用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统及方法

摘要

本发明提供一种用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统及方法，属于航空航天发动机地面热试验技术领域。该实验系统包括：热沉，用于容置被测动力系统；罐体，用于容置热沉；燃料供应系统，用于向被测动力系统提供燃料；氧化剂供应系统，用于向被测动力系统提供氧化剂，以使得燃料得以工作；真空环境获得系统，用于为罐体提供真空环境；温度控制系统，用于控制热沉的温度，使得被测动力系统的工作温度得以间接被控制。该实验方法基于该实验系统而实现。该实验方法和实验系统其能够克服传统热试验温度考核覆盖不足，边界温度难以有效模拟的难题，从而提高产品质量。

说明书

技术领域

本发明涉及航空航天发动机地面热试验技术领域，特别是涉及用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统及方法。

背景技术

航空航天发动机是一个复杂的动力装置，包含进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附件传动装置与附属系统等组成，涉及气动、热工、结构与强度、控制、测试、计算机硬件和软件、制造技术和材料等多种学科。一台发动机内有十几个子系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞行器其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改、再设计的多次迭代性过程。由于对其工况尚不能从计算上给予详尽准确地描述，必须依靠多次反复试验来获得相关数值。然而，现有技术中，航空领域对发动机工作环境的温度考核，仅在系统集成后将产品运输至真实场地进行试验，在研制前段和分系统阶段不具备开展研究试验的条件。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统及方法，其能够克服传统热试验温度考核覆盖不足，边界温度难以有效模拟的难题，从而提高产品质量，并且更加适于实用。

为了达到上述第一个目的，本发明提供的航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统的技术方案如下：

本发明提供的用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统包括：

热沉，用于容置被测动力系统；

罐体，用于容置所述热沉；

燃料供应系统，用于向所述被测动力系统提供燃料；

氧化剂供应系统，用于向所述被测动力系统提供氧化剂，以使得所述燃料得以工作；

真空环境获得系统，用于为所述罐体提供真空环境；

温度控制系统，用于控制所述热沉的温度，使得所述被测动力系统的工作温度得以间接被控制。

本发明提供的航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统还可采用以下技术措施进一步实现。

作为优选，所述被测动力系统设置于所述热沉的内腔中；所述热沉设置于所述罐体的内腔中；所述燃料供应系统与所述被测动力系统的燃料管路连通；所述氧化剂供应系统与所述被测动力系统的氧化剂管路连通；所述真空环境获得系统与所述罐体连通；所述温度控制系统连接于所述热沉。

作为优选，所述热沉上设有介质通道，所述介质通道包括介质入口、介质出口；

所述温度控制系统提供的介质通过所述介质入口进入到所述介质通道，再经过所述介质出口返回至所述温度控制系统，形成介质循环通路。

作为优选，所述介质通道在所述热沉上呈“S”形连通。

作为优选，所述温度控制系统提供的介质选自热源或者冷源。

作为优选，所述氧化剂供应系统包括：

氧化剂储罐，用于存储氧化剂；

氧化剂温度控制装置，设置于所述氧化剂储罐和所述罐体之间，所述氧化剂温度控制装置用于控制进入所述被测动力系统的氧化剂的温度；

第一流量调节阀，设置于所述氧化剂温度控制装置和所述罐体之间，所述第一流量调节阀用于控制进入所述被测动力系统的氧化剂的流量。

作为优选，所述燃料供应系统包括：

燃料储罐：用于存储燃料；

燃料温度控制装置，设置于所述燃料储罐和所述罐体之间，所述燃料温度控制装置用于控制进入所述被测动力系统的燃料的温度；

第二流量调节阀，设置于所述燃料温度控制装置和所述罐体之间，所述第二流量调节阀用于控制进入所述被测动力系统的燃料的流量。

作为优选，所述真空环境获得系统包括：

真空泵，用于吸除所述罐体内的空气，使得所述罐体的内腔形成真空环境；

真空阀门，设置于所述罐体和所述真空泵之间；

真空计，用于获取所述罐体的真空度。

作为优选，所述用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统还包括：

空气补充系统，用于向所述罐体通入空气，使所述罐体内的气压稳定在所需的真空度。

作为优选，所述空气补充系统包括：

空气储罐，用于存储空气；

空气温度控制装置，设置于所述空气储罐和所述罐体之间，所述空气温度控制装置用于控制向所述罐体通入的空气的温度。

作为优选，所述用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统还包括：

惰性气体储罐，用于存储惰性气体；

第三流量调节阀，设置于所述惰性气体气源、罐体、第二流量调节阀之间，所述第三流量调节阀用于结束实验后控制吹除燃料管路残存燃料的惰性气体的流量。

作为优选，所述用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统还包括：

增压管路，设置于所述惰性气体储罐和所述燃料储罐之间，使得所述惰性气体储罐与所述燃料储罐之间连通；

增压阀：设置于所述增压管路上，用于调节从所述惰性气体储罐进入所述燃料储罐的惰性气体流量。

作为优选，所述燃料为煤油，所述氧化剂为空气。

作为优选，所述惰性气体为氮气。

为了达到上述第二个目的，本发明提供的用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验方法的技术方案如下：

