基于燃烧加热模式的预冷涡喷组合发动机试验系统及装置的制作方法

1.本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种基于燃烧加热模式的预冷涡喷组合发动机试验系统及装置。


背景技术：

2.随着高速/高超声速飞行器逐渐成为空天领域的研究热点，世界各个航空大国相继提出了多种新型的高速/高超声速动力系统，主要包括有火箭发动机、亚/超燃冲压发动机、涡轮基冲压组合发动机(tbcc)、火箭基冲压组合发动机(rbcc)等。其中，涡轮基冲压组合发动机(tbcc)方案具备使用成本低、宽马赫数范围内比冲较高、可水平起降、可重复使用等特点，兼具了涡喷发动机和冲压发动机的优势。然而，对于马赫数大于4的涡轮基冲压组合发动机而言，其在涡喷发动机和冲压发动机切换阶段(马赫数2.5～3.0)存在有推力不足的情况，想要解决这个问题，则需要保证涡喷发动机在更高的飞行速度条件下可以稳定工作。
3.然而，随着飞行速度的提高，进入涡喷发动机气流的滞止温度也随之升高，这会导致涡喷发动机压气机的性能迅速降低，且压气机能够赋予来流空气的能量密度也随之下降，从而大大降低了涡喷发动机的工作性能，并限制了涡喷发动机在更高的飞行速度下工作。将预冷器与涡喷发动机进行结合，采用预冷的方式降低进入发动机空气的温度，可以使飞行器在高速飞行时、涡喷发动机仍在低温空气来流条件下工作，能够有效提高涡喷发动机在高速飞行条件下的工作性能及推力，使涡喷发动机在更高的飞行速度条件下可以稳定工作。
4.当将预冷器和涡喷发动机进行匹配时，高温空气流流经复杂结构的预冷器时会产生流动转向，从而导致出现流场畸变，流场畸变会对涡喷发动机及涡喷发动机的稳定工作产生不利影响。
5.当前，亟需发展一种基于燃烧加热模式的预冷涡喷组合发动机试验系统及装置，用于开展预冷涡喷组合发动机的地面高温直连式试验，以便获取预冷涡喷组合发动机的技术性能，验证预冷涡喷组合发动机的控制技术。其中，预冷涡喷组合发动机是一种将预冷器与涡轮喷气式发动机结合的组合发动机，在高速飞行条件下，来流高温空气经过进气道压缩后，在预冷器内进行冷却降温，冷却后的空气进入涡轮喷气式发动机，经风扇压缩后与燃料进行混合并进入燃烧室燃烧，燃烧后形成的高温燃气由尾喷管排出；直连式试验系统是一种用于高超声速飞行器及发动机性能考核的地面试验系统，发动机模型与试验系统出口直接相连；基于燃烧加热模式的预冷涡喷组合发动机试验系统及装置利用“燃料+富氧空气”燃烧加热的方式产生能够模拟飞行器或发动机实际飞行条件下的高温气流，用以开展飞行器或发动机性能试验。


技术实现要素：

6.本发明所要解决的第一个技术问题是提供一种基于燃烧加热模式的预冷涡喷组
合发动机试验系统；本发明所要解决的第二个技术问题是提供一种常温变流量空气供应条件下预冷涡喷发动机性能试验装置；本发明所要解决的第三个技术问题是提供一种常温恒定流量空气供应条件下预冷涡喷发动机性能试验装置；本发明所要解决的第四个技术问题是提供一种高温变流量空气供应条件下预冷涡喷发动机性能试验装置；本发明所要解决的最后一个技术问题是提供一种高温恒定流量空气供应条件下预冷涡喷发动机性能试验装置。
7.本发明的基于燃烧加热模式的预冷涡喷组合发动机试验系统，其特点是，所述的基于燃烧加热模式的预冷涡喷组合发动机试验系统包括发动机用常温空气供应管路、燃烧加热器用常温空气供应管路、燃烧加热器用氧气供应管路、燃烧加热器用氢气燃料供应管路、预冷器用液氮预冷介质供应管路、发动机用航空煤油燃料供应管路和燃烧加热器系统与高温空气供应管路组合体；
