CN117928959A - 一种航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统 - Google Patents
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Abstract
本申请属于航空发动机试验技术领域，公开了一种航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，动力模拟系统包括引射器进气管路，引射器喷嘴，引射器喷嘴出口盲板，引射器混合室，引射器进气管路安装在航空发动机结冰试验台的发动机试验段下游侧壁上，其末端探入发动机试验段下游并安装有引射器喷嘴，引射器喷嘴末端设置有引射器喷嘴出口盲板，引射器混合室安装在航空发动机结冰试验台的发动机试验段下游与排气扩散段之间。本申请解决了直接采用发动机作为校测动力源时校测设备部件脱落损坏发动机，采用风机或真空气源作为动力源设备时含水雾气流因结冰损坏设备的问题，通过控制引射器喷嘴的开启或关闭数量，可模拟不同流量范围的发动机试验工况。
Description
技术领域
本申请涉及一种航空发动机结冰试验台动力模拟系统，尤其涉及一种航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，属于航空发动机试验技术领域。
背景技术
航空发动机在飞机以不同高度和速度飞行下会遇到各种气象条件影响，其中发动机进气道、风扇叶片或帽罩结冰是危害安全运行的重要原因，因此对发动机的结冰试验是必不可少的。国外在结冰机理、撞击试验、防冰试验和模拟分析等方面形成了完整的验证方法、评估体系和标准。目前主要有结冰风洞、发动机结冰试验设备、低速结冰试验设备和飞行试验设备这四类设备用来满足不同试验对象的研究要求。我国主流研究方向包括结冰预防、结冰探测、水滴撞击和除冰方法。
发动机结冰试验多采用露天的结冰试验台进行相关研究，借助空旷场地和大气环境，利用专用测试仪器和试验装置开展发动机整机试验。发动机结冰试验要求试验台的测试段内形成满足标准规范的含水雾气流供发动机吸入。在试验台流场校测时，如果将发动机直接连入测试段，因流场校测设备上的部件脱落等不确定性因素会导致被测试发动机损坏，因此，不宜将发动机直接连入测试段进行流场校测。若采用常规风机设备来模拟发动机产生的流场，则稳定气流会在通过试验台的喷水喷雾装置后受到影响，不能保证流场的稳定性；如果采用抽吸式风洞形式进行流场校测，则含水雾气流会在下游风机叶片或真空罐处结冰，对下游的风机或真空气源设备造成较大损伤。
因此，需要研制一种航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，模拟结冰试验过程中发动机抽吸产生稳定的流场，避免流场校测时校测设备部件脱落损坏发动机，采用风机或真空气源作为动力源设备时含水雾气流因结冰损坏设备的问题。
发明内容
为解决测试发动机直接连入测试段进行流场校测时，因校测设备存在部件脱落等不确定性因素会导致测试发动机损坏，以及发动机结冰试验台的测试段内含水雾气流因结冰对下游风机或真空气源设备造成较大损伤的问题，本申请提供一种航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统,代替发动机直接连入测试段，模拟结冰试验过程中发动机抽吸产生的流场，动力来源为引射器。引射器采用多喷嘴形式，且每个喷嘴出口均安装盲板，便于开启或关闭，模拟宽速域测试段流场。
本申请采用的技术方案：
一种航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，所述动力模拟系统包括引射器进气管路，引射器喷嘴，引射器喷嘴出口盲板，引射器混合室，排气扩散段，所述引射器进气管路安装在航空发动机结冰试验台的发动机试验段下游侧壁上，其末端探入发动机试验段内部并安装有引射器喷嘴，所述引射器喷嘴末端设置有引射器喷嘴出口盲板，所述引射器混合室安装在航空发动机结冰试验台的发动机试验段下游与所述排气扩散段之间。
所述引射器喷嘴数量为2～10，沿引射器主气流通道周向均匀分布。
所述引射器喷嘴与引射器混合室轴线间的夹角为0°。
所述引射器喷嘴马赫数为1～3。
所述引射器喷嘴至引射器混合室入口的距离s=0.36D，其中D为引射器混合室直径。
所述引射器喷嘴与引射器式动力模拟系统面积比为0.1～0.2。
本申请具有如下有益效果：
1.本申请采用空气引射器进行抽吸可模拟结冰试验过程中发动机抽吸产生周向分布均匀的稳定流场，无需配备风机或真空气源设备等其他动力系统。
2.本申请采用多喷嘴形式，且每个喷嘴出口均设置盲板，通过开启或关闭，可模拟宽速域流量范围测试段流场。
3.本申请代替发动机直接连入未进行流场校测的结冰试验台测试段，可避免试验台流场校测时发动机受损。
附图说明
图1为引射器式动力模拟系统结构示意图；
图2为引射器喷嘴横截面图。
图中：1.发动机结冰喷雾装置、2.收缩段、3.发动机试验段、4.引射器进气管路、5.引射器喷嘴、6.引射器喷嘴出口盲板、7.引射器混合室、8.排气扩散段
具体实施方式
以下将结合附图对本申请进行详细说明。但是应该理解，这些描述只是示例性的，并非要限制本申请的范围。此外，在以下说明中，省略了对结构和技术公知常识的描述，以避免不必要地混淆本申请的概念。
