[发明专利]涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法和试验装置

说明书

技术领域

本发明涉及发动机领域，尤其涉及一种涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法。

背景技术

高度对涡轮发动机工作性能的影响主要来自两方面：随着高度增加、大气压力降低，雷诺数升高，超过临界雷诺数后发动机部件效率下降，导致涡轮发动机性能恶化或喘振裕度降低；另一方面，由于压力降低，不利于燃烧室组织燃烧，可能导致涡轮发动机熄火。涡轮发动机自身的高空工作性能通过高空试验台的高空试验得到验证和考核，但当涡轮发动机前安装埋入式进气道后，由于埋入式进气道具有总压恢复系数低而总压畸变大、进气流量小的特点，起动过程中空气供给不理想，研制中多次发生飞行器在大马赫数、小攻角条件下起动时涡轮发动机燃气回流、导致起动失败的现象。

相关技术中研究带埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力，一般通过推进风洞或空台带飞试验的方式，但是这种方式周期长、保障复杂、耗资巨大。

发明内容

本发明旨在至少解决上述技术问题之一。为此，本发明的一个目的在于提出一种埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法，该方法周期短，成本低。

根据本发明的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法，包括以下步骤：根据进气道吹风试验试验据数，获取所述埋入式进气道的涡轮发动机在不同马赫数Ma、攻角α、侧滑角、流量系数下的进气道总压恢复系数σ和总压畸变度w；根据所述埋入式进气道的涡轮发动机工作高度H和入口气流马赫数q(λ)，获取所述埋入式进气道和所述埋入式进气道的涡轮发动机联合工作的工作区间；根据所述工作区间获取所述埋入式进气道的涡轮发动机在工作包线范围内，各个状态下所述埋入式进气道的涡轮发动机进口的总压Pt0和总压畸变度w、喷管背压Pc；根据所述埋入式进气道的涡轮发动机进口总压畸变度w，生成畸变模拟板，并计算所述畸变模拟板产生的畸变度w以及所述畸变模拟板的总压恢复系数；根据所述畸变模拟板产生的畸变度w以及所述畸变模拟板的总压恢复系数调节畸变模拟器出口的气流速度以确定畸变模拟板出口总压畸变度与模拟板堵塞面积之间的函数关系；根据环境温度ts，确定畸变试验中所述埋入式进气道的涡轮发动机的工作状态nh；根据所述埋入式进气道的涡轮发动机的工作状态nh和该状态下所述埋入式进气道的涡轮发动机的进口总压畸变度w，确定所述畸变模拟板的堵塞面积A，并根据所述畸变模拟板的堵塞面积A调节所述畸变模拟板；以及在所述畸变模拟板调节完成之后，分别进行高空性能试验、高空畸变试验、高空低温试验和高原起动试验。

根据本发明的埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法周期短，成本低。

畸变模拟板产生的畸变度w符合如下函数关系：w=f（q(λ)，A）。

模拟板的总压恢复系数满足以下函数关系：σm=g（q(λ)，A）；通过流场标定可以确定：w=f（q(λ)，A），σm=g（q(λ)，A）。

畸变模拟板出口总压畸变度w与模拟板堵塞面积A之间满足函数关系：A=f（q(λ)，w）。

用于所述埋入式进气道的涡轮发动机高空点火能力的模拟试验方法的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置，所述用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置包括：高空舱，高空舱包括舱体和舱门，舱门可枢转地设在舱体上以打开或关闭舱体，舱体上形成有舱体进口和舱体出口；稳定管，稳定管设在舱体内且位于舱体的进气管安装口端，稳定管包括彼此相连的第一管和第二管，第一管的横截面的截面积按照从舱体进口朝向舱体出口的方向逐渐增加，第二管为截面积不变的圆柱形管；工艺进气道，工艺进气道设在高空舱内且位于稳定管的下游侧，工艺进气道具有第一进气口和第一排气口，第一进气口与稳定管的出口相对且彼此间隔开，工艺进气道的中心轴线与稳定管的中心轴线重合；涡轮发动机，涡轮发动机设在高空舱内且位于工艺进气道的下游侧，发动机具有第二进气口和第二排气口，第二进气口与第一排气口相连；尾室，尾室设在高空舱内且位于发动机的下游侧，尾室具有第三进气口和第三排气口，第三进气口与第二排气口对应且彼此间隔开，尾室具有用于冷却空气的冷却段；进气管，进气管的一端从舱体进口伸入到舱体内且与第一管相连；排气管，排气管的一端从舱体出口伸入到舱体内且与第三排气口相连。

用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括：空气引射器，空气引射器设在高空舱外且与排气管相连。

用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括：第一支架，稳定管设在第一支架上。

用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括：第二支架，发动机和工艺进气道设在第二支架上；第三支架，尾室设在第三支架上。