航空用涡轮增压内燃机全环境高空试验系统及试验方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及模拟试验技术领域，具体涉及一种航空用涡轮增压内燃机全环境高空 试验系统及试验方法。
【背景技术】
[0002] 目前，用于进行发动机各项高空性能试验验证的涡轮增压内燃机高空模拟试验系 统均采用直连式试验系统，不能模拟真实的发动机高空运行环境，因此无法全面验证发动 机高空工作性能。
[0003] 因此，如何设计一种航空用涡轮增压内燃机的高空全环境性能模拟试验系统及试 验方法，以验证发动机高空真实环境下工作性能，成为亟待解决的技术问题。
【发明内容】
[0004] (一）要解决的技术问题
[0005] 本发明要解决的技术问题是：如何设计一种航空用涡轮增压内燃机的高空全环境 性能模拟试验系统及相应的试验方法，以验证发动机高空真实环境下工作性能。
[0006] (二）技术方案
[0007] 为了解决上述技术问题，本发明提供了一种航空用涡轮增压内燃机全环境高空试 验系统，包括低温供气系统、引射系统、冷却系统、试验舱、被测动力系统以及测控系统；
[0008] 所述低温供气系统，用于营造模拟环境高度下的低温试车环境；
[0009] 所述引射系统用于将试验舱内的空气排出，从而实现高空低压试验环境；
[0010] 所述测控系统用于进行被测动力系统以及试验舱的运行状态控制；
[0011] 所述冷却系统包括冷却气路及冷却水路，所述冷却气路用于利用低温气供给装置 产生的低温气体冷却高温环境下的非耐高温部件，所述冷却水路用于向水冷散热器供给冷 却水，所述水冷散热器用于测试发动机在不同条件下的性能特性，还用于保证发动机安全 正常运行。
[0012] 优选地，所述低温供气系统包括低温气供给装置、气路和电磁阀；所述低温气供给 装置用于制造低温气体，所述气路用于将低温供给装置产生的低温气体导入试验舱，所述 电磁阀用于控制流入试验舱的低温气体流量。
[0013] 优选地，所述引射系统包括引射器和气源气路；所述引射器用于将试验舱内空气 排出用以营造高空低压试验环境，所述气源气路连接引射器与试验舱。
[0014] 优选地，所述试验舱包括密封舱体、进气管路、发动机安装基座和排气管路；所述 密封舱体为筒形密封结构，用于放置被测动力系统，所述进气管路为进入密封舱体的冷气 管路，所述发动机安装基座用于支撑被测动力系统，所述排气管路用于将发动机运行产生 的废气排出试验舱；被测对象包括被测动力系统、测功机及相关执行机构。
[0015] 优选地，所述水冷散热器包括中冷恒温系统和水冷换热器，所述中冷恒温系统用 于测试发动机在不同进气温度下的性能特性；所述水冷换热器用于测试在不同滑油、冷却 液温度下发动机性能的变化情况。
[0016] 优选地，所述测控系统包括发动机操控系统、高度模拟控制系统、温度模拟控制系 统、发动机运行参数监测系统、试验舱运行状态监视系统；
[0017] 所述发动机操控系统用于根据预设的发动机工作状态操控相关部件；
[0018] 所述高度模拟控制系统用于模拟试验舱在一定高度下的环境压力；
[0019] 所述温度模拟控制系统用于模拟试验舱在一定高度下的环境温度；
[0020] 所述发动机运行参数监测系统用于监控发动机运行参数；
[0021] 所述试验舱运行参数监测系统用于监控试验舱运行参数。
[0022] 优选地，所述发动机运行参数监测系统包括信号采集箱和显示模块，所述信号采 集箱用于对发动机运行参数进行采集，所述显示模块用于对发动机运行参数进行显示输 出。
[0023] 优选地，所述试验系统还包括燃料供给系统，用于为试验系统其它模块供能，包括 燃油箱和燃油泵。
[0024] 本发明还提供了一种利用上述系统进行全环境高空试验的方法，包括以下步骤：
[0025] S1、根据发动机设计状态，设计制造发动机安装基座，以支撑被测动力系统，确保 被测动力系统在试验舱的轴心线上；
[0026] S2、根据飞行器飞行状态，计算发动机运行时的外部风速变化范围，根据计算结果 确定试验舱进气管路直径，并选用相应的电磁阀用于控制空气流量；
[0027] S3、在发动机机体上加装整流罩，模拟飞行过程中机体运行环境，并将试验舱进气 管路上的进气分支管路直接连接整流罩；
[0028] S4、采用中冷恒温系统代替中冷器，以测试发动机在不同进气温度下的性能特性； 采用水冷换热器代替风冷滑油、冷却液散热器，用以测试发动机在不同滑油、冷却液温度下 发动机性能的变化情况；所述水冷换热器包括水冷滑油换热器、水冷冷却液换热器；
