | 2023-04-21 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 风扇增压级试验件内涵进口换算流量湿度修正方法 |
| CN116067663A (zh) * | 2023-01-06 | 2023-05-05 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机地面高低温起动试验设备 |
| CN116202780A (zh) * | 2023-03-20 | 2023-06-02 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种基于推力传递的地面台推力系数标定方法 |
-
2023
- 2023-06-08 CN CN202310672535.2A patent/CN116399607B/zh active Active
Patent Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4794804A (en) * | 1987-02-19 | 1989-01-03 | Kabushiki-Kaisha Toyo Seisakusho | Salt damage environmental testing chamber for self-propelled vehicles |
| RU2336514C1 (ru) * | 2007-03-22 | 2008-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ высотных испытаний двухконтурных турбореактивных двигателей (трдд) и стенд для его осуществления |
| JP2015210240A (ja) * | 2014-04-30 | 2015-11-24 | 株式会社ソダ工業 | 環境試験システム |
| CN107466196A (zh) * | 2017-09-25 | 2017-12-12 | 南京工业大学 | 一种使用引射器创造负压环境的机载喷雾冷却系统 |
| WO2019114935A1 (en) * | 2017-12-12 | 2019-06-20 | Horiba Europe Gmbh | Device, method and use for conditioning intake air for testing internal combustion engines |
| CN110057593A (zh) * | 2019-04-08 | 2019-07-26 | 北京强度环境研究所 | 一种航空发动机盐雾敏感性试验装置 |
| CN111220349A (zh) * | 2020-03-09 | 2020-06-02 | 安徽泽众安全科技有限公司 | 一种多参量优化测控电路、实验系统及实验方法 |
| CN115993251A (zh) * | 2021-10-19 | 2023-04-21 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 风扇增压级试验件内涵进口换算流量湿度修正方法 |
| CN115756035A (zh) * | 2022-10-31 | 2023-03-07 | 北京航空航天大学杭州创新研究院 | 航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台及控制方法 |
| CN115876480A (zh) * | 2022-10-31 | 2023-03-31 | 北京航空航天大学杭州创新研究院 | 基于高空模拟的航空发动机排放分析试验平台及控制方法 |
| CN116067663A (zh) * | 2023-01-06 | 2023-05-05 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机地面高低温起动试验设备 |
| CN116202780A (zh) * | 2023-03-20 | 2023-06-02 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种基于推力传递的地面台推力系数标定方法 |
Non-Patent Citations (1)
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|---|
| 俄罗斯连接式高空台高空模拟试验技术探讨;郭昕;航空发动机(04);26-30 * |
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