[发明专利]动态航空热动力试验系统和动态温度、压力环境控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种动态航空热动力试验系统和一种动态温度、压力环境控制方法，属于环境模拟及控制技术领域。

背景技术

航空热动力试验系统主要用于飞机环控系统地面试验，通过调节来自气源供气的压力、流量、温度等参数，模拟发动机引气、机翼防除冰引气、空调设备供气、冲压空气等，从而对飞机环控系统零部件、组件进行相关实验。传统的航空热动力试验台仅对试件进行稳态试验，即对给定的温度、压力、流量状态进行测试，而不能对试件实现状态变化过程的测试。然而，发动机的工作状态是发生变化的，尤其是起飞、降落、爬升过程中发动机引气的温度、压力都迅速变化，模拟快速变化的试验状态是传统的热动力试验台所达不到的。

发明内容

本发明提出了一种动态航空热动力试验系统和一种动态温度、压力环境控制方法，其可实现试验过程中温度、压力快速动态调节，并且解除了控制过程中温度、压力的耦合关系，同时不增加试验系统的排气量。

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：

加热器，用于对气源供气加热，

设置在加热器上游的第一调节阀，用于对试件的供气压力进行调压，

设置在加热器下游的温度传感器，用于测定加热器出口气体温度，

控制器，用于根据从温度传感器反馈来的温度测量结果，对加热器进行控制从而维持出口气体温度的恒定，

冷却设备，用于对加热器下游的第一管路分支的气体进行冷却，

设置在冷却设备下游的第二调节阀，用于根据试件的供气温度，对冷却设备出口气体流量进行调节，

设置在与冷却设备并联的第二管路分支中的第三调节阀，用于根据试件的供气温度，对加热器出口热流体分支流量进行调节，

设置在试件下游的第四调节阀，用于对试件的排气背压进行调压。

根据本发明的一个进一步的方面，提供了一种动态航空热动力试验系统的动态温度、压力环境控制方法，其特征在于包括：

用加热器对气源供气加热，

通过设置在加热器上游的第一调节阀，对试件的供气压力进行调压，

通过设置在加热器下游的温度传感器，测定加热器出口气体温度，

用控制器，根据从温度传感器反馈来的温度测量结果，对加热器进行控制从而维持出口气体温度的恒定，

通过冷却设备，对加热器下游的第一管路分支的气体进行冷却，

用设置在冷却设备下游的第二调节阀，根据试件的供气温度，对冷却设备出口气体流量进行调节，

用设置在与冷却设备并联的第二管路分支中的第三调节阀，根据试件的供气温度，对加热器出口热流体分支流量进行调节，

用设置在试件下游的第四调节阀，对试件的排气背压进行调压。

本发明的优点包括：

1)实现了试件试验过程中压力、温度状态的快速调节，可进行飞机环控系统动态实验。

2)压力、温度状态快速调节过程中，解除了温度、压力的耦合关系，使得调节速度加快，同时控制过程准确度提高。

3)使用掺混的方法调节温度，避免了热惯性对温度调节的影响，可实现温度调节范围广，误差小。

4)掺混调温过程中，冷、热流体均取自加热器排气，不增加试验系统的排气量，从而提高了试验系统的经济性。

4)结构简单，设备可靠性高。

附图说明

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。

附图标记：

1—进气管，2—快速调节阀，3—加热器，4—控制器，5—加热器排气温度传感器，6—冷却设备，7—冷路调节阀，8—热路调节阀，9—试件供气温度传感器，10—试件供气压力传感器，11—试件，12—试件排气压力传感器，13—试件排气调节阀，14—排气管

具体实施方式

下面结合附图，对动态航空热动力试验系统做详细的说明。