涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法
【专利摘要】本发明公开了一种涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法。该方法包括高空性能试验、高空畸变试验、高空低温试验和高原起动试验。用于完成该方法的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置，该试验装置包括：高空舱；稳定管；工艺进气道，工艺进气道具有第一进气口和第一排气口，第一进气口与稳定管的出口相对且彼此间隔开；涡轮发动机，涡轮发动机设在高空舱内且位于工艺进气道的下游侧；尾室；进气管；排气管。畸变试验装置包括：用于完成该方法的畸变模拟装置，其包括畸变模拟板；涡轮发动机，其与畸变模拟装置相连。根据本发明实施例的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法具有周期短、成本低的优点，实用性好。
【专利说明】涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及发动机领域，尤其涉及一种涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法。
【背景技术】
[0002]高度对涡轮发动机工作性能的影响主要来自两方面:随着高度增加、大气压力降低，雷诺数升高，超过临界雷诺数后发动机部件效率下降，导致涡轮发动机性能恶化或喘振裕度降低；另一方面，由于压力降低，不利于燃烧室组织燃烧，可能导致涡轮发动机熄火。涡轮发动机自身的高空工作性能通过高空试验台的高空试验得到验证和考核，但当涡轮发动机前安装埋入式进气道后，由于埋入式进气道具有总压恢复系数低而总压畸变大、进气流量小的特点，起动过程中空气供给不理想，研制中多次发生飞行器在大马赫数、小攻角条件下起动时润轮发动机燃气回流、导致起动失败的现象。
[0003]相关技术中研究带埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力，一般通过推进风洞或空台带飞试验的方式，但是这种方式周期长、保障复杂、耗资巨大。
【发明内容】
[0004]本发明旨在至少解决上述技术问题之一。为此，本发明的一个目的在于提出一种埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法，该方法周期短，成本低。
[0005]根据本发明的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法，包括以下步骤:根据进气道吹风试验试验据数，获取所述埋入式进气道的涡轮发动机在不同马赫数Ma、攻角α、侧滑角、流量系数P下的进气道总压恢复系数σ和总压畸变度w ;根据所述埋入式进气道的涡轮发动机工作高度H和入口气流马赫数q ( λ )，获取所述埋入式进气道和所述埋入式进气道的涡轮发动机联合工作的工作区间；根据所述工作区间获取所述埋入式进气道的涡轮发动机在工作包线范围内，各个状态下所述埋入式进气道的涡轮发动机进口的总压PtO和总压畸变度W、喷管背压Pc ;根据所述埋入式进气道的涡轮发动机进口总压畸变度W，生成畸变模拟板，并计算所述畸变模拟板产生的畸变度w以及所述畸变模拟板的总压恢复系数；根据所述畸变模拟板产生的畸变度w以及所述畸变模拟板的总压恢复系数调节畸变模拟器出口的气流速度以确定畸变模拟板出口总压畸变度与模拟板堵塞面积之间的函数关系；根据环境温度ts，确定畸变试验中所述埋入式进气道的涡轮发动机的工作状态nh ;根据所述埋入式进气道的涡轮发动机的工作状态nh和该状态下所述埋入式进气道的涡轮发动机的进口总压畸变度W，确定所述畸变模拟板的堵塞面积A，并根据所述畸变模拟板的堵塞面积A调节所述畸变模拟板；以及在所述畸变模拟板调节完成之后，分别进行高空性能试验、高空畸变试验、高空低温试验和高原起动试验。
[0006]根据本发明的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法周期短，成本低。
[0007]畸变模拟板产生的畸变度w符合如下函数关系:w=f (q( λ )，A)。[0008]模拟板的总压恢复系数满足以下函数关系:σ m=g (q( λ )，A);通过流场标定可以确定:w=f (q( λ ), A), σ m=g (q( λ ), A)0