8.发动机用常温空气供应管路包括顺序连接的ac1-kac1-pac1-kac2-pac2-kac6-c，管路起点为空气储罐ⅰac1，经减压器ⅰkac1、空气文氏管ⅰ前压力传感器pac1、空气文氏管ⅰkac2、空气文氏管ⅰ后压力传感器pac2、常温空气调节阀kac6，最终连接到预冷器c，并将常温空气供应给发动机d；常温空气调节阀kac6还连接有排气管路ⅰ，排气管路ⅰ包括顺序连接的kac4-kac5；当需要改变常温空气的供应流量时，改变常温空气调节阀kac6的开度，同时打开排气管路气动阀kac4和空气文氏管ⅱkac5，则部分空气通过排气管路ⅰ排放至大气中，从而实现常温空气变流量供应；供应到发动机c中的常温空气的质量流量与排放到大气中的常温空气的质量流量的比值等于调节阀kac6流通通道的面积与空气文氏管ⅱkac5最小横截面积的比值；当不需要供应常温空气时，关闭排气管路气动阀kac4和常温空气调节阀kac6，则不再向预冷器c中供应常温空气；其中，空气文氏管ⅰ前压力传感器pac1用来测量空气文氏管ⅰkac2之前的压力，空气文氏管ⅰ后压力传感器pac2用来测量空气文氏管ⅰkac2之后的压力；
9.燃烧加热器用常温空气供应管路包括顺序连接的a1-ka1-pa1-ka2-pa2-ka3-p2-a，管路起点为空气储罐ⅱa1，经减压器ⅱka1、空气文氏管ⅱ前压力传感器pa1、空气文氏管ⅱka2、空气文氏管ⅱ后压力传感器pa2、空气文氏管ⅱ后气动阀ka3，并与燃烧加热器用氧气供应管路中的氧气混合后形成富氧空气，经富氧空气管道压力传感器p2进入燃烧器a，与氢气混合后燃烧产生高温气体，经工艺喷管b供应给预冷器c，用以模拟飞行器在高速飞行过程中吸入的高温空气；当燃烧器a不运行时，关闭空气文氏管ⅱ后气动阀ka3，则不再向燃烧器a中供应空气；其中，空气文氏管ⅱ前压力传感器pa1用来测量空气文氏管ⅱka2之前的压力，空气文氏管ⅱ后压力传感器pa2用来测量空气文氏管ⅱka2之后的压力，富氧空气管道压力传感器p2用来测量进入燃烧器a前的富氧空气的压力；
10.燃烧加热器用氧气供应管路包括顺序连接的o1-ko1-po1-ko2-po2-ko3-p2-a，管路起点为氧气储罐o1，经氧气减压器ko1、氧气文氏管前压力传感器po1、氧气文氏管ko2、氧气文氏管后压力传感器po2、氧气文氏管后气动阀ko3，并与燃烧加热器用常温空气供应管路中的空气混合后形成富氧空气，经富氧空气管道压力传感器p2进入燃烧器a，与氢气混合后燃烧产生高温气体，经工艺喷管b和压力传感器p4供应给预冷器c，用以模拟飞行器在高速飞行过程中吸入的高温空气；当燃烧器a不运行时，关闭氧气文氏管后气动阀ko3，则不再向燃烧器a中供应氧气；其中，氧气文氏管前压力传感器po1用来测量氧气文氏管ko2之前的
压力，氧气文氏管后压力传感器po2用来测量氧气文氏管ko2之后的压力，富氧空气管道压力传感器p2用来测量进入燃烧器a前的富氧空气的压力，压力传感器p4用来测量进入高温空气调节阀kah3前的富氧空气的压力；
