飞机引射器性能测试系统及测试方法与流程

本发明涉及航空技术领域，特别涉及一种飞机引射器性能测试系统及测试方法。

背景技术：

引射器是利用一股高速高能流(液流、气流或其他物质流)引射另一股低速低能流的装置，射流经收缩形喷嘴迸入混合室，其周围是被引射流。通过边界的参混作用，引射流将能量传递给被引射流。掺混形成的混合区逐渐扩大而充满整个混合室，再经过一段混合过程，至混合室出口，流动几乎成为均匀流。

飞机引射器是客运飞机逃生滑梯的关键部件，当需要开启充气滑梯时，飞机引射器利用气瓶中的高压气体引射周围空气至滑梯中对滑梯充气。

目前，逃生滑梯的关键技术为国外所垄断。飞机引射器的研制在国内为空白状态，而在研制引射器时需要专用的试验设备对其性能进行测试，相应国内也没有飞机引射器的测试设备。

技术实现要素：

本发明提供了一种飞机引射器性能测试系统及测试方法，以解决现有技术中没有飞机引射器的测试设备的问题。

为了解决上述技术问题，本发明的技术方案为：

一种飞机引射器性能测试系统，包括试验舱、气瓶和滑梯模拟器，飞机引射器设置在所述试验舱内，所述气瓶通过进气管路连接所述飞机引射器；

所述试验舱后端设置有进气口，所述试验舱前端设置有进气舱，所述进气舱前端设置有出气口，所述进气舱后端与所述试验舱紧密连接，所述进气舱后端设置有开口，

所述飞机引射器主体设置在所述试验舱内，所述飞机引射器喷嘴插入所述开口设置在所述进气舱内，所述滑梯模拟器位于所述出气口处；

所述滑梯模拟器用于模拟滑梯充气时内部的背压变化。

可选的：所述滑梯模拟器包括反压调节锥，所述反压调节锥的锥形头正对所述出气口，所述反压调节锥连接有控制器，所述控制器控制所述反压调节锥在所述出气口内前后移动以模拟滑梯充气时内部的背压变化。

可选的：还包括检测单元，所述检测单元包括设置在所述进气管路上的流量计，设置在所述进气口处的第一压差传感器，设置在所述进气舱内的第二压差传感器，和设置在所述出气口处的压力传感器。

可选的：所述进气口处设置有多个流量喷嘴。

可选的：所述进气管路上还设置有控制阀组件和监测组件，所述控制阀组件包括手阀和调压阀，所述手阀设置在气瓶出口处，所述监测组件包括压力表。

根据本发明的另一方面，还提供了一种飞机引射器性能测试方法，该方法包括以下步骤：

步骤1、测试各种型号滑梯的背压曲线并同步到控制器中；

步骤2、打开至少一个流量喷嘴；

步骤3、打开手阀；

步骤4、控制器根据背压曲线前后移动反压调节锥来改变出气口处的流阻以实现模拟背压曲线；

步骤5、记录流量计记录的气瓶充气流量，流量喷嘴处的进气流量和进气舱内的压差。

采用上述技术方案，由于通过控制器带动反压调节锥的快速移动，来改变管道中的流阻，来实现背压的快速变化，以现实模拟真正的滑梯的背压曲线，以实现不使用真正的滑梯来测试飞机引射器的性能，使用简单方便，测试精准。

附图说明

图1为本发明飞机引射器性能测试系统的结构示意图；

图中，1-试验舱，2-进气舱，3-进气舱开口，4-飞机引射器，5-气瓶，6-反压调节锥，7-控制器，8-流量喷嘴，9-整流格栅，10-第一压差传感器，11-第二压差传感器，12-第二压力传感器，13-第二温度传感器，14-第一温度传感器，15-第一压力传感器，16-手阀，17-流量计，18-第一电磁切断阀，19-调压阀，20-第二电磁切断阀，21-称重传感器，22-第三压力传感器，23-压力表。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

一种飞机引射器性能测试系统，用于飞机引射器研制中的性能测试，图1为本发明飞机引射器性能测试系统的结构示意图，包括试验舱1、气瓶5和滑梯模拟器，飞机引射器4设置在试验舱1内，气瓶5通过进气管路连接飞机引射器4；