[0029] S5、将水冷滑油换热器、水冷冷却液换热器、中冷恒温装置、燃油箱、信号采集箱等 布置于试验舱外部；
[0030] S6、根据试验需求，在发动机上安装布置发动机运行参数传感器，通过信号采集 箱，将发动机运行参数传感器采集的信号输入发动机运行参数监测系统的显示模块；
[0031] S7、根据试验舱的参试传感器的工作特性及安装位置，在处于高温辐射区的参试 传感器加装冷却气路；
[0032] S8、完成硬件连接后，检查测控系统的工作状态，确保其运行正常；确认各系统工 作正常后，关闭试验舱盖，试验准备工作结束；
[0033] S9、在地面大气状态进行发动机暖车及性能试验，开启引射系统和冷却系统，使其 处于小流量工况下运行；
[0034] S10、完成地面状态试验内容后，开启低温气供给装置，将试验舱内温度降低至预 设值后，提高引射系统工作状态，根据飞行速度要求，调节试验舱进气流速，实现一定高度 下的全环境模拟；
[0035] S11、在模拟环境高度不变的情况下，根据预设要求，调节中冷恒温系统、水冷滑油 换热器、水冷冷却液换热器的冷却水流量，实现发动机在同一海拔、不同工作状态下的工作 性能考核试验；
[0036] S12、完成该高度性能试验后，通过先调节试验舱模拟温度，后调节模拟试验高度 的顺序进行各海拔高度下的发动机性能试验。
[0037] (三）有益效果
[0038] 本发明将被测动力系统置于密封舱体内，利用低温供气系统制造低温气体，并通 过气路输送至试验舱内，用以营造舱内与海拔高度相适应的低温环境；采用引射系统强制 将试验舱内的气体排出，进行高空低压环境模拟，使试验环境模拟地更加接近发动机真实 高空工作环境，为航空用涡轮增压内燃机高空性能验证提供了一种高效、可靠的模拟试验 手段。
【附图说明】
[0039] 图1为本发明的整体结构示意图；
[0040]图2为本发明的部分结构间的具体连接结构示意图。
【具体实施方式】
[0041] 为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的
【具体实施方式】作进一步详细描述。
[0042] 本发明提供的一种航空用涡轮增压内燃机全环境高空试验系统的主要思想为：将 被测动力系统置于密封舱体内，利用低温供气系统制造低温气体，并通过气路输送至试验 舱内，用以营造舱内与海拔高度相适应的低温环境；采用引射系统强制将试验舱内的气体 排出，进而高空低压环境模拟，使试验环境模拟地更加接近发动机真实高空工作环境，为航 空用涡轮增压内燃机高空性能验证提供了一种高效、可靠的模拟试验手段。
[0043] 如图1、图2所示，本发明的航空用涡轮增压内燃机全环境高空试验系统包括低温 供气系统、引射系统、冷却系统、试验舱、被测动力系统以及测控系统；
[0044] 所述低温供气系统，用于营造模拟环境高度下的低温试车环境；
[0045] 所述引射系统用于将试验舱内的空气排出，从而实现高空低压试验环境；
[0046] 所述测控系统用于进行被测动力系统以及试验舱的运行状态控制；
[0047] 所述冷却系统包括冷却气路及冷却水路，所述冷却气路用于利用低温气供给装置 产生的低温气体冷却高温环境下的非耐高温部件，所述冷却水路用于向水冷散热器供给冷 却水，所述水冷散热器用于测试发动机在不同条件下的性能特性，以及保证发动机安全正 常运行。
[0048] 所述低温供气系统包括低温气供给装置、气路和电磁阀；所述低温气供给装置用 于制造低温气体，所述气路用于将低温供给装置产生的低温气体导入试验舱，所述电磁阀 用于控制流入试验舱的低温气体流量。
[0049] 所述引射系统包括引射器和气源气路；所述引射器用于将试验舱内空气排出用以 营造高空低压试验环境，所述气源气路连接引射器与试验舱；
[0050] 所述试验舱包括密封舱体、进气管路、发动机安装基座和排气管路；所述密封舱体 为筒形密封结构，用于放置被测动力系统，所述进气管路为进入密封舱体的冷气管路，所述 发动机安装基座用于支撑被测动力系统，所述排气管路用于将发动机运行产生的废气排出 试验舱；被测对象包括被测动力系统、测功机及相关执行机构。
[0051] 所述水冷散热器包括中冷恒温系统和水冷换热器，水冷散热器通过将水冷滑油换 热器、水冷冷却液换热器的温度降至使用范围之内的方式保证发动机安全正常运行，所述 中冷恒温系统用于测试发动机在不同进气温度下的性能特性；所述水冷换热器用于测试在 不同滑油、冷却液温度下发动机性能的变化情况。
[0052] 所述测控系统包括发动机操控系统、高度模拟控制系统、温度模拟控制系统、发动 机运行参数监测系统、试验舱运行状态监视系统；