11.燃烧加热器用氢气燃料供应管路包括顺序连接的h1-kh1-ph1-kh2-ph2-kh3-p1-a，管路起点为氢气储罐h1，经氢气减压器kh1、氢气文氏管前压力传感器ph1、氢气文氏管kh2、氢气文氏管后压力传感器ph2、氢气文氏管后气动阀kh3，并经氢气管道压力传感器p1进入燃烧器a，与富氧空气混合后燃烧产生高温气体，经工艺喷管b和压力传感器p4供应给预冷器c，用以模拟飞行器在高速飞行过程中吸入的高温空气；当燃烧器a不运行时，关闭氢气文氏管后气动阀kh3，则不再向燃烧器a中供应氢气；其中，氢气文氏管前压力传感器ph1用来测量氢气文氏管kh2之前的压力，氢气文氏管后压力传感器ph2用来测量氢气文氏管kh2之后的压力，氢气管道压力传感器p1用来测量进入燃烧器a前的氢气的压力，压力传感器p4用来测量进入高温空气调节阀kah3前的富氧空气的压力；
12.预冷器用液氮预冷介质供应管路包括顺序连接的n1-pn1-kn1-pn2-kn2-kn3-c，管路起点为液氮储罐n1，经液氮汽蚀管前压力传感器pn1、液氮汽蚀管kn1、液氮汽蚀管后压力传感器pn2、液氮流量调节阀kn2、液氮气动阀kn3，并由预冷介质流入接口供应给预冷器c，在预冷器c内形成冷却区，对燃烧产生的高温气体进行换热冷却，将高温气体变为常温气体供应给发动机d，经过预冷器后的常温气体的温度由温度传感器t1进行测量，换热后升温的液氮介质由预冷介质排出接口排放至大气中；其中，液氮汽蚀管前压力传感器pn1用来测量进入液氮汽蚀管kn1前的液氮的压力，液氮汽蚀管后压力传感器pn2用来测量液氮汽蚀管kn1和液氮流量调节阀kn2之间的液氮的压力；
13.发动机用航空煤油燃料供应管路包括顺序连接的f1-kf1-pf1-kf2-kf3-pf2-d，管路起点为燃油桶f1，经燃油泵kf1、航空煤油泵后压力传感器pf1、航空煤油流量计kf2、航空煤油气动阀kf3、航空煤油气动阀后传感器pf2，最终供应给发动机d，在涡喷发动机燃烧室形成航空煤油喷雾，与上游的发动机用常温空气供应管路供应的空气混合后燃烧并产生推力；其中，航空煤油泵后压力传感器pf1用来测量燃油泵kf1后的压力，航空煤油气动阀后传感器pf2用来测量进入发动机d前的燃料压力；
14.燃烧加热器系统与高温空气供应管路组合体包括燃烧加热器系统与高温空气供应管路组合体，燃烧加热器系统与高温空气供应管路组合体包括顺序连接的a-b-p4-kah3-c；燃烧加热器系统由燃烧器a和工艺喷管b组成，氢气及富氧空气在燃烧器a中燃烧生成含氧量为21％的高温燃气，用来模拟飞行器高速飞行过程中吸入的高温空气，高温空气经由工艺喷管b进入高温空气供应管路，将工艺喷管b的出口的高温燃气定义为高温空气；高温空气供应管路包括顺序连接的b-p4-kah3-c，高温空气供应管路起点为工艺喷管b的出口，经压力传感器p4、高温空气调节阀kah3，最终进入预冷器c，经预冷器c换热降温后变为常温空气供应给发动机d；高温空气调节阀kah3还连接有排气管路ⅱ，排气管路ⅱ包括顺序连接的kah1-kah2；当需要改变高温空气的供应流量时，改变高温空气调节阀kah3的开度，同时打开排气管路高温气动阀kah1，则部分空气通过排气管路高温气动阀kah1和排气管路文氏管kah2排放至大气中，从而实现高温空气变流量供应；供应到发动机c中的高温空气的质量流量与排放到大气中的高温空气的质量流量的比值等于高温空气调节阀kah3流通通道的面积与排气管路文氏管kah2最小横截面积的比值；当不需要供应高温空气时，关闭燃烧器
a，则不再向预冷器c中供应高温空气；其中，压力传感器p4用来测量高温空气调节阀kah3之前的高温气体压力。
