一种试验件防冰引气流量装置、试验方法

摘要

一种试验件防冰引气流量装置，包括试验件安装系统、压缩空气气源系统、排气管道；所述试验件安装系统包括顺次连接的环形直管段、试验件安装机构、旋转测量机构、排气直管段和扩张段，所述环形直管段包括进气整流罩和设置在内部的进气锥构成；所述试验件安装机构用于安装试验件；所述旋转测量机构和排气直管段依次连接形成直管，内部安装排气锥组件，所述旋转测量机构上设有总压探针和静压测量孔；所述排气直管段后部连接扩张段；所述压缩空气气源系统与试验件的防冰引气管接口连接，包括通过管路连接的压缩机、储气罐、空气干燥机、过滤器、调节阀；排气管道连接在试验件安装系统后端。该装置具有测试准确率高，模拟环境真实的优点。

权利要求

1.一种防冰引气流量试验方法，其特征在于，将试验件安装在试验件安装装置上，所述试验件安装装置包括试验件安装系统、压缩空气气源系统、排气管道；所述试验件安装系统包括顺次连接的环形直管段、试验件安装机构、旋转测量机构、排气直管段和扩张段，所述环形直管段包括进气整流罩和设置在内部的进气锥构成；所述试验件安装机构用于安装试验件；所述旋转测量机构和排气直管段依次连接形成直管，内部安装排气锥组件，所述旋转测量机构上设有总压探针和静压测量孔；所述排气直管段后部连接扩张段；所述压缩空气气源系统与试验件的防冰引气管接口连接，包括通过管路连接的压缩机、储气罐、空气干燥机、过滤器、流量计，所述防冰引气管接口包括前涡流机匣引气接口和大防冰引气管接口，用于对试验件单件和组件进行试验；排气管道连接在试验件安装系统后端；

对单件进行实验时，封堵前涡流机匣引气接口，空气从大防冰引气管接口进入管路，通过调节管路中的引气压力分别达到0.1MPa和0.2MPa两个不同的状态，分别测量两个引气压力下涡流匣单件的标态引气流量，通过比较实测值与目标值判断是否达到要求；

对组件进行试验时，空气从前涡流机匣引气接口和大防冰引气管接口分两路进入管路，通过调节管路中的引气压力分别达到0.1MPa和0.2MPa两个不同的状态，分别测量两个引气压力下涡流匣组件的标态引气流量，通过比较实测值与目标值判断是否达到要求。

2.根据权利要求1所述防冰引气流量试验方法，其特征在于，所述过滤器为水气分离器、除尘过滤器和精密过滤器。

3.根据权利要求1所述防冰引气流量试验方法，其特征在于，所述空气干燥机为吸附式干燥机，所述干燥机设有两个吸附塔，压缩空气交替流经两个吸附塔，当其中一个吸附塔在高分压的状态下，干燥剂吸收大量的水分，而另一吸附塔则由再生气管道通入干燥的低压气体，解析干燥剂吸收的水分进行干燥剂的再生。

4.根据权利要求1所述防冰引气流量试验方法，其特征在于，所述管路上还设有调节阀。

5.根据权利要求4所述防冰引气流量试验方法，其特征在于，管路上设有截止阀。

6.根据权利要求2所述防冰引气流量试验方法，其特征在于，所述过滤器与管路采用法兰连接，每台过滤器配置一台排污阀。

7.根据权利要求1所述防冰引气流量试验方法，其特征在于，所述旋转测量机构包括小齿轮、大齿轮、测量圆环，所述小齿轮与大齿轮啮合，大齿轮连接测量圆环，小齿轮在伺服电机驱动下，带动大齿轮转动，大齿轮带动测量圆环转动，所述测量圆环上均布多支多测点总压探针，和多个静压测量孔，测量圆环转动，实现多支探针和静压测量孔360°覆盖整个排气环形通道。