试验舱1后端设置有进气口，试验舱1前端设置有进气舱2，进气舱2前端设置有出气口，进气舱2后端与试验舱1紧密连接，进气舱2后端设置有进气舱开口3；

飞机引射器4主体设置在试验舱1内，飞机引射器4喷嘴插入进气舱开口3设置在进气舱2内，滑梯模拟器位于出气口处；

滑梯模拟器用于模拟滑梯充气时内部的背压变化。

具体的，在本发明的实施例中，滑梯模拟器是这样的结构：滑梯模拟器包括反压调节锥6，反压调节锥6的锥形头正对出气口，反压调节锥6连接有控制器7，控制器7控制反压调节锥6在出气口内前后移动来改变出气口中的流阻，来实现背压的快速变化，以模拟滑梯充气时内部的背压变化。

为了控制进气口的进气量，还设置有多个流量喷嘴8。为了进行说明，在本发明的实施例中，在进气口处设置有三个流量喷嘴8。

通过开启不同个数的流量喷嘴8，可以实现试验舱1内进气流量的控制。

由于通过流量喷嘴8进入试验舱1内的气流不均匀，为了完美模拟飞机引射器4使用时均匀自然的气流状态，在试验舱1内还设置有整流格栅9，整流格栅9位于进气口与飞机引射器4之间，通过整流格栅9可以调节气流，使其均匀稳定，不影响飞机引射器4测试结果。

本测试系统主要检测飞机引射器4的性能，在本发明的实施例中，通过检查进气流量、出气压差和气瓶5的出气流量来测试，因此在本发明的实施例中，还包括检测单元，具体的检测单元包括设置在进气管路上的流量计17，设置在进气口处的第一压差传感器10，设置在进气舱2内的第二压差传感器11，和设置在出气口处的第一压力传感器15。

其中，由于在自然状态下，周围环境的温度和压力，也会影响飞机引射器4的性能，因此，在进气口处还设置有第二压力传感器12和第二温度传感器13，在在出气口处还设置有第一温度传感器14。

为了控制气瓶5的开启，在本发明的实施例中，在气瓶5出口处设置有手阀16，另外为了测试时方便控制，在出现意外情况下能及时处理，在本发明的实施例中，还设置有第一电磁切断阀18和第二电磁切断阀20。第一电磁切断阀18和第二电磁切断阀20设置在进气管路上。

为了调节气瓶5的出气量，在进气管路上还设置有调压阀19。

另外，在本发明的实施例中，气瓶5底部还安装有称重传感器21，以通过检测气瓶5的重量来得到气瓶5内的气体剩余容量。

进气管路上还设置有监测组件，例如，在本发明的实施例中，监测组件包括压力表23和第三压力传感器22。

根据本发明的另一方面，还提供了一种飞机引射器4性能测试方法，该方法包括以下步骤：

步骤1、测试各种型号滑梯的背压曲线并同步到控制器7中；

步骤2、打开至少一个流量喷嘴8；

步骤3、打开手阀16；

步骤4、控制器7根据背压曲线前后移动反压调节锥6来改变出气口处的流阻以实现模拟背压曲线；

步骤5、记录流量计17记录的气瓶5充气时的流量，流量喷嘴8处的进气流量和进气舱2内的压差等。

下表为本发明飞机引射器的性能参数指标：

其中，温度为试验时的环境温度，即第一温度传感器14和第二温度传感器13测量的数值；压力1为第一压力传感器15测量的飞机引射器喷出的气体的压力数值；压力2为第二压力传感器12测量的流量喷嘴8处的压力；压差为第二压差传感器11测量的飞机引射器喷出的气体与外部环境的压差；流量1为第一压差传感器10获得的试验舱内的与外部环境的压差；流量2为流量计17获得的气瓶的流量数值。

以上结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但本发明不限于所描述的实施方式。对于本领域的技术人员而言，在不脱离本发明原理和精神的情况下，对这些实施方式进行多种变化、修改、替换和变型，仍落入本发明的保护范围内。