15.进一步地，所述的燃烧器a的燃烧室中的氢气和氧气燃烧反应为以下化学反应式：
[0016][0017]
其中，a为氢气的摩尔流量；b为氧气的摩尔流量；c为空气的摩尔流量；q为燃烧释热；
[0018]
燃烧器a的燃烧室中的氢气、氧气和空气流量在反应前后质量和能量守恒，为以下方程组：
[0019][0020]
式中，t0为反应前温度；t
t
为反应后温度；为氢气的摩尔质量；为氧气的摩尔质量；为氮气的摩尔质量；为水的摩尔质量；为氢气在反应前温度t0时的比焓；为氧气在反应前温度t0时的比焓；为氮气在反应前温度t0时的比焓；为氧气在反应后温度t
t
的比焓；为氮气在反应后温度tt的比焓；为水蒸气在反应后温度t
t
的比焓；为出口气体总质量流量；
[0021]
在不同马赫数条件下，气流总温为t
t
、总流量为在预先设定的风洞喷管尺度下，喷管出口试验气体参数包括总压、静压、静温随之确定，进而确定燃烧加热所需的氢气、氧气和空气流量；
[0022]
其中，气体文氏管流量计算方法如下：
[0023][0024]
式中，cd为气体文氏管的流出系数；c
*
为气体文氏管的临界流函数；a
th
为气体文氏管最小直径处的流通面积；p
t
为流入气体总压；t
t
为流入气体温度；r为气体常数；m为气体摩尔质量；
[0025]
其中，液氮汽蚀管流量计算方法如下：
[0026][0027]
式中，为液氮流量；aw为液氮汽蚀管最小直径处的流通面积；cd为液氮汽蚀管流量系数；ρ为液氮密度；δp为液氮汽蚀管上下游压差。
[0028]
本发明的常温变流量空气供应条件下预冷涡喷发动机性能试验装置，包括以下内容：
pn1-kn1-pn2-kn2-kn3-c管路实现对预冷器c的液氮供应，用以冷却燃烧器a产生的高温空气，当液氮储罐n1压力固定时，通过提前设置的液氮流量调节阀kn2的开度固定液氮的供应流量；此时发动机用常温空气供应管路的常温空气调节阀kac6处于关闭状态。
[0036]
本发明的基于燃烧加热模式的预冷涡喷组合发动机试验系统及装置立足于预冷涡喷组合发动机地面高温直连式试验需求，设计了一种基于燃烧加热模式生成高温气体的直连式试验系统，具备开展预冷涡喷组合发动机直连式试验的能力，为开展预冷涡喷组合发动机地面高温试验提供了试验平台硬件支撑。试验系统运行过程中，可以实现连续变流量和恒定流量的常温空气、高温空气、预冷介质、航空煤油的供应，可以同时开展变流量常温空气供应条件下预冷涡喷发动机性能试验、恒定流量常温空气供应条件下预冷涡喷发动机性能试验、变流量高温空气供应条件下预冷涡喷发动机性能试验、恒定流量高温空气供应条件下预冷涡喷发动机性能试验，能够满足预冷涡喷组合发动机不同工况的直连式试验的需求。
附图说明
[0037]
图1为本发明的基于燃烧加热模式的预冷涡喷组合发动机试验系统的结构示意图(总图)；
[0038]
图2为本发明的基于燃烧加热模式的预冷涡喷组合发动机试验系统的结构示意图(局部图ⅰ)；
[0039]
图3为本发明的基于燃烧加热模式的预冷涡喷组合发动机试验系统的结构示意图(局部图ⅱ)；
[0040]
图4为本发明的基于燃烧加热模式的预冷涡喷组合发动机试验系统的结构示意图(部件图)。
[0041]
图5为本发明的基于燃烧加热模式的预冷涡喷组合发动机试验系统运行时燃烧加热器内部压力图(实验结果图)。
具体实施方式
[0042]
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
