一种动态航空热动力试验系统和温度、压力快速控制方法
【专利摘要】一种动态航空热动力试验系统和温度压力环境快速控制方法，属于环境模拟与控制领域。主要用于飞机环控系统地面模拟试验，可实现温度、压力、流量的快速调节，进行环控系统快速升降温、升降压及全飞行包线动态模拟试验。该系统采用间接加热的方式降低了加热器的工程实现难度，可避免直接加热可能出现的干烧问题。温度与压力独立控制，消除了温度和压力的耦合效应。通过在换热器前设置快速调节机构，降低了调节机构的工程实现难度，从而提高系统的可靠性，降低了系统造价。系统中还设置了回热器，可回收部分废热，提高了系统的效率，降低了系统耗能。
【专利说明】一种动态航空热动力试验系统和温度、压力快速控制方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种动态航空热动力试验系统和一种温度、压力的快速控制方法，属于环境模拟及控制【技术领域】。
【背景技术】
[0002]航空热动力试验台是飞机环控系统研发的重要支撑系统，其主要功能是进行飞机环控系统空中环境模拟试验。通过调节来自气源系统的干燥空气的压力、流量、温度等参数，在地面对飞机各种不同飞行状态下飞机发动机的引气、座舱供气、冲压空气等供气状态进行模拟，考核飞机系统部件性能和工作可靠性。
[0003]现有的绝大多数航空热动力试验台仅能够对试件进行稳态试验，温度、压力、流量等状态参数都是恒定不变的。然而飞机在空中的飞行状态常常会发生快速变化，飞机的快速爬升、下降，发动机转速的变化等动态过程都会使得发动机引气的温度、压力等参数发生快速变化，而且飞机环控系统的失效往往发生在动态过程中，因此有必要对飞机环控系统的动态特性进行模拟和试验。
【发明内容】
[0004]针对上述问题，本发明的目的是提供一种能够实现温度、压力快速变化的热动力试验系统和一种温度、压力快速变化的控制方法。
[0005]根据本发明的一个方面，提供了一种动态航空热动力试验系统，其特征在于包括:
[0006]设置在试验供气系统最上游的第一快速调节阀，用于控制系统气路的开关，其中，第一快速调节阀的下游的气路分成并联的两条支路；
[0007]换热器，用于加热所述两条支路中的第一支路的空气；
[0008]设置在所述第一支路上并位于换热器上游的第二快速调节阀，用于根据试件的供气温度，调节所述第一支路的空气流量；
[0009]设置在所述两条支路中的第二支路上的第三快速调节阀，用于根据试件的供气温度，调节该第二支路的空气流量；；
[0010]设置在试件上游的第一压力传感器，用于测量试件的进气压力并反馈给供气系统最上游的第一快速调节阀；其中，第一快速调节阀根据第一压力传感器的反馈结果调节其阀门大小，从而控制试件的进气压力；
[0011]设置在试件上游的第一温度传感器，用于测量试件的进气温度并反馈给第二快速调节阀和第三快速调节阀。
[0012]根据本发明的一个进一步的方面，第二快速调节阀和第三快速调节阀相互制约，当其中一个开大时另一个关小，但第二快速调节阀和第三快速调节阀所分别控制的两条支路的总空气流量是固定的，只由第一快速调节阀决定；
[0013]根据本发明的一个进一步的方面，试件排气系统进一步包括:
[0014]设置在试件下游的第二压力传感器，用于测量试验段的出口背压；
[0015]设置在试件下游的第四快速调节阀，用于根据试件下游的第二压力传感器的反馈值调整其阀门大小，从而控制试验段的出口背压。
[0016]根据本发明的动态航空热动力试验系统，其特征在于进一步包括:
[0017]风机，用于驱动加热支路的空气流动；
[0018]加热器，用于对加热支路的空气进行加热；
[0019]设置在加热器下游的第二温度传感器，用于测量加热器下游的空气温度；