8.根据权利要求7所述防冰引气流量试验方法，其特征在于，所述旋转测量机构上设置

3支5测点总压探针，每支探针之间以120°均布，总压探针测点按等截面积进行布置；还设有

3个静压测量孔。

9.根据权利要求7所述防冰引气流量试验方法，其特征在于，所述旋转测量机构设有控制系统，包括PLC、伺服控制器。

说明书

一种试验件防冰引气流量装置、试验方法

技术领域

[0001] 本发明涉及一种航空发动机部件的试验系统，尤其涉及一种粒子分离器试验台。

背景技术

[0002] 为了防止飞机飞行过程中结冰危害飞行安全，需要设置防冰系统，现有的飞机防冰系统中，引用发动机高温热气进行防冰，具有可靠性高、防冰性能好、结构简单等优点。原
理是将发动机高压级压气机引出高温、高压空气，使其通过管道进入飞机结冰区域，加热蒙
皮表面，以防止表面结冰。

[0003] 防冰引气流量的试验是检验防冰引气能力的一项专项试验，测试航空发动机防冰引气设计是否达到要求。目前缺乏能准确模拟航空发动机飞行过程中除冰引气系统的试验
装置。

发明内容

[0004] 本发明提供一种航空发动机试验件防冰引气流量试验装置，能真实模拟航空发动机飞行状态下空气温度和流量，测量值准确、试验方便。

[0005] 本发明还提供了一种防冰引气流量测试方法。

[0006] 该发明采取的技术方案是：

[0007] 一种试验件防冰引气流量装置，包括试验件安装系统、压缩空气气源系统、排气管道；所述试验件安装系统包括顺次连接的环形直管段、试验件安装机构、旋转测量机构、排
气直管段和扩张段，所述环形直管段包括进气整流罩和设置在内部的进气锥构成；所述试
验件安装机构用于安装试验件；所述旋转测量机构和排气直管段依次连接形成直管，内部
安装排气锥组件，所述旋转测量机构上设有总压探针和静压测量孔；所述排气直管段后部
连接扩张段；所述压缩空气气源系统与试验件的防冰引气管接口连接，包括通过管路连接
的压缩机、储气罐、空气干燥机、过滤器、调节阀；排气管道连接在试验件安装系统后端。

[0008] 进一步地，所述过滤器为水气分离器、除尘过滤器和精密过滤器。

[0009] 进一步地，所述空气干燥机为吸附式干燥机，所述干燥机设有两个吸附塔，压缩空气交替流经两个吸附塔，当其中一个吸附塔在高分压的状态下，干燥剂吸收大量的水分，而
另一吸附塔则由再生气管道通入干燥的低压气体，解析干燥剂吸收的水分进行干燥剂的再
生。

[0010] 进一步地，所述管路上还设有测量空气流量的流量计。

[0011] 进一步地，管路上设有截止阀。

[0012] 进一步地，所述过滤器与管路采用法兰连接，每台过滤器配置一台排污阀。

[0013] 进一步地，所述旋转测量机构包括小齿轮、大齿轮、测量圆环，所述小齿轮与大齿轮啮合，大齿轮连接测量圆环，小齿轮在伺服电机驱动下，带动大齿轮转动，大齿轮带动测
量圆环转动，所述测量圆环上均布多支多测点总压探针，和多个静压测量孔，测量圆环转
动，实现多支探针和静压测量孔360°覆盖整个排气环形通道。

[0014] 进一步地，所述旋转测量机构上设置3支5测点总压探针，每支探针之间以120°均布，总压探针测点按等截面积进行布置；还设有3个静压测量孔。

[0015] 进一步地，所述旋转测量机构设有控制系统，包括PLC、伺服控制器。

[0016] 一种防冰引气流量试验方法，采用上述试验装置，其步骤为：开启压缩空气气源系统，空气从防冰引气管进入；调节阀门使引气压力分别达到0.1MPa和0.2MPa两个不同的状
态；测量两个引气压力下涡流机匣的标态引气流量。

[0017] 与现有技术相比，该发明的有益效果是：

[0018] 该装置模拟了航空发动机粒子分离器防冰引气系统的工作状态和环境，测试数据与真实工作环境相似，数据准确；采用压缩机提供高温高压的清洁空气，在调动调节阀调解
下，模拟两种气压状态，能够准确、真实的反映航空发动机飞行状态下的气流、气压和温度，
测试的结果能够准确反映试验件是否达到飞行设计要求，且结构简单、实现工艺难度低。

