专利名称：一种航空活塞发动机内流高空模拟试验装置及其试验方法
技术领域：
本发明属于航空活塞发动机技术领域，涉及航空活塞发动机高空模拟试验技 术，具体地说，是指一种航空活塞发动机内流高空模拟试验方法。
背景技术：
众所周知的，航空活塞发动机与地面车用内燃机工作原理相同，都是燃料在汽 缸内与汽缸内被压缩后的空气混合燃烧后推动活塞做功。由于发动机需要从外部环境中 吸入新鲜空气作为工作介质参与做功，当外部环境中的空气条件发生变化时，即进气温 度、进气压力随飞行高度的增高而降低时，发动机输出的扭矩和功率也随之下降。为了获得航空活塞发动机在高空的性能数据，有数值计算和高空模拟试验两种 方法。数值计算得到的结果同样需要进行试验验证。目前，进行高空模拟试验有两种方法。一种方法为到海拔较高的地域去进行试验。中国青藏高原地区海拔较高，可以 在当地做试验以获得一定海拔高度下的发动机性能数据。这种方法的主要缺点有两个， 一个是每更换一个高度就需要重新找到一个合适的地点重新进行试验，而且受场地、地 域影响大，另外一个缺点就是受限于地理位置海拔高度的极限，只能得到一定海拔高度 的试验数据，无法得到更高如5000米以上高空试验数据。另外一种高空模拟试验方法为众所周知的高空台高空模拟试验方法。目前国内 所建设的高空台均为大功率燃气轮机如涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机所设计。采用 的方法是将整个发动机放入高空模拟环境舱中进行试验。这种方法进行航空活塞发动机 高空模拟试验的缺点很明显，为大功率燃气轮机设计的高空台气体流量大，试验成本极 高，而航空活塞发动机实际工作所需气体流量小，将航空活塞发动机放置于高空舱中进 行高空模拟将导致极大地浪费。
发明内容
本发明的目的是为了解决现有的进行航空活塞发动机高空模拟试验存在的问 题，提供一种航空活塞发动机内流高空模拟试验装置及其试验方法，本发明仅对发动机 实际工作进气和排气进行高空模拟，实现了低成本的航空活塞发动机高空模拟试验。航空活塞发动机内流高空模拟试验方法则采用发动机本体置于地面大气环境 下，仅对发动机工作进气和排气进行高空模拟，由于发动机工作所需气体流量小，对于 搭建这样的试验系统所需要的气源要求、场地要求以及设备的要求就很低，从而能以低 成本进行航空活塞发动机高空模拟试验。发动机实际工作进气流量较小，对小流量气体进行连续动态低温制冷在试验室 很容易实现，且容易达到12000米标准大气条件下的温度-56.5°C，对小流量气体进行连 续动态真空抽吸也容易实现，且容易达到12000米标准大气条件下的压力19.33kPa。这 种方法可以在试验室以较低成本实现。既解决了在高原进行航空活塞发动机高空模拟试验受限于场地、高度的问题，又解决了在现有高空台做航空活塞发动机高空模拟试验的 高成本和大浪费的问题。本发明提供了一种用于航空活塞发动机内流高空模拟的试验装置，所述的装置 包括进气高空模拟系统和排气高空模拟系统，还包括一个吸功器，所述的进气高空模拟 系统由制冷设备和节流调节阀构成，所述的排气高空模拟系统由比例调节阀和真空泵构 成，所述的制冷设备和节流调节阀顺序连接在航空活塞发动机的进气口，用于为航空活 塞发动机提供低温低压空气；所述的吸功器与航空活塞发动机的输出轴连接，用于吸收 和测量航空活塞发动机运行时输出的扭矩和功率；所述的比例调节阀和真空泵顺次连接 的航空活塞发动机的排气口，用于模拟航空活塞发动机的排气口环境。