一种进发排系统地面滑车试验方法与流程

1.本技术属于发动机试验技术领域，特别涉及一种进发排系统地面滑车试验方法。


背景技术：

2.进发排系统匹配特性的优劣关系到飞机的安全性、可靠性、经济性等诸多问题。进发排系统匹配不好，可能导致发动机喘振，危及飞机飞行安全，导致发动机最大推力下降，影响飞机起飞距离、起飞重量等，导致发动机涡轮后温度升高，影响发动机寿命、可靠性等，导致发动机耗油率升高，影响飞机的航程、航时等，飞机使用费用同时增加。因此，在飞机设计中必须充分考虑进发排系统的匹配问题，通过试验对进发排系统匹配性能进行全面验证。
3.现有的进发排匹配试验验证方法包括地面台架试验、高空台模拟试验、飞行台试验以及推进风洞试验。地面台架试验在航空发动机试车台上开展，发动机固定于台架之上，可获得地面条件下的进发排系统各项性能数据，其缺点是：其一，不能模拟飞机在地面滑跑或飞行条件下的前方来流；其二，目前国内现有的发动机试车台尚不具备开展大尺寸复杂异型进发排系统台架试验的条件，对于室内试车台，室内空间直接限制了被试进发排系统的尺寸，对于露天试车台，需要进行较大改造才可满足大尺寸复杂异型进发排系统台架试验的条件，其改造工作量大、周期长；高空台模拟试验在航空发动机高空模拟试车台上开展，是在地面模拟飞机发动机在空中的飞行状况和环境条件，高空台模拟试验的缺点是不能模拟飞机外流流动，不能加装飞机真实进气道，其模拟舱的尺寸直接限制了被试发排系统的尺寸。飞行台试验在发动机飞行试验台上开展，是将被试发动机固定在机身下面、机身上面、机翼下面或尾部并在飞行状态下进行性能和稳定性试验。可测试喘振、空中停车，以及不同飞行状态下外部环境对发动机的影响，结冰对发动机影响等。然而，开展大尺寸复杂异型进发排系统飞行台试验则困难巨大、风险极大，存在发动机飞行试验台的改装问题，安全评估问题等，这些问题导致大尺寸复杂异型进发排系统飞行台试验无法开展。推进风洞试验是将整个进发排推进系统和飞行器机体的有关部分放置在推进风洞中，以模拟飞机推进系统在飞行条件下的内部和外部流动。但目前我国尚无此类推进风洞，无法开展进发排系统推进风洞试验。
4.综上所述，现有的进发排匹配试验验证方法和平台不足以开展大尺寸复杂异型(因为喷管的偏心距，或者喷管为s弯喷管导致出口无法对准现有试验台的排气口)进发排系统的全面试验验证，大尺寸复杂异型进发排系统试验验证困难。