附图说明

[0019] 图1为试验件启动性能试验装置结构图；

[0020] 图2为试验件安装系统图；

[0021] 图3为进气锥和排气锥位置关系图；

[0022] 图4为旋转测量机构图；

[0023] 图5为试验件安装机构图；

[0024] 图6为旋转测量机构图。

具体实施方式

[0025] 下面结合具体实施例进一步说明本发明。除非特别说明，本发明实施例中采用的原料和方法为本领域常规市购的原料和常规使用的方法。

[0026] 实施例1

[0027] 一种试验件防冰引起试验装置，如图1所示，包括试验件安装系统1，压缩空气气源系统2和排气管道3。

[0028] 如图2所示，试验件安装系统1包括试验件安装机构12、进气导流罩11、进气锥组件13、排气锥组件14、排气直管16、旋转测量机构15和扩张段17，以及安装上述部件的安装支
座18。进气导流罩、试验件安装机构12、旋转测量机构15、排气直管16和扩张段17依次连接
形成圆形管状，进气锥组件13和排气锥组件14设置在管内。其前部的整流罩11和进气锥组
件13形成一个环形直管段；后部排气锥组件14与旋转测量机构15、排气直管16形成一个直
管段，避免气流进入和排出试验件时产生气流分离，旋转测量机构和排气直管段连接形成
圆管，排气锥组件设置在圆管内。试验件安装机构12设有与压缩空气气源系统2联通的防冰
引气接口191、192。试验安装机构12后端连接有排气管道3。

[0029] 进气导流罩11主体采用铝合金制作，流道型面为双扭线，在进气导流罩上布置有4支3点总压探针、4个静压测量孔和6支温度传感器，用于测量试验件进口气流总压、静压和
温度。在进行试验时，导流罩与试验件采用快卸环进行连接，导流罩以悬臂状态由试验件支
撑。没有试验件时，导流罩放置在进气导流罩移动支座上，可随支座18前后移动，为试验件
上下台提供操作空间。

[0030] 压缩空气气源系统2包括依次在管道上连接的空压机21、储气罐22、微油雾过滤器23、空气干燥器24、除尘过滤器25、紧密过滤器26，管道上还连接有电动调节阀28和截止阀
27。空压机21为螺杆式压缩机，空压机21和空气干燥机布置在专用的空压机厂房内，储气罐
在靠近空压机厂房的室外露天场地。

[0031] 空压机采用风冷形式，从空压机厂房内进气，冷却空气由统一管道排至室外。空压机21通过空气滤器吸入周围的空气，使之进入到压缩主机内。阴阳转子通过运动来改变容
积，升温升压后进入到油气分离器罐，油在油气分离器内与压缩空气进行分离，经冷却后循
环使用，高温的压缩空气则进入后冷却器冷却后进入吸附式空气干燥机24、过滤器后，得到
所需的压缩空气。

[0032] 吸附式空气干燥机24主要通过干燥剂吸附特点来降低压缩空气中的水份， 微热再生吸附式干燥机是根据变压吸附、再生循环的原理，利用自热进行吸附干燥。压缩空气交
替流经两个吸附塔，当其中一个吸附塔在高分压的状态下，干燥剂吸收大量的水分，而另一
吸附塔则由再生气管道通入干燥的低压气体，解析干燥剂吸收的水分进行干燥剂的再生。
本实施例采用活性氧化铝吸附剂。压缩空气气源系统6还设有3台过滤器，分别用于除水、除
油、除尘。

[0033] 如图3，进气锥组件13和排气锥组件14主体均为铝合金材质。进气锥组件13包括进气锥、进气锥安装座、进气锥拉杆。排气锥组件14包括排气锥、拉板和排气锥拉杆，尾椎平直
段长度不小于5倍流道高度。

[0034] 如图2，排气直管16、旋转测量机构15、排气锥组件14组成具有一定长度的环形排气通道，使试验件出口流场更加稳定，便于排气流场的压力测量。扩张段用于将流道直径从
198mm左右以7°的扩张角扩大至414mm，以降低空气流速，减小沿程流阻。

[0035] 如图5，试验件安装机构12包括可调立柱121、支撑臂122、安装节123等部件。支撑臂122通过销子安装在可调立柱121上，两个支撑臂之间安装有滑动销，这种机构能够保证
左右两个支撑臂上部的安装接口可以对称移动，保证试验件在安装时与旋转测量机构之间
的左右偏差在允许范围内，方便试验件的上台安装。