本发明还提供一种用于航空活塞发动机内流高空模拟试验方法，包括以下步 骤步骤一、试验准备将航空活塞发动机按照正常地面试验连接到发动机试验台 上，包括将航空活塞发动机输出轴连接至吸功器；将航空活塞发动机的进气口与进气高 空模拟系统的输出管路相连，所需要的航空活塞发动机工作进气由进气高空模拟系统供 给；将航空活塞发动机的排气口与排气高空模拟系统通过密封管路相连，航空活塞发动 机排气不直接排入试验室大气环境，而是由排气高空模拟系统抽走；步骤二、在地面进气条件下航空活塞发动机启动开车，航空活塞发动机正常运 转起来后，调整航空活塞发动机运行于需要进行高空模拟试验的某一个工作状态；步骤三、航空活塞发动机稳定工作在当前工作状态下，调节进气高空模拟系统 和排气高空模拟系统，使得航空活塞发动机位于当前工作状态下的一个试验模拟高度；步骤四、通过吸功器测量当前工作状态时航空活塞发动机的输出扭矩和功率；步骤五、重复步骤三和步骤四，完成航空活塞发动机在当前工作状态下所有高 度的高空模拟试验；步骤六、改变发动机工作状态，重复步骤三 步骤五进行高空模拟试验，完成 航空活塞发动机所有工作状态下所有高度的模拟试验。步骤七、试验结束。本发明的优点在于(1)本发明通过在试验室进行航空活塞发动机高空模拟试验，解决了到高原进行 航空活塞发动机高空模拟试验的受地域影响的问题，解决了试验极限高度受制于地理海 拔高度的问题，本发明提供的模拟方法可以随时在试验室中进行长期试验，且高空模拟 高度可以达到12000米；(2)在航空活塞发动机内流高空模拟试验中，由于仅对发动机工作所需要的内部 流动气体进行高空模拟，大大降低了高空模拟的难度，同时也大幅度降低了进行高空模 拟的试验成本，解决了在常规高空台进行航空活塞发动机高空模拟所带来的巨大浪费。
图1是本发明的航空活塞发动机内流高空模拟试验装置的连接结构示意图；图2是本发明的航空活塞发动机内流高空模拟试验方法流程图。
图中1-航空活塞发动机，101-进气口，102-排气口，2_吸功器，3-制冷设备，4-节流调节阀，5-比例调节阀，6-真空泵；AIR IN-空气进气，Exhaust Gas Out-废气排出。
具体实施例方式下面将结合附图及实施例对本发明作进一步的详细说明。众所周知，内燃机在燃油供给系统(化油器或者燃油电子喷射系统)的正常调节 下，燃油的供给量完全由吸入内燃机内的新鲜空气的质量流量来决定。所以，在正常工 作状态下，实际进入内燃机内的空气质量流量决定了内燃机的工作状态，即当前工作状 态下的性能数据(功率、扭矩)由空气质量流量决定。航空活塞发动机作为内燃机的一种，同样也不例外。随着飞行器飞行高度的增 加，环境大气压力和温度持续降低，将严重影响进入航空活塞发动机的空气质量流量。 影响趋势为，大气压力的降低导致空气密度降低，进入发动机的空气质量流量降低；大 气温度降低将导致空气密度增加，进入发动机的空气质量流量增加；随着高度的增加， 大气温度降低对空气密度增加的影响比大气压力降低导致空气密度降低的影响小，所以 总的趋势为，随着飞行高度的增加，进入发动机的空气质量流量减小，从而航空活塞发 动机的性能也同时降低。基于上述原理和理论基础，本发明提供一种航空活塞发动机内流高空模拟试验 装置，该试验装置仅对航空活塞发动机的内部工作介质气流(简称内流)进行高空模拟， 通过对航空活塞发动机实际进气进行相应高度下压力、温度的地面高空模拟，对实际排 气进行相应高度下压力的地面高空模拟就可以在地面环境下的试验室中进行航空活塞发 动机的高空模拟性能试验。本发明所提供的试验装置如图1所示，所述的试验装置主要包括进气高空模拟 系统和排气高空模拟系统，还包括一个吸功器2，所述的进气高空模拟系统由制冷设备3 和节流调节阀4构成，所述的排气高空模拟系统由比例调节阀5和真空泵6构成。地面 环境中的空气首先进入制冷设备3，图中标示为AIRIN，在制冷设备3中进行空气温度的 制冷，制冷温度由所需要模拟的飞行高度对应的标准大气温度决定。制冷设备3并不是 指一个设备，而是表示能对一定气体流量进气动态连续制冷和温度调节的一套设备，可 以采用现有技术中的任何一种方案来实现，如膨胀涡轮制冷、液氮制冷等。经过制冷设备3制冷并达到所需要温度的低温空气经过节流调节阀4进行进气 压力高空模拟调节。