结合附图1、附图2，本申请公开了一种航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，所述动力模拟系统包括引射器进气管路4，引射器喷嘴5，引射器喷嘴出口盲板6，引射器混合室7，排气扩散段8，所述引射器进气管路4安装在航空发动机结冰试验台的发动机试验段3下游侧壁上，其末端探入发动机试验段3内部并安装有引射器喷嘴5，所述引射器喷嘴5末端设置有引射器喷嘴出口盲板6，所述引射器混合室7安装在航空发动机结冰试验台的发动机试验段3下游与所述排气扩散段8之间。
所述引射器喷嘴5数量为2～10，沿引射器混合室7轴线周向均匀分布。至于引射器喷嘴5数量，试验结果表明，增加引射器喷嘴5数量会明显提高引射效率。根据设备尺寸、场地和气源等影响，综合考虑后选用8个引射器喷嘴5的引射器作为动力来源，在运行时可以根据不同工况选择引射器喷嘴5开启的数量。所述引射器喷嘴5与引射器混合室7轴线间的夹角为0°。所述引射器喷嘴5马赫数为1～3。所述引射器喷嘴5至引射器混合室7入口的距离s=0.36D，其中D为引射器混合室7直径，选值为：0.9m、1.1m、1.3m。所述引射器喷嘴5与引射器式动力模拟系统面积比为0.1～0.2。
所述引射器混合室7的长度一般可取单喷嘴引射器或周边缝隙引射器长度的1/N^0.5倍，N为喷嘴个数。此外还需结合具体研究对象主要参数、测试段尺寸以及驱动研制能力综合考虑确定。
工作原理及过程：引射器安装在试验台发动机测试位置下游。工作时，根据工况确定引射器流量，从而确定需要的引射器喷嘴5的开启个数，通过引射器喷嘴出口盲板6的开启或关闭来控制引射器喷嘴5的开启个数。
引射器喷嘴5个数确定后，将外界气源中的中压气体引入引射器进气管路4中，再通过引射器喷嘴5加速为超声速气流射入引射器混合室7，引射器混合室7中原有的低压气体与引射器射出的高速气流进行混合及动量交换后被输送至排气扩散段8，再排入大气。
由于引射器混合室7中的气体被大量带走，引射器混合室7中气压随之下降，致使外界气体不断从航空发动机结冰试验台入口依次进入发动机结冰喷雾装置1、收缩段2、发动机测试段3、引射器混合室7中。
此时，发动机测试段3得到模拟所需气流，再开启发动机结冰喷雾装置1，即可以进行结冰试验。
实施例：
本申请是一种航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，动力模拟系统包括引射器进气管路4，引射器喷嘴5，引射器喷嘴出口盲板6，引射器混合室7，排气扩散段8，引射器进气管路4安装在航空发动机结冰试验台的发动机试验段3下游侧壁上，其末端探入发动机试验段3内部并安装有引射器喷嘴5，所述引射器喷嘴5末端设置有引射器喷嘴出口盲板6，所述引射器混合室7安装在航空发动机结冰试验台的发动机试验段3下游与所述排气扩散段8之间。
引射器喷嘴5数量选用8，沿引射器混合室7轴线周向均匀分布。引射器喷嘴5与引射器混合室7轴线间的夹角0°。引射器喷嘴5马赫数选用2。引射器喷嘴5至引射器混合室7入口的距离s=0.36D，其中D为引射器混合室7直径，选取1.3m。引射器喷嘴5与引射器式动力模拟系统面积比选取0.15。
本申请可模拟结冰试验过程中发动机抽吸产生的流场，根据不同流量的发动机测试工况，对引射器喷嘴独立控制开关，进行宽流量域流场模拟。本申请代替发动机直接连入结冰试验台测试段，无需配备风机或真空气源设备等其他动力系统，可避免校测设备脱落对发动机造成损坏，以及采用抽吸式风洞形式时因含水雾气流结冰而对下游风机或真空气源造成损伤。另外，通过控制引射器喷嘴的开启或关闭数量，可模拟不同流量范围的发动机试验工况。
上述实施例仅例示性说明本申请的原理及其功效，而非用于限制本申请。任何在本申请披露的技术思路范围内，及根据本申请的技术方案加以简单地替换或改变，均应在本申请的保护范围之内。
Claims (6)
1.一种航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，其特征在于：所述动力模拟系统包括引射器进气管路（4），引射器喷嘴（5），引射器喷嘴出口盲板（6），引射器混合室（7），排气扩散段（8），所述引射器进气管路（4）安装在航空发动机结冰试验台的发动机试验段（3）下游侧壁上，其末端探入发动机试验段（3）并安装有引射器喷嘴（5），所述引射器喷嘴（5）末端设置有引射器喷嘴出口盲板（6），所述引射器混合室（7）安装在航空发动机结冰试验台的发动机试验段（3）下游与所述排气扩散段（8）之间。
2.根据权利要求1所述的航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，其特征在于：所述引射器喷嘴（5）数量为2～10，并沿引射器混合室（7）轴线周向均匀分布。
3.根据权利要求2所述的航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，其特征在于：所述引射器喷嘴（5）与引射器混合室（7）轴线间的夹角为0°。
4.根据权利要求2所述的航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，其特征在于：所述引射器喷嘴（5）马赫数为1～3。
5.根据权利要求1所述的航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，其特征在于：所述引射器喷嘴（5）至引射器混合室（7）入口的距离s=0.36D，其中D为引射器混合室（7）直径。
6.根据权利要求1所述的航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，其特征在于：所述引射器喷嘴（5）与引射器式动力模拟系统面积比为0.1～0.2。
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