[0036] 旋转测量装置15用于测量试验件主气流出口的总压、静压分布，其结构包括机械和控制两部分：机械部分主要由伺服电机、小齿轮151、大齿轮152、测量圆环153以及前后转
接段155和桥架组成；控制部分包括PLC（与电气系统共用）、伺服控制器等设备。旋转测量机
构的工作原理：小齿轮由伺服电机驱动带动大齿轮旋转，大齿轮带动测量圆环旋转。在测量
圆环上安装有3支5测点总压探针154，每支探针之间以120°均布，如图6所示，另外还布置有
3个静压测量孔156，总计18个测量压力测量通道，测量系统预留3个总压测量通道和1个静
压测量通道。总压探针测点按等截面积进行布置。测量圆环旋转角度为120℃，实现 3支探
针和3个静压测量孔可360°覆盖整个排气环形通道。驱动电机配置编码器的分辨率为1024，
大小齿轮传动比为9，测量角度的分辨率为0.04°，控制精度0.1°。旋转测量机构的测量圆环
与前后转接段之间采用聚四氟乙烯材质作为滑槽，采用O型圈进行密封。前后转接段与试验
件、排气直管段之间采用O型圈进行密封。控制部分包括PLC、伺服控制器、伺服电机等设备，
为优化电气控制系统的结构，提高试验器的电磁兼容性，伺服控制器选用西门子总线控制
型，安装于交流控制柜，通过以太网通讯由PLC控制柜内的S7‑1500型PLC统一控制。

[0037] 该防冰引气流量试验装置还设有电气控制系统，主要包括变频器、交流控制柜、PLC控制柜、操控系统、UPS电源、电缆、操纵台和电气辅件等。用于控制控制螺杆式压缩机、
吸附式干燥机、电动调节阀KD3。螺杆式压缩机、吸附式干燥机属于自成系统设备，可现场控
制，控制系统通过调节电动调节阀KD3实现防冰引气的供气压力控制。以上控制设备和控制
方式均采用现有常规技术即可实现，再此不做赘述。

[0038] 上述系统构成了航空发动机粒子分离器防冰引气系统的试验系统，能够模拟粒子分离器工作状态真实环境。进行试验件防冰引气流量试验时，压缩空气由螺杆式空压机供
应，经干燥器、电动调节阀KD3和流量计Q2后接入试验件的防冰引气口。通过电动调节阀KD3
调节防冰引气的供气压力，测量流经试验件防冰通道内的空气流量，即可判断规定压力下
防冰引气流量是否满足设计要求。

[0039] 实施例2

[0040] 本实施例提供一种试验件防冰引气流量试验方法，采用实施例1所述的试验装置。试验件安装机构12上安装的有涡流机匣（单件）和试验件组件，该系统可以对组件进行试
验，也可以对单件进行试验。

[0041] 1、对单件试验时，空气从涡流机匣防冰引气入口192进入，试验的引气压力分别为0.1MPa和0.2MPa两个不同的状态，需要测量两个引气压力下涡流机匣单件的标态引气流量
（即折合成海平面、标准大气条件对应流量），并记录实测值。

[0042] 按如下步骤进行：

[0043] 将前涡流机匣引气接口192和大防冰引气管接口191与防冰引气管路连接好，并将前涡流机匣引气接口192用垫片封堵；

[0044] 开启螺杆式空压机，打开附图1中阀门K4，通过调节电动调节阀KD3使引气压力分达到0.1MPa和0.2MPa两个不同的状态，分别测量两个引气压力下涡流匣单件的标态引气流
量（即折合成海平面、标准大气条件对应流量），记录实测值。通过比较实测值与设计的要求
值比对，判断涡流机匣是否达到设计要求。

[0045] 2、试验件组件试验时，空气从防冰引气管分两路进入。试验的引气压力分别为0.1MPa和0.2MPa两个不同的状态，需要测量两个引气压力下试验件组件的标态引气流量
（即折合成海平面、标准大气条件对应流量），并记录实测值。

[0046] 该试验步骤与单件试验不同的是，不封闭前涡流机匣引气接口192，其他步骤相同。

[0047] 显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可
以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本
发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求
的保护范围之内。