一种航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统的制作方法

本申请涉及一种航空发动机结冰试验台动力模拟系统，尤其涉及一种航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，属于航空发动机试验。

背景技术：

1、航空发动机在飞机以不同高度和速度飞行下会遇到各种气象条件影响，其中发动机进气道、风扇叶片或帽罩结冰是危害安全运行的重要原因，因此对发动机的结冰试验是必不可少的。国外在结冰机理、撞击试验、防冰试验和模拟分析等方面形成了完整的验证方法、评估体系和标准。目前主要有结冰风洞、发动机结冰试验设备、低速结冰试验设备和飞行试验设备这四类设备用来满足不同试验对象的研究要求。我国主流研究方向包括结冰预防、结冰探测、水滴撞击和除冰方法。

2、发动机结冰试验多采用露天的结冰试验台进行相关研究，借助空旷场地和大气环境，利用专用测试仪器和试验装置开展发动机整机试验。发动机结冰试验要求试验台的测试段内形成满足标准规范的含水雾气流供发动机吸入。在试验台流场校测时，如果将发动机直接连入测试段，因流场校测设备上的部件脱落等不确定性因素会导致被测试发动机损坏，因此，不宜将发动机直接连入测试段进行流场校测。若采用常规风机设备来模拟发动机产生的流场，则稳定气流会在通过试验台的喷水喷雾装置后受到影响，不能保证流场的稳定性；如果采用抽吸式风洞形式进行流场校测，则含水雾气流会在下游风机叶片或真空罐处结冰，对下游的风机或真空气源设备造成较大损伤。

3、因此，需要研制一种航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，模拟结冰试验过程中发动机抽吸产生稳定的流场，避免流场校测时校测设备部件脱落损坏发动机，采用风机或真空气源作为动力源设备时含水雾气流因结冰损坏设备的问题。

技术实现思路

1、为解决测试发动机直接连入测试段进行流场校测时，因校测设备存在部件脱落等不确定性因素会导致测试发动机损坏，以及发动机结冰试验台的测试段内含水雾气流因结冰对下游风机或真空气源设备造成较大损伤的问题，本申请提供一种航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统,代替发动机直接连入测试段，模拟结冰试验过程中发动机抽吸产生的流场，动力来源为引射器。引射器采用多喷嘴形式，且每个喷嘴出口均安装盲板，便于开启或关闭，模拟宽速域测试段流场。

2、本申请采用的技术方案：

3、一种航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，所述动力模拟系统包括引射器进气管路，引射器喷嘴，引射器喷嘴出口盲板，引射器混合室，排气扩散段，所述引射器进气管路安装在航空发动机结冰试验台的发动机试验段下游侧壁上，其末端探入发动机试验段内部并安装有引射器喷嘴，所述引射器喷嘴末端设置有引射器喷嘴出口盲板，所述引射器混合室安装在航空发动机结冰试验台的发动机试验段下游与所述排气扩散段之间。

4、所述引射器喷嘴数量为2～10，沿引射器主气流通道周向均匀分布。

5、所述引射器喷嘴与引射器混合室轴线间的夹角为0°。

6、所述引射器喷嘴马赫数为1～3。

7、所述引射器喷嘴至引射器混合室入口的距离s=0.36d，其中d为引射器混合室直径。

8、所述引射器喷嘴与引射器式动力模拟系统面积比为0.1～0.2。

9、本申请具有如下有益效果：

10、1.本申请采用空气引射器进行抽吸可模拟结冰试验过程中发动机抽吸产生周向分布均匀的稳定流场，无需配备风机或真空气源设备等其他动力系统。

11、2.本申请采用多喷嘴形式，且每个喷嘴出口均设置盲板，通过开启或关闭，可模拟宽速域流量范围测试段流场。

12、3.本申请代替发动机直接连入未进行流场校测的结冰试验台测试段，可避免试验台流场校测时发动机受损。

技术特征：

1.一种航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，其特征在于：所述动力模拟系统包括引射器进气管路（4），引射器喷嘴（5），引射器喷嘴出口盲板（6），引射器混合室（7），排气扩散段（8），所述引射器进气管路（4）安装在航空发动机结冰试验台的发动机试验段（3）下游侧壁上，其末端探入发动机试验段（3）并安装有引射器喷嘴（5），所述引射器喷嘴（5）末端设置有引射器喷嘴出口盲板（6），所述引射器混合室（7）安装在航空发动机结冰试验台的发动机试验段（3）下游与所述排气扩散段（8）之间。

2.根据权利要求1所述的航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，其特征在于：所述引射器喷嘴（5）数量为2～10，并沿引射器混合室（7）轴线周向均匀分布。

3.根据权利要求2所述的航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，其特征在于：所述引射器喷嘴（5）与引射器混合室（7）轴线间的夹角为0°。

4.根据权利要求2所述的航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，其特征在于：所述引射器喷嘴（5）马赫数为1～3。

5.根据权利要求1所述的航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，其特征在于：所述引射器喷嘴（5）至引射器混合室（7）入口的距离s=0.36d，其中d为引射器混合室（7）直径。

6.根据权利要求1所述的航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，其特征在于：所述引射器喷嘴（5）与引射器式动力模拟系统面积比为0.1～0.2。

技术总结
本申请属于航空发动机试验技术领域，公开了一种航空发动机结冰试验台引射器式动力模拟系统，动力模拟系统包括引射器进气管路，引射器喷嘴，引射器喷嘴出口盲板，引射器混合室，引射器进气管路安装在航空发动机结冰试验台的发动机试验段下游侧壁上，其末端探入发动机试验段下游并安装有引射器喷嘴，引射器喷嘴末端设置有引射器喷嘴出口盲板，引射器混合室安装在航空发动机结冰试验台的发动机试验段下游与排气扩散段之间。本申请解决了直接采用发动机作为校测动力源时校测设备部件脱落损坏发动机，采用风机或真空气源作为动力源设备时含水雾气流因结冰损坏设备的问题，通过控制引射器喷嘴的开启或关闭数量，可模拟不同流量范围的发动机试验工况。

技术研发人员：孟凡民,张同心,刘国振,崔霄
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/4/29