[0020]控制器，用于根据第二温度传感器测量的温度对加热器的加热功率进行调节；
[0021]回热器，用于回收流过换热器的空气的剩余热量，对风机的出口空气进行初步加热。
[0022]根据本发明的另一个方面，提供了一种用于动态航空热动力试验系统的温度、压力快速控制方法，其特征在于包括:
[0023]用加热器对风机供应的空气进行加热；
[0024]用控制器根据加热器下游温度传感器的测量值对加热器的加热功率进行调整，使加热器下游空气达到指定温度并流入换热器；
[0025]把经过第一快速调节阀后的气源供气分为两条支路，其中的第一支路流经第二快速调节阀和换热器被加热成热空气，另一路流经第三快速调节阀且其温度保持不变；
[0026]根据试件上游的第一温度传感器的测量结果，调整第二快速调节阀的阀门的开启大小，从而改变流向试件的热空气的流量；
[0027]根据第一温度传感器的测量结果，调整第三快速调解阀的阀门开启大小，从而改变流向试件的常温空气的流量；
[0028]根据试件上游的第一压力传感的测量结果，调整试验供气系统最上游第一调节阀的阀门开启大小，从而改变试验段总空气流量；
[0029]根据试件下游的第二压力传感器的测量结果，调整试件下游的第四快速调节阀的阀门开启大小，从而改变试验段出口背压；
[0030]试件的供气温度由第二快速调节阀和第三快速调节阀联合控制，使常温空气和加热空气按比例掺混进行调温；
[0031]用第一快速调节阀，通过改变试验段总空气流量，来控制试件的供气压力；
[0032]用回热器回收流过换热器的空气的剩余热量，对风机的出口空气进行初步加热；
[0033]第二快速调节阀和第三快速调节阀联合控制两路空气流量，也可以用一个三通调节阀代替；
[0034]加热器包括从电加热器、燃气加热器、热交换加热器中选出的至少一种；换热器包括从板翅式换热器、板式换热器、管壳式换热器、缠绕式换热器、套管式换热器中选出的至少一种。
[0035]本发明的优点在于:
[0036](I)采用冷热流体掺混调温的方法实现试验段温度的快速调节；
[0037](2)温度调节和压力调节相互独立，避免了二者调节的耦合效应；
[0038](3)快速调节阀均处于常温工作状态，降低了对部件的要求，提高了系统的可靠性，有利于工程的实现；
[0039](4)回热器回收了部分待排出空气的热量用来加热常温空气，减小了加热器的工作负担，实现了能量的有效利用；
[0040](5)加热器在常压环境下工作，降低了对加热器的要求，提高了系统的可靠性，有利于工程的实现；
[0041](6)风机供气使得流经加热器的空气流量稳定，试验段气源供气的变化不会影响到加热器供气，避免了加热器干烧损坏的情况，提高了加热器的使用寿命。
【专利附图】
【附图说明】
[0042]图1是根据本发明的一个实施例的动态航空热动力试验系统示意图。
[0043]附图标记:
[0044]1-进气管；2_第一快速调节阀；3_第二快速调节阀；4_第三快速调节阀；5_第一温度传感器；6_第一压力传感器；7_风机；8_换热器；9_回热器；10_加热器；11-控制器；12-第二温度传感器；13_试件；14_第二压力传感器；15_第四快速调节阀；16_排气管。
【具体实施方式】
[0045]下面结合附图，以该动态航空热动力试验系统的运行为实施例做详细说明。