[0009]畸变模拟板出口总压畸变度w与模拟板堵塞面积A之间满足函数关系:A=f(q(λ)，W)。
[0010]用于所述埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置，所述用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置包括:高空舱，高空舱包括舱体和舱门，舱门可枢转地设在舱体上以打开或关闭舱体，舱体上形成有舱体进口和舱体出口 ；稳定管，稳定管设在舱体内且位于舱体的进气管安装口端，稳定管包括彼此相连的第一管和第二管，第一管的横截面的截面积按照从舱体进口朝向舱体出口的方向逐渐增加，第二管为截面积不变的圆柱形管；工艺进气道，工艺进气道设在高空舱内且位于稳定管的下游侧，工艺进气道具有第一进气口和第一排气口，第一进气口与稳定管的出口相对且彼此间隔开，工艺进气道的中心轴线与稳定管的中心轴线重合；涡轮发动机，涡轮发动机设在高空舱内且位于工艺进气道的下游侧，发动机具有第二进气口和第二排气口，第二进气口与第一排气口相连；尾室，尾室设在高空舱内且位于发动机的下游侧，尾室具有第三进气口和第三排气口，第三进气口与第二排气口对应且彼此间隔开，尾室具有用于冷却空气的冷却段；进气管，进气管的一端从舱体进口伸入到舱体内且与第一管相连；排气管，排气管的一端从舱体出口伸入到舱体内且与第三排气口相连。
[0011]用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括:空气引射器，空气引射器设在高空舱外且与排气管相连。
[0012]用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括:第一支架，稳定管设在第一支架上。
[0013]用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括:第二支架，发动机和工艺进气道设在第二支架上；第三支架，尾室设在第三支架上。
[0014]用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括:调节阀，调节阀设在进气管上且位于高空舱外；截止阀，截止阀设在进气管上且位于调节阀的上游侧；用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括:用于测量从稳定管流出的空气的流量的流量传感器，流量传感器设在稳定管的邻近工艺进气道的一侧上。
[0015]用于埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法的畸变试验装置，畸变试验装置包括:畸变模拟装置，畸变模拟装置包括畸变模拟板；涡轮发动机，涡轮发动机与畸变模拟装置相连。
【专利附图】
【附图说明】
[0016]本发明上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中，
[0017]图1是根据本发明的一个实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置的示意图；
[0018]图2是根据本发明的一个实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置的示意图；
[0019]图3是根据本发明的一个实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置完成实验后的各个参数变化图；
[0020]图4是根据本发明的一个实施例的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法的流程示意图；
[0021]图5是根据本发明的一个实施例的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法的原理示意图；
[0022]图6是根据本发明的一个实施例的畸变试验装置的示意图。
[0023]附图标号列表:
[0024]用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100 ;高空舱I ;舱体11 ;舱体进口 111 ;舱体出口 112 ;舱门12 ;第二支架14 ;第三支架稳定管2 ;第一管21 ;第二管22 ;工艺进气道3 ；第一进气口 31 ;涡轮发动机4 ;第二排气口 41 ;尾室5 ;第三进气口 51 ;冷却段53 ;进气管6 ;排气管7 ;调节阀8 ;截止阀9 ;空气引射器10 ;总温测量段201 ;总静压力测量段202 ;等直段203 ;畸变模拟装置204 ;连接段205 ;尾耙207。