[0043]
实施例1
[0044]
如图1～图4所示，本实施例的基于燃烧加热模式的预冷涡喷组合发动机试验系统，其特征在于，所述的基于燃烧加热模式的预冷涡喷组合发动机试验系统包括发动机用常温空气供应管路、燃烧加热器用常温空气供应管路、燃烧加热器用氧气供应管路、燃烧加热器用氢气燃料供应管路、预冷器用液氮预冷介质供应管路、发动机用航空煤油燃料供应管路和燃烧加热器系统与高温空气供应管路组合体；
[0045]
发动机用常温空气供应管路包括顺序连接的ac1-kac1-pac1-kac2-pac2-kac6-c，管路起点为空气储罐ⅰac1，经减压器ⅰkac1、空气文氏管ⅰ前压力传感器pac1、空气文氏管ⅰkac2、空气文氏管ⅰ后压力传感器pac2、常温空气调节阀kac6，最终连接到预冷器c，并将常温空气供应给发动机d；常温空气调节阀kac6还连接有排气管路ⅰ，排气管路ⅰ包括顺序连接的kac4-kac5；当需要改变常温空气的供应流量时，改变常温空气调节阀kac6的开度，同时打开排气管路气动阀kac4和空气文氏管ⅱkac5，则部分空气通过排气管路ⅰ排放至大气中，
从而实现常温空气变流量供应；供应到发动机c中的常温空气的质量流量与排放到大气中的常温空气的质量流量的比值等于调节阀kac6流通通道的面积与空气文氏管ⅱkac5最小横截面积的比值；当不需要供应常温空气时，关闭排气管路气动阀kac4和常温空气调节阀kac6，则不再向预冷器c中供应常温空气；其中，空气文氏管ⅰ前压力传感器pac1用来测量空气文氏管ⅰkac2之前的压力，空气文氏管ⅰ后压力传感器pac2用来测量空气文氏管ⅰkac2之后的压力；
[0046]
燃烧加热器用常温空气供应管路包括顺序连接的a1-ka1-pa1-ka2-pa2-ka3-p2-a，管路起点为空气储罐ⅱa1，经减压器ⅱka1、空气文氏管ⅱ前压力传感器pa1、空气文氏管ⅱka2、空气文氏管ⅱ后压力传感器pa2、空气文氏管ⅱ后气动阀ka3，并与燃烧加热器用氧气供应管路中的氧气混合后形成富氧空气，经富氧空气管道压力传感器p2进入燃烧器a，与氢气混合后燃烧产生高温气体，经工艺喷管b供应给预冷器c，用以模拟飞行器在高速飞行过程中吸入的高温空气；当燃烧器a不运行时，关闭空气文氏管ⅱ后气动阀ka3，则不再向燃烧器a中供应空气；其中，空气文氏管ⅱ前压力传感器pa1用来测量空气文氏管ⅱka2之前的压力，空气文氏管ⅱ后压力传感器pa2用来测量空气文氏管ⅱka2之后的压力，富氧空气管道压力传感器p2用来测量进入燃烧器a前的富氧空气的压力；
[0047]
燃烧加热器用氧气供应管路包括顺序连接的o1-ko1-po1-ko2-po2-ko3-p2-a，管路起点为氧气储罐o1，经氧气减压器ko1、氧气文氏管前压力传感器po1、氧气文氏管ko2、氧气文氏管后压力传感器po2、氧气文氏管后气动阀ko3，并与燃烧加热器用常温空气供应管路中的空气混合后形成富氧空气，经富氧空气管道压力传感器p2进入燃烧器a，与氢气混合后燃烧产生高温气体，经工艺喷管b和压力传感器p4供应给预冷器c，用以模拟飞行器在高速飞行过程中吸入的高温空气；当燃烧器a不运行时，关闭氧气文氏管后气动阀ko3，则不再向燃烧器a中供应氧气；其中，氧气文氏管前压力传感器po1用来测量氧气文氏管ko2之前的压力，氧气文氏管后压力传感器po2用来测量氧气文氏管ko2之后的压力，富氧空气管道压力传感器p2用来测量进入燃烧器a前的富氧空气的压力，压力传感器p4用来测量进入高温空气调节阀kah3前的富氧空气的压力；