[0046]根据本发明的一个实施例的动态航空热动力试验系统如图1所示，图1所示的系统大致可分为试验供气系统和加热系统两部分，换热器8连接了这两部分；具体为:气源(未显示)供应常温空气，通过进气管I和第一快速调节阀2后分为上下两路。上路为常温路，下路为热路。下路空气经过第二快速调节阀3后进入换热器8，换热器8对下路的空气进行加热；上路空气经过第三快速调节阀4后与下路加热过的空气进行掺混。第一温度传感器5测量掺混空气的温度，并反馈给第二快速调节阀3和第三快速调节阀4 ;第一压力传感器6测量掺混空气的压力并反馈给第一快速调节阀2。掺混空气供给试验段的试件13后流经压力传感器14和第四快速调节阀15，随后经过排气管16被排出，其中第二压力传感器14测量试验段排气背压并将压力信号反馈给第四快速调节阀15。风机7将常温空气送向回热器9，使该常温空气得到初步加热，初步加热后的空气流经加热器10得到二次加热，二次加热后的空气流经第二温度传感器12 ;第二温度传感器12测量热空气的温度并反馈给控制器11。二次加热后的空气流入换热器8，与试验供气系统下路中的空气进行换热，加热下路的空气，同时换热后降温的空气流出换热器8，进入回热器9，回热器9吸收降温空气的剩余热量，随后将空气排出。回热器9的作用在于能量的高效利用，不使用回热器9不会影响加热系统的正常工作。
[0047]本发明还提供了一种航空热动力试验系统温度、压力快速调节方法。根据本发明的一个实施例的航空热动力试验系统温度、压力快速调节方法包括:
[0048]A:加热系统启动
[0049]打开风机7，常温空气受风机7驱动流过回热器9、加热器10和换热器8，并又流经回热器9并被排出。打开回热器9和加热器10。被风机7驱动的常温空气被加热器10加热成高温空气。高温空气流入换热器8，用来对供气系统下路的空气进行加热，随后流出换热器8并进入回热器9，回热器9吸收其剩余热量后将其排出。吸收了流出换热器8的空气的残余热量后，回热器9将这些热量用来加热被风机7驱动进入加热系统的常温空气。
[0050]B:调整加热器功率
[0051]流出加热器10的空气的温度由第二温度传感器12测量，第二温度传感器12将测量值反馈给控制器11，控制器11对加热器10的加热功率进行调整，改变流出加热器10空气的温度使其达到预定值。
[0052]C:试验段供气
[0053]打开第一快速调节阀2，气源供应的常温空气通过进气管I和第一快速调节阀2后被分为两路，上路为常温路，下路为热路。上路空气流过常温路快速调节阀4，下路空气流过第二快速调节阀3和换热器8被加热成某一特定温度的热空气，两路空气经过迅速掺混进入试验段供试件13进行相关试验。流过试验段的空气经过第四快速调节阀15后通过排气管16被排出。
[0054]D:试验段进口温度的快速调节
[0055]第一温度传感器5实时测量掺混空气的温度并反馈给第二快速调节阀3和第三快速调节阀4，该两个快速调节阀进行快速的开大/关小操作，调整两路空气的流量，改变常温空气和热空气的掺混比例，实现温度的快速变化。
[0056]E:快速调节试件进口压力
[0057]第一压力传感器6测量掺混空气的压力并反馈给第一快速调节阀2 ;第一快速调节阀2进行快速的开大/关小操作，调整流入试验系统的空气流量，实现试件13进口压力的快速变化。
[0058]F:调节出口背压
[0059]第二压力传感器14测量系统的出口背压并反馈给快速调节阀15，快速调节阀15进行快速的开大/关小操作，调整流出试验系统的空气流量，实现出口背压的调节。
【权利要求】
1.一种动态航空热动力试验系统，其基本特征在于包括: 设置在试验供气系统最上游的第一快速调节阀(2)，用于控制系统气路的开关，其中，第一快速调节阀(2)的下游的气路分成并联的两条支路； 换热器(8)，用于加热所述两条支路中的第一支路的空气； 设置在所述第一支路上并位于换热器(8)上游的第二快速调节阀(3)，用于根据试件(13)的供气温度，调节所述第一支路的空气流量； 设置在所述两条支路中的第二支路上的第三快速调节阀(4)，用于根据试件(13)的供气温度，调节该第二支路的空气流量； 设置在试件(13)上游的第一压力传感器￠)，用于测量试件的进气压力并反馈给供气系统最上游的第一快速调节阀(2);其中，第一快速调节阀(2)根据第一压力传感器(6)的反馈结果调节其阀门大小，从而控制试件(13)的进气压力； 设置在试件(13)上游的第一温度传感器(5)，用于测量试件的进气温度并反馈给第二快速调节阀(3)和第三快速调节阀(4)。