【具体实施方式】
[0025]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。
[0026]在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“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。此外，术语“第一”、“第二”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”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，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
[0027]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，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。
[0028]下面参考说明书附图详细描述根据本发明的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法。
[0029]根据本发明的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法，参考图1和图5，包括以下步骤:
[0030]S1:根据进气道吹风试验试验据数，获取埋入式进气道的涡轮发动机在不同马赫数Ma、攻角a、侧滑角、流量系数炉下的进气道总压恢复系数O和总压畸变度W。
[0031]S2:根据埋入式进气道的涡轮发动机工作高度H和入口气流马赫数q( X )，获取埋入式进气道和埋入式进气道的涡轮发动机联合工作的工作区间。
[0032]S3:根据工作区间获取埋入式进气道的涡轮发动机在工作包线范围内，各个状态下埋入式进气道的涡轮发动机进口的总压Pto和总压畸变度W、喷管背压Pc。
[0033]S4:根据埋入式进气道的涡轮发动机进口总压畸变度W，生成畸变模拟板，并计算畸变模拟板产生的畸变度w以及畸变模拟板的总压恢复系数σ。
[0034]S5:根据畸变模拟板产生的畸变度w以及畸变模拟板的总压恢复系数调节畸变模拟器出口的气流速度以确定畸变模拟板出口总压畸变度与模拟板堵塞面积之间的函数关系O
[0035]S6:根据环境温度ts，确定畸变试验中埋入式进气道的涡轮发动机的工作状态nh。
[0036]S7:根据埋入式进气道的涡轮发动机的工作状态nh和该状态下埋入式进气道的涡轮发动机的进口总压畸变度w，确定畸变模拟板的堵塞面积A，并根据畸变模拟板的堵塞面积A调节畸变模拟板。
[0037]S8:在崎变|旲拟板调节完成之后，分别进行闻空性能试验、闻空崎变试验、闻空低温试验和高原起动试验。
[0038]需要说明的是，上述步骤S1-S8的示出顺序并不是步骤S1-S8必须严格遵照的实施顺序，步骤S1-S8可以不按照上述所示出的顺序进行。
[0039]其中，在步骤S4中，畸变模拟板产生的畸变度w符合如下函数关系:
[0040]w=f (q(A),A)--------------------(I)
[0041]其中，w是畸变模拟板产生的畸变度；
[0042]q(A)是埋入式进气道的涡轮发动机的入口气流马赫数；
[0043]A是畸变模拟板的堵塞面积A。
[0044]在步骤S5中，畸变模拟板也会产生一定的压力损失，畸变模拟板的总压恢复系数σ满足以下函数关系:
[0045]ο m=g (q( λ ), A)----------------------(2)
[0046]其中，σ m是畸变模拟板的总压恢复系数；
[0047]q(A)是埋入式进气道的涡轮发动机的入口气流马赫数；
[0048]A是畸变模拟板的堵塞面积A ；
[0049]上述的函数关系(I) (2)可通过流场标定获取。也就是说，可以通过畸变模拟器标定数据来确定函数关系(I) (2)。
[0050]在步骤S7中，畸变模拟板出口总压畸变度w与模拟板堵塞面积A之间满足函数关系:
[0051]A=f (q(A),w)--------------------------(3)