[0048]
燃烧加热器用氢气燃料供应管路包括顺序连接的h1-kh1-ph1-kh2-ph2-kh3-p1-a，管路起点为氢气储罐h1，经氢气减压器kh1、氢气文氏管前压力传感器ph1、氢气文氏管kh2、氢气文氏管后压力传感器ph2、氢气文氏管后气动阀kh3，并经氢气管道压力传感器p1进入燃烧器a，与富氧空气混合后燃烧产生高温气体，经工艺喷管b和压力传感器p4供应给预冷器c，用以模拟飞行器在高速飞行过程中吸入的高温空气；当燃烧器a不运行时，关闭氢气文氏管后气动阀kh3，则不再向燃烧器a中供应氢气；其中，氢气文氏管前压力传感器ph1用来测量氢气文氏管kh2之前的压力，氢气文氏管后压力传感器ph2用来测量氢气文氏管kh2之后的压力，氢气管道压力传感器p1用来测量进入燃烧器a前的氢气的压力，压力传感器p4用来测量进入高温空气调节阀kah3前的富氧空气的压力；
[0049]
预冷器用液氮预冷介质供应管路包括顺序连接的n1-pn1-kn1-pn2-kn2-kn3-c，管路起点为液氮储罐n1，经液氮汽蚀管前压力传感器pn1、液氮汽蚀管kn1、液氮汽蚀管后压力传感器pn2、液氮流量调节阀kn2、液氮气动阀kn3，并由预冷介质流入接口供应给预冷器c，在预冷器c内形成冷却区，对燃烧产生的高温气体进行换热冷却，将高温气体变为常温气体供应给发动机d，经过预冷器后的常温气体的温度由温度传感器t1进行测量，换热后升温的
液氮介质由预冷介质排出接口排放至大气中；其中，液氮汽蚀管前压力传感器pn1用来测量进入液氮汽蚀管kn1前的液氮的压力，液氮汽蚀管后压力传感器pn2用来测量液氮汽蚀管kn1和液氮流量调节阀kn2之间的液氮的压力；
[0050]
发动机用航空煤油燃料供应管路包括顺序连接的f1-kf1-pf1-kf2-kf3-pf2-d，管路起点为燃油桶f1，经燃油泵kf1、航空煤油泵后压力传感器pf1、航空煤油流量计kf2、航空煤油气动阀kf3、航空煤油气动阀后传感器pf2，最终供应给发动机d，在涡喷发动机燃烧室形成航空煤油喷雾，与上游的发动机用常温空气供应管路供应的空气混合后燃烧并产生推力；其中，航空煤油泵后压力传感器pf1用来测量燃油泵kf1后的压力，航空煤油气动阀后传感器pf2用来测量进入发动机d前的燃料压力；
[0051]
燃烧加热器系统与高温空气供应管路组合体包括燃烧加热器系统与高温空气供应管路组合体，燃烧加热器系统与高温空气供应管路组合体包括顺序连接的a-b-p4-kah3-c；燃烧加热器系统由燃烧器a和工艺喷管b组成，氢气及富氧空气在燃烧器a中燃烧生成含氧量为21％的高温燃气，用来模拟飞行器高速飞行过程中吸入的高温空气，高温空气经由工艺喷管b进入高温空气供应管路，将工艺喷管b的出口的高温燃气定义为高温空气；高温空气供应管路包括顺序连接的b-p4-kah3-c，高温空气供应管路起点为工艺喷管b的出口，经压力传感器p4、高温空气调节阀kah3，最终进入预冷器c，经预冷器c换热降温后变为常温空气供应给发动机d；高温空气调节阀kah3还连接有排气管路ⅱ，排气管路ⅱ包括顺序连接的kah1-kah2；当需要改变高温空气的供应流量时，改变高温空气调节阀kah3的开度，同时打开排气管路高温气动阀kah1，则部分空气通过排气管路高温气动阀kah1和排气管路文氏管kah2排放至大气中，从而实现高温空气变流量供应；供应到发动机c中的高温空气的质量流量与排放到大气中的高温空气的质量流量的比值等于高温空气调节阀kah3流通通道的面积与排气管路文氏管kah2最小横截面积的比值；当不需要供应高温空气时，关闭燃烧器a，则不再向预冷器c中供应高温空气；其中，压力传感器p4用来测量高温空气调节阀kah3之前的高温气体压力。
