一种航空发动机进气加温控制系统的制作方法
【技术领域】
[0001]本实用新型属于航空发动机地面进气试车考核技术领域，具体涉及一种航空发动机进气加温控制系统。
【背景技术】
[0002]航空发动机出厂前需要在厂内台架完成大气条件下的常温试车，检查其装配质量，各功能情况是否满足技术要求。按照相关文件要求，航空发动机为了考核其安全性、可靠性，考核发动机制造装配质量，还需要定期进行发动机进口空气加温状态下的试车考核。
[0003]进气加温考核试车就是要按照技术要求，将发动机进口大气温度从大气条件逐渐加温到所需要的温度。要求发动机进口空气温度流速均匀，温度相对稳定，进气截面温度最大与最小温差满足技术要求。控制进气温度，保证流场热气流均匀稳定难度很大。
【实用新型内容】
[0004]针对现有技术的不足，本实用新型提出一种航空发动机进气加温控制系统。
[0005]—种航空发动机进气加温控制系统，包括热气源控制单元、冷热气掺混单元、气流稳定单元和进气温度场监测单元；
[0006]所述热气源控制单元包括主通道、主通道电动蝶阀、主通道铰链拉杆、主通道进气叶栅、旁通道、旁通道电动蝶阀、旁通道铰链拉杆和旁通道进气叶栅;所述冷热气掺混单元包括一壁面设置有开口并且一端封闭的中心圆筒;所述气流稳定单元为一设置于中心圆筒外侧的长圆筒;所述进气温度场监测单元包括电机、一组齿轮系统、多个温度耙和计算机；
[0007]所述主通道的一端连接热气源，主通道的另一端连接中心圆筒开口一端，所述旁通道位于主通道的一侧，所述中心圆筒位于长圆筒靠近主通道的一侧内部，所述长圆筒的另一侧位于航空发动机的一侧；
[0008]所述主通道电动蝶阀、主通道铰链拉杆和主通道进气叶栅位于主通道内，所述主通道电动蝶阀分别连接主通道铰链拉杆和主通道进气叶栅，所述旁通道电动蝶阀、旁通道铰链拉杆和旁通道进气叶栅位于旁通道内，所述旁通道电动蝶阀分别连接旁通道铰链拉杆和旁通道进气叶栅，所述多个温度耙分散均匀设置于长圆筒靠近航空发动机的一侧内部，所述电机连接齿轮系统的主动轮，齿轮系统的从动轮与温度耙相连，温度耙的输出端连接计算机。
[0009]所述冷热气掺混单元，还包括多个壁面设置有气孔的弹状圆筒，弹状圆筒两端封闭，设置有与中心圆筒相连通的开口，多个弹状圆筒分散均匀设置于中心圆筒的周围。
[0010]本实用新型的有益效果:
[0011]本实用新型提出一种航空发动机进气加温控制系统，该航空发动机进气加温控制系统操作简单、试车所消耗的燃滑油成本较低、安装拆卸方便，相比传统热源控制成本要低，经济效益高。
【附图说明】
[0012]图1为本实用新型【具体实施方式】中航空发动机进气加温控制系统结构示意图；
[0013]图2为图1中局部A-A放大结构示意图；
[0014]图3为图1中局部B-B放大结构示意图；
[0015]图4为图1中局部C-C放大结构示意图；
[0016]其中，1-热气源控制单元，2-冷热气掺混单元，3-气流稳定单元，4-进气温度场监测单元，5-主通道，6-旁通道，7-主通道电动蝶阀，8-主通道铰链拉杆，9-主通道进气叶栅，10-中心圆筒，11-弹状圆筒，12_长圆筒，13_电机，14齿轮系统，15-温度耜1，16_计算机。
【具体实施方式】
[0017]下面结合附图对本实用新型【具体实施方式】加以详细的说明。
[0018]—种航空发动机进气加温控制系统，如图1所示，包括热气源控制单元1、冷热气掺混单元2、气流稳定单元3和进气温度场监测单元4。
[0019]本实施方式中，如图2所示，热气源控制单元1包括主通道5、主通道电动蝶阀7、主通道铰链拉杆8、主通道进气叶栅9、旁通道6、旁通道电动蝶阀、旁通道铰链拉杆和旁通道进气叶栅。
[0020]本实施方式中，如图3所示，冷热气掺混单元2包括直径为200mm、长为2500mm的壁面设置有开口并且一端封闭的中心圆筒10，还包括12个壁面设置有气孔的弹状圆筒11，弹状圆筒11两端封闭，设置有与中心圆筒10相连通的开口，12个弹状圆筒11分散均匀设置于中心圆筒10的周围。
[0021]本实施方式中，气流稳定单元3为直径为3m的设置于中心圆筒外侧的长圆筒12。
[0022]本实施方式中，如图4所示，进气温度场监测单元4包括电机13、一组齿轮系统14、三个温度耙15和计算机16。