[0052]其中，q(A)是埋入式进气道的涡轮发动机的入口气流马赫数；
[0053]A是畸变模拟板的堵塞面积A ；
[0054]w是涡轮发动机的进口总压畸变度。
[0055]通过高空性能试验研究发动机高空的工作能力，该试验可在高空试验台完成；根据飞行器的工作包线，试验中模拟涡轮发动机的工作高度包线及飞行马赫数包线，即已经确定的发动机进口总压Pto和喷管背压Pc。
[0056]通过高空抗畸变试验研究涡轮发动机前安装埋入式进气道后的高空进发匹配性能。试验中根据飞行高度H、马赫数Ma、环境温度ts，确定畸变试验发动机的工作状态nh ；根据发动机工作状态和该状态下发动机进口总压畸变度W，确定畸变模拟板的堵塞面积A ；根据模拟板的总压恢复系数和飞行高度H、马赫数Ma，确定模拟板前的气流总压PtO/ O m。
[0057]通过高空低温起动试验,研究发动机在高空低温条件下的起动能力。试验中发动机放置在低温箱内，待发动机涡轮后温度达到最低温度要求后保温2h直至温度平衡，然后模拟高度Pc、来流压力PtO、来流低温ts开展试验，试验中高度、温度、马赫数应选取最苛刻的包线。
[0058]高原起动试验即发动机进口无速度冲压条件下的起动验证，通过该试验可研究在埋入式进气道的低总压恢复系数条件下发动机起动控制规律的合理性。试验高度应为发动机工作的最苛刻的高度包线，来流马赫数应保证不大于0.1 ;试验中发动机应不出现悬挂、延迟等现象。
[0059]在发明的一个具体实施例中，根据进气道吹风数据确定了在发动机工作包线内飞行高度H为6km和飞行马赫数Ma为0.7时的进气道出口总压畸变度w为8.5%和进气道总压恢复系数O为0.93。埋入式进气道和发动机匹配工作计算获取了发动机进口气流总压PtO为61.4kPa和总压畸变度w为8.5%、喷管背压为47.2kPa。
[0060]根据发动机进口的总压畸变度w为8.5%，研制了一定堵塞面积的压力畸变模拟板。通过标定获取了模拟板的堵塞面积A与总压畸变w和总压恢复系数om之间的函数关系。
[0061]根据环境温度为-23.9 °C,确定发动机工作状态转速nh=nh*XSQRT(249.2/288.15)，在该工作状态下产生值为8.5%的总压畸变度需要模拟板的堵塞面积A。
[0062]然后可进行发动机在飞行高度H为6km、飞行马赫数Ma为0.5?0.8的高空性能试验，试验中喷管背压模拟为47.2kPa，马赫数为0.7时发动机进口总压为61.4kPa。
[0063]进行飞行高度H为6km、飞行马赫数Ma为0.5的高空抗畸变试验，试验中发动机前安装畸变模拟板，模拟板的堵在面积为A，喷管背压为47.2kPa，模拟板前压力为(56.4/0.899) kPa。
[0064]进行飞行高度H为6km、飞行马赫数MaS0.5、涡轮发动机本体的温度为_45°C、进气温度_50°C的高空低温试验。涡轮发动机的涡轮后温度达到_45°C后，保温2h直至温度平衡，然后在模拟喷管背压Pc为47.2kPa、来流压力为56.4kPa、来流低温为_50°C时进行试验。
[0065]进行飞行高度H为6km高原起动试验。该实验可在用于涡轮发动机的零马赫数试验装置中进行。
[0066]埋入式进气道的涡轮发动机经上述的研究试验步骤后，经飞行试验考核表明该等效试验真实、有效。
[0067]用于涡轮发动机的零马赫数试验装置可用于完成埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法，尤其可用在高原起动试验中。
[0068]下面参考说明书附图描述根据本发明实施例的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置100。
[0069]根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100，包括高空舱1、稳定管2、工艺进气道3、涡轮发动机4、尾室5、进气管6和排气管7。
[0070]其中，高空舱I包括舱体11和舱门12，舱门12可枢转地设在舱体11上以打开或关闭舱体11，舱体11上形成有舱体进口 111和舱体出口 112。进气管6的一端从舱体进口111伸入到舱体11内。
[0071 ] 稳定管2设在舱体11内且位于舱体11的舱体进口 111端。稳定管2包括彼此相连的第一管21和第二管22，第一管21的横截面的截面积按照从舱体进口 111朝向舱体出口 112的方向逐渐增加，例如在图1的示例中，第一管21的横截面的截面积从左向右逐渐增加，即第一管21可形成为大体漏斗形，第二管22为截面积不变的圆柱形管，也就是说，第二管22的横截面的截面积不变。