2.根据本权利要求1的动态航空热动力试验系统，其特征在于: 第二快速调节阀(3)和第三快速调节阀(4)相互制约，当其中一个开大时另一个关小，但第二快速调节阀(3)和第三快速调节阀(4)所分别控制的两条支路的总空气流量是固定的，只由第一快速调节阀(2)决定。
3.根据权利要求1的动态航空热动力试验系统，其特征在于进一步包括: 设置在试件(13)下游的第二压力传感器(14)，用于测量试验段的出口背压； 设置在试件(13)下游的第四快速调节阀(15)，用于根据试件(13)下游的第二压力传感器(14)的反馈值调整其阀门大小，从而控制试验段的出口背压。
4.根据权利要求1的动态航空热动力试验系统，其特征在于进一步包括: 风机(7)，用于驱动加热支路的空气流动； 加热器(10)，用于对加热支路的空气进行加热； 设置在加热器(10)下游的第二温度传感器(12)，用于测量加热器下游的空气温度；控制器(11)，用于根据第二温度传感器(12)测量的温度对加热器(10)的加热功率进行调节； 回热器(9)，用于回收流过换热器⑶的空气的剩余热量，对风机(7)的出口空气进行初步加热。
5.—种动态航空热动力试验系统的温度、压力快速控制方法，其特征在于包括: 用加热器(10)对风机(7)供应的空气进行加热； 用控制器(11)根据加热器(10)下游温度传感器(12)的测量值对加热器(10)的加热功率进行调整，使加热器(10)下游空气达到指定温度并流入换热器(8); 把经过第一快速调节阀(2)后的气源供气分为两条支路，其中的第一支路流经第二快速调节阀(3)和换热器(8)被加热成热空气，另一路流经第三快速调节阀(4)且其温度保持不变； 根据试件(13)上游的第一温度传感器(5)的测量结果，调整第二快速调节阀(3)的阀门的开启大小，从而改变流向试件(13)的热空气的流量； 根据第一温度传感器(5)的测量结果，调整第三快速调解阀(4)的阀门开启大小，从而改变流向试件(13)的常温空气的流量； 根据试件(13)上游的第一压力传感器(6)的测量结果，调整试验供气系统最上游第一调节阀(2)的阀门开启大小，从而改变试验段总空气流量； 根据试件(13)下游的第二压力传感器(14)的测量结果，调整试件(13)下游的第四快速调节阀(15)的阀门开启大小，从而改变试验段出口背压。
6.根据权利要求5的方法，其特征在于: 试件(13)的供气温度由第二快速调节阀(3)和第三快速调节阀⑷联合控制，使常温空气和加热空气按比例掺混进行调温。
7.根据权利要求5的方法，其特征在于: 用第一快速调节阀(2)，通过改变试验段总空气流量，控制试件(13)的供气压力。
8.根据权利要求5的方法，其特征在于: 用回热器(9)回收流过换热器(8)的空气的剩余热量，对风机(7)的出口空气进行初步加热。
9.根据权利要求5-8之一的方法，其特征在于: 第二快速调节阀(3)和第三快速调节阀(4)联合控制两路空气流量； 加热器(10)包括从电加热器、燃气加热器、热交换加热器中选出的至少一种； 换热器(8)包括从板翅式换热器、板式换热器、管壳式换热器、缠绕式换热器、套管式换热器中选出的至少一种。
【文档编号】G05D27/02GK104460790SQ201410844688
【公开日】2015年3月25日 申请日期:2014年12月30日 优先权日:2014年12月30日
【发明者】刘猛, 吴豪, 阿嵘, 庞丽萍, 王浚 申请人:北京航空航天大学