本发明提供的用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验方法基于本发明提供的用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统而实现，所述用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验方法包括以下步骤：

在所述热沉内加载所述被测动力系统；

通过控制所述真空环境获得系统，使所述罐体内的真空度达到设定的真空度；

通过控制温度控制系统，使得所述热沉内的温度达到设定的温度；

将氧化剂、燃料输送至所述被测动力系统；

加载所述被测动力系统，执行测试实验，直至实验结束；

关闭燃料供应系统和氧化剂供应系统；

对所述罐体进行复压，待所述罐体内的压力恢复至常压后，结束实验。

本发明提供的用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统及方法采用温度控制系统控制热沉温度，从而间接温度控制方案，取代控温精度差、温度波动大、推进剂特别是燃料温度必须远离倾点的传统控温方案，在分系统单机、分系统级阶段而不是非要等到整机级，即可对相关温度边界进行动态连续性温度试验考核摸索，将问题提前暴露，降低了后续大系统试验的经济成本，大大提高了产品质量、缩短研发周期。

附图说明

通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：

附图1为本发明提供的用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统的连接关系示意图；

附图2为本发明提供的用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验方法的步骤流程图；

附图标记说明：

1-氧化剂气源阀，2-氧化剂储罐，3-氧化剂温度换热装置，4-氧化剂温度控制机组，5-第一流量调节阀，6-温度控制系统，7-真空环境获得系统，8-空气温度换热装置，9-空气温度控制机组，10-增压阀，11-燃料储罐，12-燃料温度换热装置，13-燃料温度控制机组，14-第二流量调节阀，15-第三流量调节阀，16-被测动力系统，17-罐体，18-热沉，R1-氧化剂气源，R2-空气储罐，R3-惰性气体储罐。

具体实施方式

有鉴于此，本发明提供了一种用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统及方法，能够克服传统热试验温度考核覆盖不足，边界温度难以有效模拟的难题，从而提高产品质量，从而更加适于实用。

发明人经过艰苦卓绝的努力，认为，伴随着航天高密度发射，期间出现了数次发射质量问题。归纳其原因，多为测试覆盖性不够，产品边界考核不到位。

高低温试验验证作为环境试验考核的关键子项，传统的测试技术对温度考核点覆盖不够或考核的有效性低。根据我国新一代航空航天飞行器的研制需求，为了提升飞行器的总体性能，紧跟国际最新发展水平，解决传统热试验台存在的有毒工质化验、加注供应、排放后处理、易污染、环境维护成本高和安全性低等难题，提出本专利方案所示测试系统及方法。

现有技术中，对发动机工作环境的温度考核，仅在系统集成后将产品运输至真实场地进行试验，在研制前段和分系统阶段不具备开展研究试验的条件。而在实验室内搭建的传统测试系统中，发动机所需燃料的温度控制，经常采用高低温箱进行的静态温度控制法，这种方式获取低温的方法较为简单、易行，但无法有效模拟工作状态下的动态温度调节。如果采用动态温度控制，即用制冷系统直接对流动的燃料的温度实时控制的难度较大，当燃料温度逐步降低并接近其倾点时，粘度急剧升高，流动性变差。一旦温度控制不准就会发生雪崩式的影响，即出现燃料温度偏低→燃料粘度升高→燃料流动变缓→燃料温度更低→燃料粘度进一步升高→燃料无法流动的恶性循环。

为更进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效,以下结合附图及较佳实施例，对依据本发明提出的一种用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统及方法，其具体实施方式、结构、特征及其功效，详细说明如后。在下述说明中，不同的“一实施例”或“实施例”指的不一定是同一实施例。此外，一或多个实施例中的特定特征、结构、或特点可由任何合适形式组合。

本文中术语“和/或”，仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，具体的理解为：可以同时包含有A与B，可以单独存在A，也可以单独存在B，能够具备上述三种任一种情况。