[0072]进气管6的一端从舱体进口 111伸入到舱体11内且与第一管21相连。从进气管6进入舱体11内的空气首先进入稳定管2。可以理解的是，在试验的时候，空气可从稳定管2以较低的速度射出，例如空气进气的马赫数不大于0.05，即Ma^C 0.05，其中符号“术”的含义为“不大于”。
[0073]稳定管2用于稳定气流，也就是说在试验的时候，从稳定管2排出的气流压力和流速是大致稳定不变的，这样涡轮发动机4在起动过程中能够保证进气条件的稳定，实现马赫数大致不变。
[0074]工艺进气道3设在高空舱I内且位于稳定管2的下游侧。下游侧是指在舱体11内空气流动方向的下游侧，例如图1和图2中的右侧即是下游侧，也就是说，在图1和图2中工艺进气道3设在稳定管2的右侧。下文中再出现的“下游侧”，如果不作特殊说明，皆按此
理解。
[0075]工艺进气道3具有第一进气口 31和第一排气口，第一进气口 31与稳定管2的出口相对且彼此间隔开。稳定管2稳定输出的空气的一部分通过第一进气口 31进入工艺进气道3并进入涡轮发动机4，其余大部分气流从工艺进气道3外部流过，并被尾室5吸排出高空舱I。第一排气口和涡轮发动机4相连，工艺进气道3内的空气经过第一排气口流入涡轮发动机4中。这样让涡轮发动机4在起动过程中自然吸气，且稳定管2排出的气流压力和流速是稳定不变的，这样就可以实现进气模拟马赫数的平稳。
[0076]工艺进气道3的中心轴线与稳定管2的中心轴线重合。这样可以更好地保证压力和流速稳定的空气流入工艺进气道3从而进入涡轮发动机4。
[0077]涡轮发动机4设在高空舱I内且位于工艺进气道3的下游侧，也就是图1中的右侧。
[0078]涡轮发动机4具有第二进气口和第二排气口 41，第二进气口与第一排气口相连。也就是说，工艺进气道3内的空气经过第一排气口和第二进气口流入涡轮发动机4中。可以理解，涡轮发动机4已为现有技术，且为所属领域的普通技术人员所熟知，因此这里对于涡轮发动机4的具体构造和工作原理不作详细说明。
[0079]尾室5设在高空舱I内且位于涡轮发动机4的下游侧，也就是图1中的右侧。
[0080]尾室5具有第三进气口 51和第三排气口，第三进气口 51与第二排气口 41对应且彼此间隔开。涡轮发动机4排出的空气通过第三进气口 51进入尾室5。
[0081]尾室5具有用于冷却空气的冷却段53，第三排气口位于冷却段53的尾部。涡轮发动机4排出的高温气体在冷却段53被冷却并从第三排气口排出。
[0082]进气管6的一端从舱体进口 111伸入到舱体11内且与第一管21相连，进气管6的另一端与气源相连，进气管6将气源中的空气导入到舱体11内。[0083]排气管7的一端从舱体出口 112伸入到舱体11内且与第三排气口相连。也就是说，排气管7与冷却段53相连，冷却段53冷却后的空气通过排气管7排出舱体11外。
[0084]在试验时，首先调整高空舱I内的压力到一定数值，例如高空舱I内的压力为60.2kPa，同时进气管6向高空舱I内输入具有一定压力的空气，空气通过稳定管2后变得平稳，调节空气流量，例如，空气流量可以为4kg/s。当高空舱I进排气平衡后，高空舱I内形成稳定的从稳定管2至尾室5的气流通道，部分气流通过工艺进气道3流入涡轮发动机4，其余大部分气流从涡轮发动机4外部流过。这时涡轮发动机4的风车转速为零，进气马赫数约为0.03，折合风速约为36km/h。这对涡轮发动机4来说，气流冲压效果几乎没有，相当于无风速条件下的起动，即相当于零马赫数起动。这样涡轮发动机4就可以按照现有流程完成热试车试验内容。涡轮发动机4停车后，继续供气直到涡轮发动机4温度降低后，停止供气，试验结束。
[0085]根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100通过将工艺进气道3和稳定管2间隔开，让涡轮发动机4在起动过程中自然吸气，从而实现进气模拟马赫数的平稳，然后可以通过调节高空舱I内的压力和空气流量，可以实现对于涡轮发动机4零马赫数的实验条件，从而可以低成本快速的实现涡轮发动机4在地面状态零马赫数起动考核试验，实用性好。
[0086]根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括空气引射器10。空气引射器10设在高空舱I外且与排气管7相连以抽吸舱体11内的空气，调节舱体11内的压力，使高空舱I内的压力达到需要的压力。