此时的调节工作必须在航空活塞发动机1开车运行状态下进行，发 动机工作所需气体由高空模拟系统管路供给，当航空活塞发动机1运行时，活塞配合汽 缸抽吸管路中的气体进入汽缸燃烧，当所需要抽吸到的气体质量流量不满足需要时，低 压状态则逐步产生，此时，通过调节节流调节阀4的开度大小来获得不同的低压压力模 拟。低温气体经过节流调节阀4进行压力调节后为低温低压气体，所述的低温低压气体 由航空活塞发动机1的发动机进气口 101吸入汽缸参与燃烧做功。航空活塞发动机1的输出轴与吸功器2 (如测功机、螺旋桨)连接，航空活塞发 动机1运行时输出的扭矩和功率由吸功器2吸收并测量。
上述得到的低温低压气体进入航空活塞发动机1并与燃油混合在汽缸内燃烧做 功后，废气由发动机排气口 102排出，发动机排气口 102与比例调节阀5通过密封管路连 接，比例调节阀5的作用是调节真空泵6加载到发动机排气上的功率，通过比例调节阀5 的调节，可以控制发动机排气高空模拟的低压压力。比例调节阀5与真空泵6通过密封 管路连接，废气经过比例调节阀5后进入真空泵6，再由真空泵6排出至大气中，图示标 记为Exhaust GasOut，指发动机废气排出。所述的发动机进气口的低压和发动机排气口的低压可以通过现有技术中的多种 方式实现，如可以采用引射或者抽真空的方式实现。参照图2，本发明还提供一种航空活塞发动机内流高空模拟试验方法，具体试验 流程如下步骤一、试验准备。试验前，将航空活塞发动机按照正常地面试验连接到发动机试验台上，包括将 航空活塞发动机输出轴连接至吸功器；将航空活塞发动机的进气口与进气高空模拟系统 通过密封管路相连，所需要的航空活塞发动机工作进气由进气高空模拟系统供给。将航 空活塞发动机的排气口与排气高空模拟系统通过密封管路相连，航空活塞发动机排气不 直接排入试验室大气环境，而是由排气高空模拟系统抽走。上述设备连接好后，确保航空活塞发动机内各系统工作正常，如不正常需要排 除故障；检查内流高空模拟试验设备工作状态，所述的内流高空模拟试验设备包括制冷 设备3、节流调节阀4、比例调节阀5、真空泵6以及用于连接的各级密封管路。步骤二、在地面进气条件下航空活塞发动机启动开车。此时，进气高空模拟系统和排气高空模拟系统都不工作，航空活塞发动机的进 气口和排气口直接与地面环境空气连通，此时航空活塞发动机进气压力处于地面环境压 力、进气温度为地面环境温度、发动机排气压力为地面环境压力。航空活塞发动机1正常运转起来后，经过热车、检查等必要步骤，然后调整航 空活塞发动机1运行于需要进行高空模拟试验的第一个工作状态。步骤三、高空模拟。在航空活塞发动机1稳定工作于第一个工作状态后，此时航空活塞发动机实际 工作进气和排气稳定。提高排气高空模拟系统工作功率，则航空活塞发动机排气口压力 逐步降低，所对应的标准大气高度逐步升高。同时，通过进气高空模拟系统的调节，发 动机运转状态下，活塞配合汽缸抽吸空气导致航空活塞发动机进气口压力逐步降低，所 对应的标准大气高度也逐步升高，所对应的进气温度由进气高空模拟系统调节输出功率 以达到所需要的低温。上述的提高排气高空模拟系统工作功率，是通过调节比例调节阀5配合真空泵6 使发动机排气口 102处的压力处于需要的高空模拟低压状态。上述的进气高空模拟系统 的调节，是指通过调节节流调节阀4配合航空活塞发动机1运转，使发动机进气口 101处 的压力处于需要的高空模拟低压状态，同时，制冷设备3输出对应高空模拟所需要的低
ilm ο排气口压力调节和进气口压力、温度调节可以采用自动同步方式进行进气和排 气的调节，也可以采用异步手动方式调节，异步手动方式调节需要按照先调节排气压力
