本发明属于飞机辅助动力系统技术，涉及一种飞机辅助动力系统进气测量装置。
背景技术：
现有技术的辅助动力装置进气测量装置只能针对辅助动力装置进口进行测量，没有依据飞机的真实环境及进气门开度进行模拟进气测量，导致辅助动力系统地面试验无法真实反映装机状态，装机以后出现较大的性能偏差。
技术实现要素：
本发明的目的是：供一种结构简单、测量准确、能够方便移动及便于维护的飞机辅助动力系统进气测量装置。
本发明的技术方案：一种飞机辅助动力系统进气测量装置，其特征在于：所述飞机辅助动力系统进气测量装置包括模拟进气道1、进气门执行机构2、进气门4、压力传感器和温度传感器；其中，所述模拟进气道形状为“l”形，其拐角处平滑过渡，所述进气道1中设置进气道进口测点3、辅助动力装置进气口测点5、进气道出口测点6；所述进气门4与进气道1通过螺栓连接；所述进气门执行机构2为一电机，进气门执行机构2与进气门4通过传动杆连接，通过控制进气门的开度调节进气道的进气流量；所述进气道进口测点3设置在进气道1入口处，进气道出口测点6设置在进气道1出口处，辅助动力装置进气口测点5设置在辅助动力装置的进气口处；进气道进口测点3、进气道出口测点6、辅助动力装置进气口测点5各平均布置若干压力传感器和温度传感器。
本发明的有益效果：本发明采用与飞机辅助动力装置进气系统相似的结构，近似模拟机上安装及进气环境，采用进气门调节进气道的进气流量，在进气道入口和出口附近均匀布置压力传感器和温度传感器，能够准确测量出进气道进排气的气体参数，从而方便计算出进气道的压力损失，对辅助动力系统真实进气条件进行模拟。在辅助动力装置入口附近均匀布置压力传感器和温度传感器，可以测量辅助动力装置入口进气参数；本发明也可适用于民用或者军用飞机辅助动力系统的进气性能测量，具有一定的通用性和较好的实用价值。
附图说明
图1是本发明的飞机辅助动力系统进气测量装置的结构示意图；
其中，1-进气道、2-进气门执行机构、3-进气道进口测点、4-进气门、5-辅助动力装置进气口测点、6-进气道出口测点。
具体实施方式
下面结合附图通过具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。
请参阅图1，其是本发明的结构示意图。一种飞机辅助动力系统进气测量装置包括进气道1、进气门执行机构2、进气道进口测点3、进气门4、辅助动力装置进气口测点5、进气道出口测点6，其中，进气门4与进气道1通过螺栓连接，进气门执行机构2与进气门4通过传动杆连接，进气道进口测点3通过螺钉均匀固定在进气道1入口处，进气道出口测点6通过螺钉均匀固定在进气道1出口处，辅助动力装置进气口测点5均匀分布在辅助动力装置进气口处，每个测点各布置四个温度传感器和四个压力传感器。
本发明的进气门4通过进气门执行机构2调节开度，根据辅助动力装置的进气需要进入不同流量的气体，进气道进口测点3测量进气的压力和温度，进气通过模拟飞机真实管路的进气道1，进入辅助动力装置。进气道出口测点6测量进气通过进气道1后的压力和温度，利用计算公式可以计算进气气流的压力损失和进气流量。进气口测点5测量进气进入辅助动力装置的压力和温度，可以判断辅助动力装置的进气性能。本发明的进气道1模拟飞机辅助动力装置进气管路，进气门4和进气门执行机构2可以调节开度模拟辅助动力装置真实进气量，这是能够模拟飞机真实安装环境的关键。
本发明的进气道1的最大进气量为4kg/s，满足300kw当量功率以下辅助动力装置的进气需求。进气门执行机构2通过电动调节驱动进气门4。进气道进口测点3和进气道出口测点6测量进气的总压和总温，经过计算后能够较准确地得出进气道的总压损失和进气流量。进气道1按照飞机的辅助动力装置进气道结构进行设计，尽量模拟真实安装环境。
本发明一种飞机辅助动力系统进气测量装置，其作用是给民用飞机或军用飞机辅助动力系统地面试验时提供准确的，接近真实情况的进气性能测量结果。本发明的结构特点更能适应高机动，维修方便的地面试车环境。