[0087]此外，在高空舱I内的压力和空气流量都调节好的状态下涡轮发动机4点火起动到慢车工况，在涡轮发动机4起动过程中，由于涡轮发动机4排气的自引射作用，会降低高空舱I的压力，使高空舱I内的压力产生波动，调节空气引射器10可以稳定高空舱I的压力。
[0088]根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括第一支架。稳定管2设在第一支架上。这样可以保证稳定管2的稳定性，提高实验的稳定性和可靠性。
[0089]根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括第二支架14和第三支架。
[0090]其中，涡轮发动机4和工艺进气道3设在第二支架14上。尾室5设在第三支架上。
[0091]第二支架14上设有悬挂架,润轮发动机4可悬挂在悬挂架上。
[0092]在第二支架14上可设有压力传感器，该压力传感器用于测量高空舱I内的压力，以便根据需要调节高空舱I内的压力，达到实验条件的要求。
[0093]根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括调节阀8和截止阀9。
[0094]其中调节阀8设在进气管6上且位于高空舱I外。调节阀8可以调节从气源来的空气的流量使高空舱I内的空气流量达到涡轮发动机4在零马赫数实验条件下所要求的空
气流量。
[0095]截止阀9设在进气管6上且位于调节阀8的上游侧。也就是说，截止阀9设在中压气源和调节阀8之间，可以关闭进气管6和打开进气管6，这样可以更好地调节进气流量，避免调节阀8的频繁开闭，延长调节阀8的使用寿命。[0096]根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括用于测量从稳定管2流出的空气的流量的流量传感器，流量传感器设在稳定管2的邻近工艺进气道3的一侧上以测量空气流量。
[0097]在本发明的一个实施例中，根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括控制器，控制器可与流量传感器和调节阀8相连，流量传感器传递流量信号给控制器，控制器可以控制调节阀8，调节从中压气源来的空气的流量使空气流量达到涡轮发动机4进气所要求的流量。
[0098]根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括进气道压力传感器。进气道压力传感器可为多个，其中一个进气道压力传感器可设在工艺进气道3的第一进气口 31附近，用于测量涡轮发动机4进气道壁面静压。还有至少三个进气道压力传感器沿进气截面径向均匀分布，用于测量涡轮发动机4进气总压。
[0099]根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括用于测量涡轮发动机4转速的转速传感器。
[0100]下面简单描述根据本发明一个优选实施例的零马赫数试验装置100的试验过程。
[0101]首先，开启空气引射器10，调整高空舱I内的压力到60.2kPa，同时打开截止阀9，控制调节阀8，使进气管6通过稳定管2向高空舱I内吹入空气流量为4kg/s的空气。当高空舱I进排气平衡后，高空舱I内形成稳定的从稳定管2至尾室5的气流通道，部分气流通过工艺进气道3流入涡轮发动机4，其余大部分气流从涡轮发动机4外部流过。这时涡轮发动机4的风车转速为零，进气马赫数约为0.03，折合风速约为36km/h。这对涡轮发动机4来说气流冲压效果几乎没有，因此对涡轮发动机4而言，相当于无风速条件下的起动。在零马赫数的状态模拟好后涡轮发动机4点火起动到慢车工况,涡轮发动机4起动过程由于排气的自引射作用，会降低高空舱I内的压力，需要通过调节空气引射器10来稳定高空舱I的压力波动。高空舱I的压力稳定后涡轮发动机4按照预定流程继续完成其他热试车试验内容。涡轮发动机4停车后，继续供气待涡轮发动机4温度降低后，停止供气试验结束。
[0102]通过上述的实验，可得出如下试验结果，其曲线图如图3所示:
[0103]其中，Pml为发动机进气道壁面静压；PC1为高空舱I环境压力；n为发动机转速；PtmU Ptm2、Ptm3为沿进气截面径向均匀分布的三个点的发动机进气总压；T0为涡轮发动机4起动时刻，Tl为涡轮发动机4起动后某一时刻。