参见附图1，本发明实施例1提供的用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统包括：热沉18，用于容置被测动力系统16；罐体17，用于容置热沉18；燃料供应系统，用于向被测动力系统16提供燃料；氧化剂供应系统，用于向被测动力系统16提供氧化剂，以使得燃料得以工作；真空环境获得系统，用于为罐体17提供真空环境；温度控制系统，用于控制热沉18的温度，使得被测动力系统16的工作温度得以间接被控制。其中，被测动力系统16主要包括被测试的航空航天发动机及测试系统，用于在地面试验室模拟被测试动力系统在复杂空间环境下的工作参数及性能。其中测试系统由传感器、信号变换器、显示或自动记录设备等组成。它们之间可以用导线连接，有时需要采用遥测系统。罐体17为被测动力系统16提供一个封闭空间，在内部模拟复杂空间环境。罐体17材质多为不锈钢制成，罐体17本体安装有观察窗，线缆接口等，以满足试验需求。

本发明实施例1提供的用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统采用燃料温度控制机组13，输出所需温度的导热油，导热油在燃料温度换热装置12中与即将进入被测动力系统16的燃料进行热交换，从而间接控制进入被测动力系统的燃料的温度，取代控温精度差、温度波动大、推进剂特别是燃料温度必须远离倾点的传统控温方案，在分系统单机、分系统级阶段而不是非要等到整机级，即可对相关温度边界进行动态连续性温度试验考核摸索，将问题提前暴露，降低了后续大系统试验的经济成本，大大提高了产品质量、缩短研发周期。其中，运用该系统既解决了航空某型战机配套燃气发生分系统单机及系统级热试验考核时的工质(氧化剂和煤油)连续供应，又能满足航天多个型号配套发动机热试验时的工质连续供应；实现发动机推进剂在线实时多维度动态耦合影响下的温度精确控制。发动机热试车工况下，影响其推进剂温度稳定的因素包括：工作环境的压力变化(即真空度的变化)、发动机在试验舱内热试车时高温尾气热反流、空气组分特别是含湿量的变化、煤油相态的变化、可燃混合气的组分及相态变化等。同时，该系统还需满足长时间连续工作、推进剂流量大幅变化的要求。本实施例中，燃料温度换热装置12为板式换热器，导热油的倾点为-100℃，闪点为+120℃。

其中，被测动力系统16设置于热沉18的内腔中；热沉18设置于罐体17的内腔中；燃料供应系统与被测动力系统16的燃料管路连通；氧化剂供应系统与被测动力系统16的氧化剂管路连通；真空环境获得系统与罐体17连通；温度控制系统连接于热沉18。

其中，热沉18上设有介质通道，介质通道包括介质入口、介质出口；温度控制系统提供的介质通过介质入口进入到介质通道，再经过介质出口返回至温度控制系统，形成介质循环通路。本实施例中，介质通道在热沉上呈“S”形连通。在这种情况下，能够在热沉18上形成面积较大的换热面，从而增强本发明实施例1提供的用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统被测动力系统16的温度控制能力和控制效率。

其中，温度控制系统提供的介质选自热源或者冷源。从而适应不同的测试温度要求。

其中，氧化剂供应系统包括：氧化剂储罐2，用于存储氧化剂；氧化剂温度控制装置，设置于氧化剂储罐2和罐体17之间，氧化剂温度控制装置用于控制进入被测动力系统16的氧化剂的温度；第一流量调节阀5，设置于氧化剂温度控制装置和罐体17之间，第一流量调节阀5用于控制进入被测动力系统16的氧化剂的流量。

其中，燃料供应系统包括：燃料储罐11：用于存储燃料；燃料温度控制装置，设置于燃料储罐11和罐体17之间，燃料温度控制装置用于控制进入被测动力系统16的燃料的温度；第二流量调节阀14，设置于燃料温度控制装置和罐体17之间，第二流量调节阀14用于控制进入被测动力系统16的燃料的流量。

其中，真空环境获得系统7包括：真空泵，用于吸除罐体17内的空气，使得罐体17的内腔形成真空环境；真空阀门，设置于罐体17和真空泵之间；真空计，用于获取罐体17的真空度。本实施例中，真空环境获得系统7为整体试验提供基础的真空环境。将罐体17内的空气以及被测动力系统16产生的尾气抽出到罐体17外，使罐体17内形成真空的状态，并将真空状态维持下去。

其中，用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统还包括：空气补充系统，用于向罐体17通入空气，使罐体17内的气压稳定在所需的真空度。

