[發明專利]模擬流體溫度和/或壓力快速變化的試驗系統與試驗方法

有效

• 申請號: 201710641158.0
• 申請日: 2017-07-31
• 公開（公告）號: CN107290166B
• 公開（公告）日: 2020-07-21
• 發明（設計）人: 崔燚;孫江平;李德慶;居世超;劉鑫鑫;戴錚;段春;閆佳妮;張新太
• 申請（專利權）人: 中國商用飛機有限責任公司;中國商用飛機有限責任公司上海飛機設計研究院
• 主分類號: G01M99/00
• 分類號: G01M99/00
• 代理公司: 上海專利商標事務所有限公司 31100
• 代理人: 張蘭英

本發明涉及模擬流體的溫度和/或壓力快速變化的試驗系統。試驗系統包括:調節溫度的加熱流路；連通于加熱流路的升溫流路；流體連通于加熱流路的降溫流路；以及流體連通于所升溫流路和降溫流路的輸出流路。加熱流路包括入口端、與入口端連通的加熱器、調節流體的第一調壓閥和檢測溫度的第一溫度傳感器；降溫流路流體連接于加熱流路的輸出端并包括彼此流體連通的蒸發器和換熱器、和調節流體的第二調壓閥；升溫流路連接于加熱流路的輸出端并包括調節流體的第三調壓閥；輸出流路包括與降溫流路和升溫流路的輸出端連通的第二溫度傳感器和輸出端。試驗系統克服了升溫和降溫的元器件熱慣性大、溫度變化較慢、系統阻力有變化的缺陷，從而改善瞬態特性。

技術領域

本發明涉及航空熱動力試驗。更進一步地，本發明涉及一種模擬流體的溫度和/或壓力快速變化的試驗系統與試驗方法，尤其涉及用于模擬航空發動機引氣溫度和/或壓力快速變化的試驗系統與試驗方法。更具體地，本發明涉及一種在地面試驗室進行環控系統引氣動態性能試驗時，模擬飛機滑行、起飛、爬升、巡航、下降等階段發動機引氣溫度壓力變化的試驗系統和試驗方法。

背景技術

航空熱動力試驗系統主要用于飛機環控系統地面試驗，通過調節來自氣源供氣的壓力、流量、溫度等參數，模擬供用戶方(發動機啟動引氣、機翼防除冰引氣、空調設備供氣、沖壓空氣等)使用的發動機引氣，從而對飛機環控系統零部件、組件進行相關實驗。傳統的航空熱動力試驗臺僅對試件進行穩態試驗，即對給定的溫度、壓力、流量狀態進行測試，而不能對試件實現狀態變化過程的測試。

但是，飛機在整個飛行過程中，發動機的推力不斷的變化，尤其是起飛階段，發動機引氣端口的溫度隨發動機推力快速增加而劇烈變化。引氣溫度、壓力大幅波動時，對用氣系統影響較大，引氣系統是否具有良好的動態調節性能，能夠快速減輕或消除溫度波動對下游設備和用氣系統造成的影響，這是引氣系統動態性能設計的關鍵點。

為了考核與驗證環控系統引氣動態性能，需要在地面試驗室模擬航空發動機引氣端口在起飛、爬升、巡航、下降以及慢車狀態下的溫度、壓力的變化，其中在起飛或下降階段，航空發動機推力迅速增大或減小引起高中壓引氣口溫度的快速上升或降低。

在常規的航空發動機推力迅速增大或減小引起的高中壓引氣口溫度快速上升或降低的瞬時變化模擬中，需要使用加熱器、換熱器、蒸發器等元器件，但這些元器件自身具有溫度響應延遲的效應，導致模擬的氣體的溫度變化滯后。

在壓力模擬試驗過程中，試驗系統中的阻力是變化，從而影響壓力模擬的可靠性，導致試驗系統壓力調節緩慢的問題。

另外，試驗系統中有對高溫氣降溫的需求，利用常規的換熱器/冷卻器來降低氣體的溫度，這就要求這些元器件具有較大的換熱面積較大，使用的冷卻水量也較大，帶來設備尺寸大、設備數量多及設備維護工作量大等問題。

為此，對于模擬航空發動機引氣溫度和/或壓力快速變化的試驗系統，需要克服升溫和降溫的元器件熱慣性大、溫度變化較慢、系統阻力有變化的缺陷，從而改善瞬態特性。

發明內容

為解決本領域現有技術中的上述缺陷，根據本申請的第一方面，本申請提供一種模擬流體的溫度變化的試驗系統，試驗系統包括:能夠調節溫度的加熱流路；流體連通于加熱流路的升溫流路；流體連通于加熱流路的降溫流路；以及流體連通于所升溫流路和降溫流路的輸出流路。其中,試驗系統包括與流體源流體連通的入口端和輸出模擬流體的出口端；加熱流路中包括入口端、與入口端流體連通的加熱器、調節從加熱流路輸出的流體的第一調壓閥和檢測溫度的第一溫度傳感器；降溫流路流體連接于加熱流路的輸出端并包括彼此流體連通的蒸發器和換熱器、和調節從降溫流路輸出的流體的第二調壓閥；升溫流路流體連接于加熱流路的輸出端并包括調節從升溫流路輸出的流體的第三調壓閥；輸出流路包括與降溫流路和升溫流路的輸出端流體連通的第二溫度傳感器和輸出端。

較佳地，在該技術方案中，第一溫度傳感器設置在第一調壓閥與加熱流路的輸出端之間。