航空发动机飞行速度模拟试验设备的制作方法

本发明涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种航空发动机飞行速度模拟试验设备。

背景技术：

1、航空发动机进行高空模拟或起动规律试验时，一般在直连式高空模拟或起动规律试车台进行。高空模拟或起动规律试车台主要由供气调节系统、环境试验舱(前舱和后舱)以及排气调节系统组成，供气调节系统供给航空发动机燃烧消耗和二次流冷却的空气，环境试验舱前舱对空气进行整流，环境试验舱后舱放置航空发动机和试验设备，建立航空发动机试验时需要模拟的飞行高度，排气调节系将航空发动机燃烧后的高温燃气冷却降温后排入抽气管道。

2、由于直连式高空模拟试车台或起动规律试车台模拟的为航空发动机空中飞行的飞行高度和飞行速度，其中飞行速度换算成发动机进口总温和总压进行模拟，不需要模拟实际的飞行速度，因此试车台供气调节系统和排气调节系统以及气源系统配套的压缩机组设计指标一般略大于发动机的进口空气流量即可满足试验要求。以某航空涡轴发动机试验为例，地面、静止、标准大气条件下，发动机进气流量约为5kg/s，二次流冷却用气为1.5kg/s，此时进入环境试验舱总空气流量为6.5kg/s，加上温度和压力调节时需要放空的空气，此时气源站只需开启一台10kg/s的供气压缩机和一台10kg/s的抽气压缩机即可开展试验。

3、航空发动机进行空中起动、环境结冰等试验时需要真实地模拟实际飞行速度，国外一般在推进风洞或自由射流试验台进行，或在直连式高空模拟试车台通过提高供气流量和抽气流量的办法来实现，近似于推进风洞试验设备。推进风洞或自由射流试验设备模拟实际飞行速度，需要的空气流量远远大于直连式高空模拟试车台或起动规律试车台试验时需要的空气流量。同样以某航空发动机为例，环境结冰试验时需要模拟飞行高度500m、进气温度-5℃、飞行速度78m/s的大气环境，结冰喷管直径为1.2m，此时需要114kg/s的空气流量才能达到78m/s的空气流速，而气源机组则需要提供不小于125kg/s的空气流量。大量的空气用以模拟飞行速度，发动机实际消耗的进气流量只占总流量的4％。气源建设投资以及使用成本高昂，我国目前仅有中国航发涡轮研究院具备120kg/s空气流量的气源设备，一般高空模拟试车台和起动规律试车台配置的(30～50)kg/s流量的气源系统远远不能满足要求。

技术实现思路

1、本发明提供了一种航空发动机飞行速度模拟试验设备，以解决现有方案存在的气源建设投资以及使用成本高昂、一般高空模拟试车台和起动规律试车台配置的流量的气源系统远远不能满足要求的技术问题。

2、本发明采用的技术方案如下：

3、一种航空发动机飞行速度模拟试验设备，包括：用于进行试验发动机高空试验的环境试验舱、两端开口设置的开口风洞、用于供给试验发动机试验时燃烧和二次流冷却用空气的供气调节系统管道、用于将试验发动机燃烧后的高温燃气排气至抽气管道的排气调节系统管道；环境试验舱包括位于其前后两端的前舱和后舱；开口风洞的入口连接后舱的排气端口，开口风洞的出口连接前舱的进气端口，以连接环境试验舱形成闭环风洞，进而使由环境试验舱排出的部分空气在闭环风洞内循环流动形成循环流；供气调节系统管道与开口风洞出口和前舱之间的管路连通，排气调节系统管道穿设开口风洞和后舱之间的管路后伸入后舱的排气端口，以连接环境试验舱内试验发动机的排气管。

4、进一步地，开口风洞包括连通的扩张段和收缩段、连接于扩张段和后舱排气端口之间的风洞进管、连接于收缩段与前舱进气端口之间的风洞出管、依次设置于风洞进管中的第一截止阀和动力风扇、设置于风洞出管中的第二截止阀；供气调节系统管道与第二截止阀和前舱之间的风洞出管连通；排气调节系统管道穿设风洞进管后伸入后舱的排气端口中。

5、进一步地，风洞进管包括依次设置且连通的第一拐角段、第一直管段、第二拐角段及第二直管段；第一拐角段的另一端连接后舱的排气端口，且排气调节系统管道穿设第一拐角段后伸入排气端口中；第一截止阀设置于第一直管段中；第二直管段的另一端连接扩张段，且动力风扇设置于第二直管段内。

6、进一步地，第一拐角段包括呈直角设置的拐角段壳体、用于对循环空气进行导流以减少气流湍流度的多块导流板、环形堵板；拐角段壳体的两端分别连通后舱的排气端口和第一直管段；多块导流板沿拐角段壳体的拐角对线依次间隔设置，且各导流板的一侧与拐角段壳体的内壁面固定；排气调节系统管道横向穿设拐角段壳体和导流板上开设的通孔后伸入后舱的排气端口中，且环形堵板固定于通孔中且还与排气调节系统管道固定。

7、进一步地，风洞出管包括依次设置且连通的第三拐角段、第三直管段及第四拐角段；第三拐角段的另一端连接收缩段，且第二截止阀设置于第三拐角段中，供气调节系统管道穿设第三拐角段后伸入第三直管段中；第四拐角段的另一端连通前舱的进气端口。