7使发动机排气口 102处压力低于发动机进气口 101处压力，然后再调节节流调节阀4使发 动机进气口 1处压力与发动机排气口 102处压力同步，如发动机进气口 101处压力低于发 动机排气口 102处压力，容易导致航空活塞发动机1工作不稳定。模拟低温的调节可以 采用自动控制器控制制冷功率的方式来进行，也可以采用热空气掺混或者电加热微调等 方式来进行。所述的自动同步方式调节可由自动控制器(PID控制器)配合执行器(电动调节 阀)实现。所述的异步手动方式调节，调节顺序为先调节排气压力降低，然后调节进气压 力降低，顺序不能相反，否则航空活塞发动机不能稳定工作。先调节排气压力降低时， 保证排气压力比进气压力低，但差值保持在3 5kPa为宜。进气温度模拟则可以与排气 压力模拟的高度对应的温度同步。步骤四、当进气高空模拟系统和排气高空模拟系统都达到航空活塞发动机所需 要的进气低压、进气低温和排气低压后，通过吸功器2测量此时航空活塞发动机1的输出 扭矩和功率。步骤五、在当前工作状态下，改变航空活塞发动机的试验模拟高度，重复步骤 三和步骤四，完成航空活塞发动机在当前工作状态下的所有高度高空模拟试验。步骤六、改变发动机工作状态，重复步骤三 步骤五进行高空模拟试验，完成 航空活塞发动机所有工作状态下所有高度的模拟试验。在完成步骤三的试验过程后，根据试验要求，判断是否已完成所有航空活塞发 动机1在当前工作状态下的所有高空模拟试验，如果未完成，则返回步骤五执行，如果 已经完成，则改变发动机工作状态，返回步骤三进行改变后的工作状态下的高空模拟试验。需要说明的是，如果航空活塞发动机是从小功率工作状态改变至大功率工作状 态，航空活塞发动机的进气流量将增加，排气流量将对应增加，为了保证航空活塞发动 机能稳定工作，需要采用调节节流调节阀4使更多气体流量进入发动机或者调节比例调 节阀5配合真空泵6加大真空度输出，从而保证航空活塞发动机工作状态改变时，发动 机进气口 101处压力不低于发动机排气口 102处压力(压力差维持3 5KPa)，否则，容 易导致发动机工作不稳定；反之，发动机从大功率工作状态改变至小功率工作状态，此 时发动机的所需要的进气流量减小，排气流量也同步减小，则需要采用调节比例调节阀5 配合真空泵6减小真空度输出，保证发动机排气口 102处压力低于发动机进气口 101处压 力的差值不至于过大，避免差值过大导致发动机在排气管中产生回火。步骤七、试验结束。当试验要求的所有发动机工作状态所需要的全部高度下的高空模拟试验完成 后，试验结束。需要特别说明的是1、根据具体某一航空活塞发动机的某一具体试验要求，所需要试验的发动机 工作状态点的数量和数值将不同，所需要进行的高空模拟的高度也同样不一定需要达到 12000米，而是根据需要灵活进行，应用本发明提供的试验装置和方法，可以实现航空活塞发动机地面到高空12000米的高度范围内不同工作状态下的模拟试验。
2、本发明所述的航空活塞发动机内流高空模拟试验方法在进行调节高空模拟高 度和发动机工作状态改变的过程中可以采用更多更灵活的方法进行，比如不采用完成某 一个发动机工作状态下所有高空模拟高度后再进行发动机工作状态改变的方法，而采用 发动机的工作状态改变与高空模拟高度调节交替进行的方式；也可以省略某些发动机工 作状态下的某些高空模拟高度甚至于大部分对于飞行器无意义的试验点。具体试验全过 程由具体试验需求决定。
权利要求
1.一种航空活塞发动机内流高空模拟试验装置，其特征在于所述的模拟试验装置 包括进气高空模拟系统和排气高空模拟系统，还包括一个吸功器，所述的进气高空模拟 系统由制冷设备和节流调节阀构成，所述的排气高空模拟系统由比例调节阀和真空泵构 成，所述的制冷设备和节流调节阀通过密封管路顺序连接在航空活塞发动机的进气口， 用于为航空活塞发动机提供低温低压空气；所述的吸功器与航空活塞发动机的输出轴连 接，用于吸收和测量航空活塞发动机运行时输出的扭矩和功率；所述的比例调节阀和真 空泵通过密封管路顺次连接的航空活塞发动机的排气口，用于模拟航空活塞发动机的排 气环境。
2.根据权利要求1所述的航空活塞发动机内流高空模拟试验装置，其特征在于所 述的制冷装置采用膨胀涡轮制冷或液氮制冷。