技术实现要素：

5.为了解决上述技术问题，本技术提供了一种进发排系统地面滑车试验方法，主要包括：
6.步骤s1、将由被试进气道、被试发动机和被试喷管相连接组成的被试进发排系统安装于滑车车架之上；
7.步骤s2、将滑车车架后端与固连在地面的牵引释放装置相连，并设置释放控制装置，以使所述牵引释放装置能够由牵引状态切换为释放状态；
8.步骤s3、在所述牵引状态下，进行地面滑车静态试验，控制发动机运行至预定状态后，通过测试系统采集记录预设的各个传感器的静态试验数据；
9.步骤s4、控制所述牵引释放装置切换为释放状态，使所述进发排系统沿滑轨滑跑，进行地面滑车动态试验，操纵发动机进行滑跑、慢车及停车步骤，通过测试系统采集记录预设的各个传感器的动态试验数据。
10.优选的是，步骤s1中，所述发动机通过推力销与滑车车架相连，所述推力销上设置有应变测量装置，通过应变确定发动机推力。
11.优选的是，步骤s1中，所述发动机与进气道、发动机与喷管通过软连接连接，所述喷管或进气道通过拉压力杆与滑车车架连接，所述拉压力杆上设置有拉压力测量装置。
12.优选的是，步骤s2中，所述滑车车架底部设置有滑块，所述滑块滑动设置在安装于地面上的滑轨之上。
13.优选的是，步骤s3中，通过遥控指挥系统对发动机进行控制，包括发动机的点火启动、油门杆位置控制以及停车操纵控制。
14.优选的是，步骤s3中，所述测试系统包括：
15.进气道出口测量耙、喷管进口测量耙、出口测量耙，用于测量各设备进出口总压及静压；
16.壁面压力传感器，安装于进气道壁面、喷管壁面，用于测量进气道及喷管壁面压静压；
17.壁面压力传感器、壁面应力应变片，用于测量各壁面压力；
18.壁面温度传感器，用于测量各壁面温度。
19.本技术可用于大尺寸复杂异型进发排系统方案可行性验证与性能评估，可模拟飞机进发排系统在地面滑跑和低空飞行条件下的内部和外部流动，对进发排系统的尺寸无任何限制条件。
附图说明
20.图1是本技术进发排系统地面滑车试验方法的原理图。
具体实施方式
21.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施方式中的附图，对本技术实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，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。所描述的实施方式是本技术一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施方式进行详细说明。
22.本技术提供了一种进发排系统地面滑车试验方法。主要包括：
23.步骤s1、将由被试进气道、被试发动机和被试喷管相连接组成的被试进发排系统
安装于滑车车架之上；
24.步骤s2、将滑车车架后端与固连在地面的牵引释放装置相连，并设置释放控制装置，以使所述牵引释放装置能够由牵引状态切换为释放状态；
25.步骤s3、在所述牵引状态下，进行地面滑车静态试验，控制发动机运行至预定状态后，通过测试系统采集记录预设的各个传感器的静态试验数据；
26.步骤s4、控制所述牵引释放装置切换为释放状态，使所述进发排系统沿滑轨滑跑，进行地面滑车动态试验，操纵发动机进行滑跑、慢车及停车步骤，通过测试系统采集记录预设的各个传感器的动态试验数据。
27.图1给出了所述进发排系统地面滑车试验方法的原理图。其中，被试进气道1加装在被试发动机2进口，被试喷管3加装在被试发动机2出口，再加装飞行器机体进发排系统的有关部分及整流罩，整个进发排系统安装于滑车车架4之上，以高精度地面滑轨9为跑道，以被试发动机为动力源，实现被试进发排系统滑跑试验状态，获取进发排系统在地面静止和地面滑跑状态下的进发排匹配特性，以及发动机、进气道和喷管各个部件的气动特性、结构振动及应力应变特性等，以验证进排气系统设计方案的可行性，并为进排气系统方案的优化设计提供可靠的技术数据。该试验方法可解决大型复杂异型进排气系统在工程型号研制中试验验证手段不足的问题。
28.如图1所示，所述发动机通过推力销6与滑车车架相连，所述推力销上设置有应变测量装置，通过应变确定发动机推力；所述发动机与进气道、发动机与喷管通过软连接连接，所述喷管或进气道通过拉压力杆7与滑车车架连接，所述拉压力杆上设置有拉压力测量装置；所述滑车车架底部设置有滑块5，所述滑块滑动设置在安装于地面上的滑轨之上。
29.滑车车架4后端与固连在地面的牵引释放装置8相连；滑车车架后端与牵引释放装置的连接可锁死，也可以释放，在锁死状态时可进行进发排系统地面滑车静态试验，在释放状态时，可进行进发排系统地面滑车动态试验；通过设计遥控指挥系统实现发动机状态的操纵，设计测试系统实现进发排系统推力、进气道和喷管各个部件的气动特性、结构振动及应力应变特性等的采集记录。
30.本技术的进发排系统地面滑车静态试验在滑车车架与牵引释放装置锁死状态下进行，试验时，通过遥控指挥系统操纵发动机运行至预定的发动机状态，测试系统采集记录所有提前预设的各个传感器在整个试验过程中的试验数据。
31.本技术进发排系统地面滑车动态试验，在滑车车架与牵引释放装置锁死状态下，通过遥控指挥系统操纵发动机运行至预定的发动机状态，待发动机运行稳定后，释放滑车，滑车在发动机推力作用下，沿滑轨滑跑，进入进发排系统地面滑车动态试验状态，待滑车达到预设的滑跑速度后，操纵发动机进入慢车状态，按发动机操作程序停车，测试系统采集记录所有提前预设的各个传感器在整个试验过程中的试验数据。
32.本技术的遥控指挥系统完成发动机的点火启动、油门杆位置控制、停车等操纵功能，以及发动机状态参数实时显示与采集记录。
33.本技术的测试系统包括进气道出口测量耙(测出口圆截面的总压(稳态、动态)、静压)、壁面压力传感器(进气道、喷管壁面，测壁面压力-静压)、壁面温度传感器、壁面振动传感器(安装在外壁面)、壁面应力应变片(外壁面，测应变)等，喷管进口测量耙、出口测量耙、壁面压力传感器、壁面温度传感器、壁面振动传感器、壁面应力应变片、拉压力杆7等，发动
机推力销(通过应变计算推力)等测量设备，以及数据采集器及线缆等。
34.本技术的被试进发排系统包括进气道、发动机、喷管、以及飞行器机体有关部分及整流罩，发动机通过推力销与滑车车架相连，进气道与发动机之间可以采用固连形式也可以采用软连接(不传力)形式，喷管与发动机之间可以采用固连形式也可以采用软连接形式，具体采用哪种连接形式需要根据具体的进发排系统特征和试验目(是否要测试相关部件)的确定。在进气道与发动机、喷管与发动机之间均采用软连接形式时，推力销所测推力不包含进气道和喷管的受力情况，喷管通过拉压力杆连接在滑车车架上，喷管的受力可由拉压力杆测力后解算获得。
35.本技术的试验方法可用于大尺寸复杂异型进发排系统方案可行性验证与性能评估，可模拟飞机进发排系统在地面滑跑和低空飞行条件下的内部和外部流动，对进发排系统的尺寸无任何限制条件。
36.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。