[0104]进气道压力传感器可测量得出Pml值，也就是发动机进气道壁面静压；在第二支架14上的压力传感器可测量得出PCl值，也就是高空舱I环境压力；转速传感器可测量得出η值，也就是发动机转速；至少三个沿进气截面径向均匀分布的进气道压力传感器可分别测量得出Ptml、Ptm2、Ptm3，也就是沿进气截面径向均匀分布的三个点的发动机进气总压。
[0105]参考图3，涡轮发动机4起动前，涡轮发动机4进气总压和高空舱I内压力比较平稳，且压力值基本相同，说明涡轮发动机4来流流速较低，气流无明显冲压效果。涡轮发动机4起动时刻，对进气来流有一定干扰，但绝对数值很�。邮匝榻峁峡茨Ｄ獾母鞲霾问闶匝槟Ｄ庖�。
[0106]由此，通过根据本发明一个实施例的零马赫数试验装置100可以模拟出涡轮发动机4在高空零马赫数下的进排气条件，从而可以模拟用于飞机的涡轮发动机4在该条件下的起动性能，涡轮发动机4针对该条件下的起动控制规律得到了优化，可以实现预期的试验目的。同时，采用根据本发明一个实施例的零马赫数试验装置100模拟试验成本低，实用性好。
[0107]下面参考图6详细描述根据本发明的用于埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法的畸变试验装置，高空抗畸变试验可在该畸变试验装置中完成。
[0108]该畸变试验装置包括:畸变模拟装置204和涡轮发动机4。
[0109]其中，畸变模拟装置204包括畸变模拟板，畸变模拟板可根据实验需要调节堵塞面积A。
[0110]涡轮发动机4与畸变模拟装置204相连。
[0111]该畸变试验装置还可包括总温测量段201、总静压力测量段202、等直段203、连接段205和尾耙207。其中，环境温度可在总温测量段201被测量，总静压力可在总静压力测量段202测量出。涡轮发动机4设在连接段205和尾耙207之间，畸变模拟装置204设在连接段205和等直段203之间。
[0112]在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”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。
[0113]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。
【权利要求】
1.一种埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法，其特征在于，包括以下步骤: 根据进气道吹风试验试验据数，获取所述埋入式进气道的涡轮发动机在不同马赫数Ma、攻角α、侧滑角、流量系数P下的进气道总压恢复系数σ和总压畸变度w; 根据所述埋入式进气道的涡轮发动机工作高度H和入口气流马赫数q ( λ )，获取所述埋入式进气道和所述埋入式进气道的涡轮发动机联合工作的工作区间； 根据所述工作区间获取所述埋入式进气道的涡轮发动机在工作包线范围内，各个状态下所述埋入式进气道的涡轮发动机进口的总压PtO和总压畸变度W、喷管背压Pc ； 根据所述埋入式进气道的涡轮发动机进口总压畸变度《，生成畸变模拟板，并计算所述畸变模拟板产生的畸变度w以及所述畸变模拟板的总压恢复系数； 根据所述畸变模拟板产生的畸变度w以及所述畸变模拟板的总压恢复系数调节畸变模拟器出口的气流速度以确定畸变模拟板出口总压畸变度与模拟板堵塞面积之间的函数关系; 根据环境温度ts，确定畸变试验中所述埋入式进气道的涡轮发动机的工作状态nh ； 根据所述埋入式进气道的涡轮发动机的工作状态nh和该状态下所述埋入式进气道的涡轮发动机的进口总压畸变度w，确定所述畸变模拟板的堵塞面积A，并根据所述畸变模拟板的堵塞面积A调节所述畸变模拟板； 在所述崎变1旲拟板调节完成之后，分别进行闻空性能试验、闻空崎变试验、闻空低温试验和闻原起动试验。
2.根据权利要求1所述的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法，其特征在于，畸变模拟板产生的畸变度w符合如下函数关系:
w=f (q( λ ), A)。
3.根据权利要求1或2所述的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法，其特征在于，模拟板的总压恢复系数σ满足以下函数关系:
σ m=g (q(λ ), A)； 通过流场标定确定w=f (q( λ ), A), σ m=g (qO)，A)。
4.根据权利要求1-3中任一项所述的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法，其特征在于，畸变模拟板出口总压畸变度w与模拟板堵塞面积A之间满足函数关系:
A=f (q( λ ), W)。
5.根据权利要求1-4任一项所述的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法，其特征在于，用于所述埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置，所述用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置包括: 高空舱，所述高空舱包括舱体和舱门，所述舱门可枢转地设在所述舱体上以打开或关闭所述舱体，所述舱体上形成有舱体进口和舱体出口 ； 稳定管，所述稳定管设在所述舱体内且位于所述舱体的舱体进口端，所述稳定管包括彼此相连的第一管和第二管，所述第一管的横截面的截面积按照从所述舱体进口朝向所述舱体出口的方向逐渐增加，所述第二管为截面积不变的圆柱形管；工艺进气道，所述工艺进气道设在所述高空舱内且位于所述稳定管的下游侧，所述工艺进气道具有第一进气口和第一排气口，所述第一进气口与所述稳定管的出口相对且彼此间隔开，所述工艺进气道的中心轴线与所述稳定管的中心轴线重合； 涡轮发动机，所述涡轮发动机设在所述高空舱内且位于所述工艺进气道的下游侧，所述发动机具有第二进气口和第二排气口，所述第二进气口与所述第一排气口相连； 尾室，所述尾室设在所述高空舱内且位于所述发动机的下游侧，所述尾室具有第三进气口和第三排气口，所述第三进气口与所述第二排气口对应且彼此间隔开，所述尾室具有用于冷却空气的冷却段； 进气管，所述进气管的一端从所述舱体进口伸入到所述舱体内且与所述第一管相连； 排气管，所述排气管的一端从所述舱体出口伸入到所述舱体内且与所述第三排气口相连。
6.根据权利要求5所述的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法，其特征在于，所述用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括:空气引射器，所述空气引射器设在所述高空舱外且与所述排气管相连。
7.根据权利要求5-6中任一项所述的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法，其特征在于，所述用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括:第一支架，所述稳定管设在所述第一支架上。
8.根据权利要求5-7中任一项所述的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法，其特征在于，所述用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括: 第二支架，所述发动机和所述工艺进气道设在所述第二支架上； 第三支架，所述尾室设在所述第三支架上。
9.根据权利要求5-8中任一项所述的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法，其特征在于，所述用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括: 调节阀，所述调节阀设在所述进气管上且位于所述高空舱外； 截止阀，所述截止阀设在所述进气管上且位于所述调节阀的上游侧； 用于测量从所述稳定管流出的空气的流量的流量传感器，所述流量传感器设在所述稳定管的邻近所述工艺进气道的一侧上。
10.根据权利要求1-4中任一项所述的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法，其特征在于，用于所述埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法的畸变试验装置，所述畸变试验装置包括: 畸变模拟装置，所述畸变模拟装置包括畸变模拟板； 涡轮发动机，所述涡轮发动机与所述畸变模拟装置相连。
【文档编号】G01M15/00GK103630363SQ201310683784
【公开日】2014年3月12日 申请日期:2013年12月12日 优先权日:2013年12月12日
【发明者】赵英, 雷鸣, 关振宇, 陈宝延, 蒋紫春 申请人:北京动力机械研究所
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