[发明专利]一种航空发动机涡轮部件的过渡态性能测试系统和实验方法

说明书

一种航空发动机涡轮部件的过渡态性能测试系统，包括加热器，加热器的入口接气源，出口分为两路，分别为试验气路和调节旁路；沿气流方向，试验气路上设置有快速响应气动阀和试验测量模型；试验测量模型为航空发动机涡轮部件或者模拟航空发动机涡轮部件；通过调节加热器功率使试验气路中的气体呈现升温变化过程或降温变化过程，实现时变温度过渡态工况模拟；通过控制快速响应气动阀由开到关或由关到开过程中的变化速率，进而调节试验测量模型上游的进气压力变化过程，模拟航空发动机启停、加速或减速真实工况下涡轮部件入口的压力条件，实现压力过渡态工况模拟。本发明还提供了相应的测试方法，为真实条件下部件改进及性能提升提供参考。

技术领域

本发明属于叶轮机械技术领域，特别涉及一种航空发动机涡轮部件的过渡态性能测试系统和实验方法。

背景技术

航空发动机内的各种部件往往在高温高压的恶劣环境下运行。在运行过程中，除稳态运行外，还会经历启停，加速，减速等多种非稳定工况，在这些非稳定工况下，相关部件(叶栅、盘腔、封严、排气系统等)的运行状态会发生明显的波动，这种非稳定波动一方面会降低运行效率，增加燃油损耗，另一方面，由于结构复杂，航空发动机运行的安全隐患也会增大。因此，深入了解相关部件在各种运行工况下的流场变化规律和气动特性，以此为基础对相关部件进行改进，进而提升航空发动机在变工况运行条件下的稳定性及运行效率有着重要的意义。

在航空发动机研究领域，实验方法和数值模拟方法是两种重要的研究方法，其中实验方法无需对边界条件进行简化，具有直观性强和可靠性高的特点。目前国内外进行机理性研究的航空发动机涡轮部件性能测试试验平台大多基于稳态工况进行设计和搭建，往往忽略了真实部件在变工况下的气动性能变化。

发明内容

为了克服上述现有技术的缺点，深入了解和探究过渡态下航空发动机涡轮部件的的运行状态，本发明的目的在于提供一种航空发动机涡轮部件的过渡态性能测试系统和实验方法，通过过渡态试验研究，更深入和真实地探究相应涡轮部件在非稳定工况下的运行特性，为航空发动机的优化、改进提供参考，进而提升航空发动机的运行效率。

为了实现上述目的，本发明采用的技术方案是：

一种航空发动机涡轮部件的过渡态性能测试系统，包括加热器，加热器的入口接气源，出口分为两路，分别为试验气路和调节旁路；

沿气流方向，所述试验气路上设置有快速响应气动阀和试验测量模型；所述试验测量模型为航空发动机涡轮部件或者模拟航空发动机涡轮部件；

通过调节加热器功率使试验气路中的气体呈现升温变化过程或降温变化过程，实现时变温度过渡态工况模拟；

通过控制所述快速响应气动阀由开到关或由关到开过程中的变化速率，进而调节试验测量模型上游的进气压力变化过程，模拟航空发动机启停、加速或减速真实工况下涡轮部件入口的压力条件，实现压力过渡态工况模拟。

在一个实施例中，所述调节旁路上安装有背压阀一，以调节试验气路的初始压力，同时避免快速响应气动阀关闭时的集气效应；所述试验气路上位于试验测量模型的下游安装有背压阀二，以调节试验测量模型出口背压。

在一个实施例中，所述快速响应气动阀阀门变化时间范围为1-10秒。

在一个实施例中，所述航空发动机涡轮部件为叶栅、盘腔、封严或排气系统。

在一个实施例中，所述试验气路上位于快速响应气动阀和试验测量模型之间设置有动态压力传感器和温度传感器，以监测压力变化曲线及气体温度是否满足目标要求。

在一个实施例中，所述试验测量模型设置有NI采集系统，所述NI采集系统用于采集并记录试验测量模型在过渡态工况中压力、速度、温度随时间的变化，并与快速响应气动阀动作导致的试验测量模型的上游压力波动曲线对应。