3.根据权利要求1所述的航空活塞发动机内流高空模拟试验装置，其特征在于所 述的吸功器为测功机或螺旋桨。
4.一种航空活塞发动机内流高空模拟试验方法，其特征在于所述的模拟试验方法 包括下步骤步骤一、试验准备将航空活塞发动机按照正常地面试验连接到发动机试验台上， 包括将航空活塞发动机输出轴连接至吸功器；将航空活塞发动机的进气口与进气高空模 拟系统的输出管路相连，所需要的航空活塞发动机工作进气由进气高空模拟系统供给； 将航空活塞发动机的排气口与排气高空模拟系统通过密封管路相连，航空活塞发动机排 气不直接排入试验室大气环境，而是由排气高空模拟系统抽走；步骤二、在地面进气条件下航空活塞发动机启动开车，航空活塞发动机正常运转起 来后，调整航空活塞发动机运行于需要进行高空模拟试验的某一个工作状态；步骤三、航空活塞发动机稳定工作在当前工作状态下，调节进气高空模拟系统和排 气高空模拟系统，使得航空活塞发动机位于当前工作状态下的一个试验模拟高度；步骤四、通过吸功器测量当前工作状态时航空活塞发动机的输出扭矩和功率；步骤五、重复步骤三和步骤四，完成航空活塞发动机在当前工作状态下所有高度的 高空模拟试验；步骤六、改变发动机工作状态，重复步骤三 步骤五进行高空模拟试验，完成航空 活塞发动机所有工作状态下所有高度的模拟试验。步骤七、试验结束。
5.根据权利要求4所述的一种航空活塞发动机内流高空模拟试验方法，其特征在于 步骤三中调节进气高空模拟系统和排气高空模拟系统，使得航空活塞发动机位于当前工 作状态下的一个试验模拟高度，具体调节过程为提高排气高空模拟系统工作功率，则 航空活塞发动机排气口压力逐步降低，所对应的标准大气高度逐步升高，同时，通过进 气高空模拟系统的调节，航空活塞发动机运转状态下，活塞配合汽缸抽吸空气导致航空 活塞发动机进气口压力逐步降低，所对应的标准大气高度也逐步升高，所对应的进气温 度由进气高空模拟系统调节输出功率以达到所需要的低温，排气口压力调节和进气高口 压力、温度调节采用自动同步调节，或者采用异步手动调节。
6.根据权利要求5所述的一种航空活塞发动机内流高空模拟试验方法，其特征在于所述的异步手动方式调节需要按照先调节排气压力使发动机排气口处压力低于发动机进 气口处压力，然后再调节节流调节阀使发动机进气口处压力与发动机排气口处压力同 步，先调节排气压力降低时，保证排气压力比进气压力低，差值保持在3 5kPa。
7.根据权利要求4所述的一种航空活塞发动机内流高空模拟试验方法，其特征在于 步骤六中改变发动机的工作状态，如果航空活塞发动机是从小功率工作状态改变至大功 率工作状态，需要采用调节节流调节阀使更多气体流量进入发动机或者调节比例调节阀 配合真空泵加大真空度输出，从而保证航空活塞发动机工作状态改变时，发动机进气口 处压力不低于发动机排气口处压力；反之，发动机从大功率工作状态改变至小功率工作 状态，需要采用调节比例调节阀配合真空泵减小真空度输出，保证发动机排气口处压力 低于发动机进气口处压力的差值保持在3 5kPa。
全文摘要
本发明公开了一种航空活塞发动机内流高空模拟试验装置及其方法。目的是在地面低成本的实现航空活塞发动机高空性能试验，获得航空活塞发动机或者带增压器的航空活塞发动机在空中运行的性能参数。采用仅对航空活塞发动机进气模拟低温和低压，排气模拟低压的方式来模拟发动机在空中的运行状态。进气模拟和排气模拟的调节可以采用异步方式或者同步方式，逐步提高模拟高度，最终达到能够模拟12000米高空航空活塞发动机的运行状态，并测试其高空性能数据，包括扭矩和功率。这种试验方法实现成本低，易进行，试验方式灵活，可广泛应用于所有航空活塞发动机的地面高空模拟试验。
文档编号G01M15/02GK102023096SQ20101060477
公开日2011年4月20日 申请日期2010年12月23日 优先权日2010年11月15日
发明者冯建民, 李新民, 白湘波, 秦博, 陈小龙, 陈林 申请人:北京航空航天大学