其中，空气补充系统包括：空气储罐R2，用于存储空气；空气温度控制装置，设置于空气储罐R2和罐体17之间，空气温度控制装置用于控制向罐体17通入的空气的温度。

其中，用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统还包括：惰性气体储罐R3，用于存储惰性气体；第三流量调节阀15，设置于惰性气体气源R3、罐体17之间。第三流量调节阀15用于结束实验后控制吹除燃料管路残存燃料的的惰性气体的流量。

其中，用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统还包括：增压管路R5，设置于惰性气体储罐R3和燃料储罐11之间，使得惰性气体储罐R3与燃料储罐11之间连通；增压阀10：设置于增压管路R5上，用于调节从惰性气体储罐R3进入燃料储罐11的惰性气体流量。

其中，燃料为煤油，氧化剂为空气。本实施例中，氧化剂为4MPa空气，经管道输送至氧化剂储罐2，用于罐体17内试验所需的氧化剂的连续供应。符合国标的航空煤油的倾点是-47℃。本实施例中使用的燃料是改进型航空煤油，倾点略低于标准航空煤油，倾点约-50至-60℃。采用制冷剂进入换热器直接制冷，即换热器为蒸发器的方法，由于制冷剂是相变的，很难控制换热器内部各点的温度。由于测试温度-55℃甚至-60℃很接近燃料的倾点，燃料会发生恶性循环。本实施例采用燃料温度控制机组13代替常规的制冷机组，燃料温度控制机组13输出所需温度的导热油，导热油控温精度高，特别是它在燃料温度换热装置12当中不相变、始终为液态，所以能够避免燃料温度换热装置12内部出现较大的温度梯度，也就能够避免燃料在换热器内部凝固，从而保证试验的连续性。

其中，惰性气体为氮气。本实施例中，惰性气体为4MPa的氮气输入。吹扫管路R4的作用是在试验结束之后，排出被测动力系统16内部以及管道内遗留的燃料。

参见附图2，本发明实施例2提供的用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验方法，其特征在于，基于本发明实施例1提供的用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验系统而实现，用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验方法包括以下步骤：

步骤S1：在热沉18内加载被测动力系统16；

步骤S2：通过控制真空环境获得系统，使罐体17内的真空度达到设定的真空度；在该步骤中，还可以同时启动空气补充系统，准备对舱内进行补气，精细调节试验设定的真空度；

步骤S3：通过控制温度控制系统，使得通过热沉18内的温度达到设定的温度；

步骤S4：将氧化剂、燃料输送至被测动力系统16；

步骤S5：加载被测动力系统16，执行测试实验，直至实验结束；其中，测试过程中，氧化剂供应系统和氮气供应系统始终保持增压状态，将容器中的空气和煤油不间断的输送到产品进行点火试验，在实验过程中记录被测动力系统16的各项性能参数并对其进行分析及调整，直至试验程序结束。点火试验期间，被测动力系统16会间断性地向罐体17内排出尾气，此时真空环境获得机组7、空气储罐R2、空气温度换热装置8、空气温度控制机组9协调工作，维持试验所需的真空度和温度环境。

步骤S6：关闭燃料供应系统和氧化剂供应系统；

步骤S7：对罐体17进行复压，待罐体17内的压力恢复至常压后，结束实验。在这种情况下，恢复罐体17内的压力值常压，再结束实验，能够避免由于压力突变而导致的安全问题。

本发明实施例2提供的用于航空航天发动机工质供应的多维度动态耦合实验方法采用燃料温度控制机组13，输出所需温度的导热油，导热油在燃料温度换热装置12中与即将进入被测动力系统16的燃料进行热交换，从而间接控制进入被测动力系统的燃料的温度，取代控温精度差、温度波动大、推进剂特别是燃料温度必须远离倾点的传统控温方案，在分系统单机、分系统级阶段而不是非要等到整机级，即可对相关温度边界进行动态连续性温度试验考核摸索，将问题提前暴露，降低了后续大系统试验的经济成本，大大提高了产品质量、缩短研发周期。其中，运用该方法既解决了航空某型战机配套燃气发生分系统单机及系统级热试验考核时的工质(氧化剂和煤油)连续供应，又能满足航天多个型号配套发动机热试验时的工质连续供应；实现发动机推进剂在线实时多维度动态耦合影响下的温度精确控制。发动机热试车工况下，影响其推进剂温度稳定的因素包括：工作环境的压力变化(即真空度的变化)、发动机在试验舱内热试车时高温尾气热反流、空气组分特别是含湿量的变化、煤油相态的变化、可燃混合气的组分及相态变化等。同时，该系统还需满足长时间连续工作、推进剂流量大幅变化的要求。

尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。