[0052]
进一步地，所述的燃烧器a的燃烧室中的氢气和氧气燃烧反应为以下化学反应式：
[0053][0054]
其中，a为氢气的摩尔流量；b为氧气的摩尔流量；c为空气的摩尔流量；q为燃烧释热；
[0055]
燃烧器a的燃烧室中的氢气、氧气和空气流量在反应前后质量和能量守恒，为以下方程组：
[0056][0057]
式中，t0为反应前温度；t
t
为反应后温度；为氢气的摩尔质量；为氧气的
摩尔质量；为氮气的摩尔质量；为水的摩尔质量；为氢气在反应前温度t0时的比焓；为氧气在反应前温度t0时的比焓；为氮气在反应前温度t0时的比焓；为氧气在反应后温度t
t
的比焓；为氮气在反应后温度t
t
的比焓；为水蒸气在反应后温度t
t
的比焓；为出口气体总质量流量；
[0058]
在不同马赫数条件下，气流总温为t
t
、总流量为在预先设定的风洞喷管尺度下，喷管出口试验气体参数包括总压、静压、静温随之确定，进而确定燃烧加热所需的氢气、氧气和空气流量；
[0059]
其中，气体文氏管流量计算方法如下：
[0060][0061]
式中，cd为气体文氏管的流出系数；c
*
为气体文氏管的临界流函数；a
th
为气体文氏管最小直径处的流通面积；p
t
为流入气体总压；t
t
为流入气体温度；r为气体常数；m为气体摩尔质量；
[0062]
其中，液氮汽蚀管流量计算方法如下：
[0063][0064]
式中，为液氮流量；aw为液氮汽蚀管最小直径处的流通面积；cd为液氮汽蚀管流量系数；ρ为液氮密度；δp为液氮汽蚀管上下游压差。
[0065]
本实施例的常温变流量空气供应条件下预冷涡喷发动机性能试验装置，包括以下内容：
[0066]
由发动机用常温空气供应管路，即ac1-kac1-pac1-kac2-pac2-kac6-c管路实现常温变流量空气供应，当常温空气调节阀kac6前压力恒定时，通过改变常温空气调节阀kac6的开度实现常温空气流量的变化；当打开排气管路气动阀kac4和常温空气调节阀kac6时，供应到发动机c中的常温空气的质量流量与排放到大气中的常温空气的质量流量的比值等于常温空气调节阀kac6流通通道的面积与空气文氏管ⅱkac5最小横截面积的比值；由发动机用航空煤油燃料供应管路，即f1-kf1-pf1-kf2-kf3-pf2-d实现对发动机航空煤油燃料的供应，通过改变燃油泵kf1功率调节发动机航空煤油燃料流量；预冷器用液氮预冷介质供应管路的液氮流量调节阀kn2处于关闭状态；燃烧器a处于关闭状态，燃烧加热器及高温空气供应管路中的高温空气调节阀kah3处于关闭状态。
[0067]
本实施例的常温恒定流量空气供应条件下预冷涡喷发动机性能试验装置，其特征在于，包括以下内容：
[0068]
由发动机用常温空气供应管路，即ac1-kac1-pac1-kac2-pac2-kac6-c管路实现常温恒定流量空气供应，此时关闭排气管路气动阀kac4，当常温空气调节阀kac6前的压力恒定时，通过提前设置的常温空气调节阀kac6的开度实现恒定流量的常温空气供应；由发动机用航空煤油燃料供应管路，即f1-kf1-pf1-kf2-kf3-pf2-d管路实现对发动机航空煤油燃料的供应，通过提前设置的燃油泵kf1的功率，实现额定流量条件下发动机航空煤油燃料的
