[发明专利]分体式航空发动机性能试验台及试验方法

说明书

本申请提出一种分体式航空发动机性能试验台及试验方法，其包括：压气机安装部，压气机安装部用于安装压气机；燃烧室安装部，燃烧室安装部用于安装燃烧室；涡轮安装部，涡轮安装部用于安装涡轮；第一启动发电一体机，第一启动发电一体机的输出轴用于连接于压气机；第二启动发电一体机，第二启动发电一体机的输出轴用于连接于涡轮；离合器，离合器连接第一启动发电一体机和第二启动发电一体机，在离合器接合的状态下，压气机和涡轮能够同步转动；第一管道，第一管道用于连接压气机和燃烧室；以及第二管道，第二管道用于连接燃烧室和涡轮。上述技术方案可以通过电机驱动，分别对压气机、燃烧室和涡轮进行精确测量标定，提高测试精度。

技术领域

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种分体式航空发动机性能试验台及试验方法。

背景技术

航空发动机的研制和发展是一项涉及气动热力学、传热传质学、燃烧学、结构强度疲劳、电子控制、材料学、高精度制造、试验和测量等多学科的复杂系统工程。航空发动机内部的气体流动、燃烧、传热、机械构造、机构运动特性极端复杂，以至于到目前为止，仍然不能从理论上给予详尽准确的理论描述，只有依靠发动机试验来获得内部动力学细节。借助试验技术，有助于深入理解其物理机理，实现验证设计，试验数据的逐步完善能够逐步将经验关系式进行扩展，提高对航空发动机工作特性的准确预测和设计能力。

航空发动机性能试验，是指利用专门的试验和测试设备检验发动机的工作特性的实验。发动机整机试验又称为发动机试车。航空发动机的工作条件非常苛刻，处于高温、高压、高速转动的工作状态，为了提升航空发动机的性能，需要充分掌握航空发动机在不同工况下的温度、压力、应力、间隙等情况。

现有航空发动机试验台，主要针对航空发动机整机进行性能试验，此状态下的航空发动机为完整装配体，核心部件包括：压气机、涡轮、燃烧室，三大部件装配为紧凑的完整结构。

因此在整机试验过程中，受限于空间结构，无法在压气机级间、涡轮级间布置级间测点，无法测量燃烧室内部流场，无法在压气机出口布置出口流场测量系统、无法在燃烧室出口截面布置出口流场测量系统。

同时，对于各截面所布置的有限温度压力测点，受限于安装形式和空间，可以实施的测量手段限制，测试精度不高。

发明内容

本申请旨在提出一种分体式航空发动机性能试验台，其可以提高测试精度降低测试成本。

本申请提出一种分体式航空发动机性能试验台，所述分体式航空发动机性能试验台包括：

压气机安装部，所述压气机安装部用于安装压气机；

燃烧室安装部，所述燃烧室安装部用于安装燃烧室；

涡轮安装部，所述涡轮安装部用于安装涡轮；

第一启动发电一体机，所述第一启动发电一体机的输出轴用于连接于所述压气机；

第二启动发电一体机，所述第二启动发电一体机的输出轴用于连接于所述涡轮；

离合器，所述离合器连接所述第一启动发电一体机和所述第二启动发电一体机，在所述离合器接合的状态下，所述压气机和所述涡轮能够同步转动；

第一管道，所述第一管道用于连接所述压气机和所述燃烧室；以及

第二管道，所述第二管道用于连接所述燃烧室和所述涡轮。

优选地，所述第一管道设置有节流阀、排气旁通阀、补气旁通阀和加热模块中的至少一个。

优选地，所述第二管道设置有隔热层，所述隔热层设置于所述第二管道的内部，所述隔热层能够阻止或减小所述第二管道输送气体造成的温度损失。

优选地，所述第二管道设置有水冷层，所述水冷层位于所述隔热层和所述第二管道的外壁之间，所述水冷层能够吸收通过所述隔热层扩散出的热量。