8、进一步地，开口风洞还包括用于对循环空气进行冷却降温的换热冷却器；换热冷却器设置于扩张段和收缩段之间。

9、进一步地，环境试验舱还包括位于前舱和后舱之间的中舱，及开断设置的中后舱连接管组；前舱、中舱及后舱三者由环境试验舱内前后依次设置的前隔板和后隔板分隔形成，且前舱为具有正负压和高低温环境的整流稳压舱，以用于模拟试验发动机的进气总温、总压；中舱为具有常温常压环境的试验设备舱，以用于安装用于测量试验发动机输出轴功率的功率测量器，及用于模拟极惯性矩的惯性矩模拟器，后舱为用于安装试验发动机和辅助动力装置的试验发动机舱，且其还具有用于模拟试验发动机排气压力的负压和高低温环境；或者，中舱为用于安装试验发动机和辅助动力装置的试验发动机舱，且其还具有用于模拟试验发动机排气压力的负压和高低温环境，后舱为具有常温常压环境的试验设备舱，以用于安装用于测量试验发动机输出轴功率的功率测量器，及用于模拟极惯性矩的惯性矩模拟器；中后舱连接管组的一端连通中舱，其相对的另一端连通排气端口。

10、进一步地，前舱包括起支承作用的第一支座，中舱包括起支承作用且沿轴向依次设置的第二支座和第三支座，后舱包括起支承作用且沿轴向依次设置的第四支座和第五支座；第一支座、第二支座及第五支座均为不与试验间地面固定的自由支座；中舱为试验设备舱且后舱为试验发动机舱时，第三支座为不与试验间地面固定的自由支座，第四支座为与试验间地面固定的固定支座；中舱为试验发动机舱且后舱为试验设备舱时，第三支座为与试验间地面固定的固定支座，第四支座为不与试验间地面固定的自由支座。

11、进一步地，前舱还包括中空筒状的前舱舱体、连接于前舱舱体前端的进气端头、连接于前舱舱体壁面上的前舱舱门，及沿进气方向依次间隔设置于前舱舱体内的多孔板、整流蜂窝器及整流网，以及设置于前舱舱体壁面上的快开人孔、抽气接管和多组第一卸荷装置；前舱舱体的后端轴向连接中舱；进气端口开设于进气端头的端面上；多孔板、整流蜂窝器及整流网分别沿前舱舱体的断面布设；前舱舱体内的气体通过前隔板进入抽气接管后外排。

12、进一步地，前隔板和后隔板结构相同，前隔板包括沿轴向依次设置且沿试验舱断面布设的第一竖板、中隔板及第二竖板，及呈环形设置的第一环板和第二环板，以及连接于中隔板中部的小隔板、密封小隔板和中隔板之间间隙的橡胶垫；第一竖板、中隔板及第二竖板三者的周缘分别与试验舱的内周面固定，且中隔板位于前舱和中舱的连接处；第一环板的两侧分别连接第一竖板和中隔板，以与试验舱的内周面间形成环向布设的第一环腔，第一竖板上还开设有与第一环腔连通的空气进口；第二环板的两侧分别连接中隔板和第二竖板，以与试验舱的内周面间形成环向布设的第二环腔，第二竖板上还开设有连通第二环腔和中舱的空气出口。

13、本发明具有以下有益效果：

14、本发明的航空发动机飞行速度模拟试验设备，当开口风洞不工作时，供气调节系统管道供给的空气进入开口风洞的出口与前舱之间的闭环风洞管路中，然后再由前舱的进气端口进入环境试验舱，发动机燃烧消耗后产生的高温燃气则通过伸入后舱排气端口中的排气调节系统管道排出至排气调节系统，从而该试验设备可作为普通的高空模拟试车台或起动规律试车台开展航空发动机高空台试验和起动规律试验；当开口风洞工作时，由环境试验舱后舱排出的部分空气在开口风洞的作用下在闭环风洞内循环流动，供气调节系统管道供给的空气进入开口风洞的出口与前舱之间的闭环风洞管路中，并与闭环风洞内循环流动的空气混合后再进入环境试验舱的前舱，发动机燃烧消耗后产生的高温燃气则通过伸入后舱排气端口中的排气调节系统管道排出至排气调节系统，而未经发动机燃烧消耗的循环空气则由环境试验舱后舱的排气端口重新进入闭环风洞循环，从而本发明试验设备中，通过开口风洞和环境试验舱的组合，在供气调节系统管道小输入流量下，可大大提高流经环境试验舱的空气流量，提高可以模拟的航空发动机飞行速度，从而可以开展空中起动、环境结冰等试验，大大提高了高空模拟试车台的通用性；本发明试验设备结合了风洞和直连式高空模拟试车台或起动规律试车台的功能，通过在环境试验舱进出口串联开口风洞，增加了流经环境试验舱的空气流量，大大提高了航空发动机模拟的飞行速度，使得直连式高空模拟试车台或起动规律试车台具有更为广阔的用途，保证了航空发动机空中起动、环境结冰等试验的顺利开展，且与大流量直连式高空模拟试车台或起动规律试车台相比，节省建设和运行成本60％以上。

15、除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。