[0023]本实施方式中，主通道5的一端连接热气源，主通道5的另一端连接中心圆筒10开口一端，旁通道6位于主通道5的一侧，中心圆筒10位于长圆筒12靠近主通道5的一侧内部，长圆筒12的另一侧位于航空发动机17的一侧。
[0024]本实施方式中，主通道电动蝶阀7、主通道铰链拉杆8和主通道进气叶栅9位于主通道5内，主通道电动蝶阀7分别连接主通道铰链拉杆8和主通道进气叶栅9，主通道5内部结构与旁通道6内部结构相同，旁通道电动蝶阀、旁通道铰链拉杆和旁通道进气叶栅位于旁通道6内，旁通道电动蝶阀分别连接旁通道铰链拉杆和旁通道进气叶栅，3个温度耙15分散均匀设置于长圆筒12靠近航空发动机17的一侧内部，电机13连接齿轮系统14的主动轮，齿轮系统14的从动轮与温度耙15相连，温度耙15的输出端连接计算机16。
[0025]上述航空发动机进气加温控制系统的工作过程如下:
[0026]在进行航空发动机加热过程中，热气源从热气源控制单元1进入冷热气掺混单元2，冷空气与热空气在冷热气掺混单元2中进行掺混，掺混的冷热空气在气流稳定单元3形成稳定气流，并对航空发动机17进行加热，对航空发动机17进行加热的气体温度由进气温度场监测单元4进行检测；
[0027]具体过程如下:
[0028]热气源从主通道5进入中心圆筒10，由主通道电动蝶阀7、主通道铰链拉杆8和主通道进气叶栅9控制进入中心圆筒10的热气量，剩余热气从旁通道6排出，由旁通道电动蝶阀、旁通道铰链拉杆和旁通道进气叶栅控制旁通道排出的热气量;热空气进入中心圆筒10后滞止，并通过中心圆筒10和弹状圆筒11的开口处进入弹状圆筒11，从弹状圆筒11的壁面圆孔进入长圆筒12，与冷空气进行掺混，掺混的冷热空气在长圆筒12中形成稳定气流，并对航空发动机进行加热，电机13驱动齿轮系统14带动温度耙15旋转，温度耙15对气流温度进行测试，并将测试温度值传输至计算机16，进行温度数据采集。
【主权项】
1.一种航空发动机进气加温控制系统，其特征在于，包括热气源控制单元、冷热气掺混单元、气流稳定单元和进气温度场监测单元； 所述热气源控制单元包括主通道、主通道电动蝶阀、主通道铰链拉杆、主通道进气叶栅、旁通道、旁通道电动蝶阀、旁通道铰链拉杆和旁通道进气叶栅;所述冷热气掺混单元包括一壁面设置有开口并且一端封闭的中心圆筒;所述气流稳定单元为一设置于中心圆筒外侧的长圆筒;所述进气温度场监测单元包括电机、一组齿轮系统、多个温度耙和计算机； 所述主通道的一端连接热气源，主通道的另一端连接中心圆筒开口一端，所述旁通道位于主通道的一侧，所述中心圆筒位于长圆筒靠近主通道的一侧内部，所述长圆筒的另一侧位于航空发动机的一侧； 所述主通道电动蝶阀、主通道铰链拉杆和主通道进气叶栅位于主通道内，所述主通道电动蝶阀分别连接主通道铰链拉杆和主通道进气叶栅，所述旁通道电动蝶阀、旁通道铰链拉杆和旁通道进气叶栅位于旁通道内，所述旁通道电动蝶阀分别连接旁通道铰链拉杆和旁通道进气叶栅，所述多个温度耙分散均匀设置于长圆筒靠近航空发动机的一侧内部，所述电机连接齿轮系统的主动轮，齿轮系统的从动轮与温度耙相连，温度耙的输出端连接计算机。2.根据权利要求1所述的航空发动机进气加温控制系统，其特征在于，所述冷热气掺混单元，还包括多个壁面设置有气孔的弹状圆筒，弹状圆筒两端封闭，设置有与中心圆筒相连通的开口，多个弹状圆筒分散均匀设置于中心圆筒的周围。
【专利摘要】本实用新型涉及一种航空发动机进气加温控制系统，该系统包括热气源控制单元、冷热气掺混单元、气流稳定单元和进气温度场监测单元；热气源控制单元包括主通道、主通道电动蝶阀、主通道铰链拉杆、主通道进气叶栅、旁通道、旁通道电动蝶阀、旁通道铰链拉杆和旁通道进气叶栅，冷热气掺混单元包括一中心圆筒，气流稳定单元为一长圆筒，进气温度场监测单元包括电机、一组齿轮系统、多个温度耙和计算机；主通道的一端连接热气源，主通道的另一端连接中心圆筒开口一端，所述旁通道位于主通道的一侧，中心圆筒位于长圆筒靠近主通道的一侧内部，长圆筒的另一侧位于航空发动机的一侧。
【IPC分类】G05D23/20
【公开号】CN205121377
【申请号】CN201520942669
【发明人】杨福刚, 张立, 王恒
【申请人】沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司
【公开日】2016年3月30日
【申请日】2015年11月20日