供应；预冷器用液氮预冷介质供应管路的液氮流量调节阀kn2处于关闭状态；燃烧器a处于关闭状态，燃烧加热器及高温空气供应管路中的高温空气调节阀kah3处于关闭状态。
[0069]
本实施例的高温变流量空气供应条件下预冷涡喷发动机性能试验装置，包括以下内容：
[0070]
由燃烧加热器系统与高温空气供应管路组合体，即a-b-p4-kah3-c管路实现高温变流量空气供应，燃烧器a处于开启状态，排气管路高温气动阀kah1处于开启状态，通过调节高温空气调节阀kah3的开度改变高温空气供应管路即b-p4-kah3-c管路的气体流量，多余的高温气体经由排气管路ⅱ即kah1-kah2管路排放至大气中；当打开排气管路高温气动阀kah1和高温空气调节阀kah3时，供应到发动机c中的高温空气的质量流量与排放到大气中的高温空气的质量流量的比值等于高温空气调节阀kah3流通通道的面积与排气管路文氏管kah2最小横截面积的比值；由发动机用航空煤油燃料供应管路，即f1-kf1-pf1-kf2-kf3-pf2-d管路实现发动机航空煤油燃料的供应，通过改变燃油泵kf1功率调节发动机航空煤油燃料流量；由预冷器用液氮预冷介质供应管路，即n1-pn1-kn1-pn2-kn2-kn3-c管路实现对预冷器c的液氮供应，用以冷却燃烧器a产生的高温空气，当液氮储罐n1压力固定时，通过调节液氮流量调节阀kn2的开度改变液氮的供应流量；此时发动机用常温空气供应管路的常温空气调节阀kac6处于关闭状态。
[0071]
本实施例的高温恒定流量空气供应条件下预冷涡喷发动机性能试验装置，包括以下内容：
[0072]
由燃烧加热器系统与高温空气供应管路组合体，即a-b-p4-kah3-c管路实现高温恒定流量空气供应，燃烧器a处于开启状态，关闭排气管路高温气动阀kah1，通过提前设置的高温空气调节阀kah3的开度固定高温气体的供应流量；由发动机用航空煤油燃料供应管路，即f1-kf1-pf1-kf2-kf3-pf2-d管路实现发动机航空煤油燃料的供应，通过提前设置的燃油泵kf1功率调节发动机航空煤油燃料流量；由预冷器用液氮预冷介质供应管路，即n1-pn1-kn1-pn2-kn2-kn3-c管路实现对预冷器c的液氮供应，用以冷却燃烧器a产生的高温空气，当液氮储罐n1压力固定时，通过提前设置的液氮流量调节阀kn2的开度固定液氮的供应流量；此时发动机用常温空气供应管路的常温空气调节阀kac6处于关闭状态。
[0073]
图5给出了本实施例的基于燃烧加热模式的预冷涡喷组合发动机试验系统在运行时测量的燃烧加热器内部压力图，从图5中可以看出，燃烧器压力呈阶梯变化，燃烧前后压力较低压力变化平稳，燃烧过程中压力较高压力变化平稳，符合设计需求。
[0074]
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的航空发动机技术领域。对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，可容易地实现另外的改进和润饰，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。