[发明专利]一种动态航空热动力试验系统和温度、压力快速控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种动态航空热动力试验系统和一种温度、压力的快速控制方法，属于环境模拟及控制技术领域。

背景技术

航空热动力试验台是飞机环控系统研发的重要支撑系统，其主要功能是进行飞机环控系统空中环境模拟试验。通过调节来自气源系统的干燥空气的压力、流量、温度等参数，在地面对飞机各种不同飞行状态下飞机发动机的引气、座舱供气、冲压空气等供气状态进行模拟，考核飞机系统部件性能和工作可靠性。

现有的绝大多数航空热动力试验台仅能够对试件进行稳态试验，温度、压力、流量等状态参数都是恒定不变的。然而飞机在空中的飞行状态常常会发生快速变化，飞机的快速爬升、下降，发动机转速的变化等动态过程都会使得发动机引气的温度、压力等参数发生快速变化，而且飞机环控系统的失效往往发生在动态过程中，因此有必要对飞机环控系统的动态特性进行模拟和试验。

发明内容

针对上述问题，本发明的目的是提供一种能够实现温度、压力快速变化的热动力试验系统和一种温度、压力快速变化的控制方法。

根据本发明的一个方面，提供了一种动态航空热动力试验系统，其特征在于包括：

设置在试验供气系统最上游的第一快速调节阀，用于控制系统气路的开关，其中，第一快速调节阀的下游的气路分成并联的两条支路；

换热器，用于加热所述两条支路中的第一支路的空气；

设置在所述第一支路上并位于换热器上游的第二快速调节阀，用于根据试件的供气温度，调节所述第一支路的空气流量；

设置在所述两条支路中的第二支路上的第三快速调节阀，用于根据试件的供气温度，调节该第二支路的空气流量；；

设置在试件上游的第一压力传感器，用于测量试件的进气压力并反馈给供气系统最上游的第一快速调节阀；其中，第一快速调节阀根据第一压力传感器的反馈结果调节其阀门大小，从而控制试件的进气压力；

设置在试件上游的第一温度传感器，用于测量试件的进气温度并反馈给第二快速调节阀和第三快速调节阀。

根据本发明的一个进一步的方面，第二快速调节阀和第三快速调节阀相互制约，当其中一个开大时另一个关小，但第二快速调节阀和第三快速调节阀所分别控制的两条支路的总空气流量是固定的，只由第一快速调节阀决定；

根据本发明的一个进一步的方面，试件排气系统进一步包括：

设置在试件下游的第二压力传感器，用于测量试验段的出口背压；

设置在试件下游的第四快速调节阀，用于根据试件下游的第二压力传感器的反馈值调整其阀门大小，从而控制试验段的出口背压。

根据本发明的动态航空热动力试验系统，其特征在于进一步包括：

风机，用于驱动加热支路的空气流动；

加热器，用于对加热支路的空气进行加热；

设置在加热器下游的第二温度传感器，用于测量加热器下游的空气温度；

控制器，用于根据第二温度传感器测量的温度对加热器的加热功率进行调节；

回热器，用于回收流过换热器的空气的剩余热量，对风机的出口空气进行初步加热。

根据本发明的另一个方面，提供了一种用于动态航空热动力试验系统的温度、压力快速控制方法，其特征在于包括：

用加热器对风机供应的空气进行加热；

用控制器根据加热器下游温度传感器的测量值对加热器的加热功率进行调整，使加热器下游空气达到指定温度并流入换热器；

把经过第一快速调节阀后的气源供气分为两条支路，其中的第一支路流经第二快速调节阀和换热器被加热成热空气，另一路流经第三快速调节阀且其温度保持不变；

根据试件上游的第一温度传感器的测量结果，调整第二快速调节阀的阀门的开启大小，从而改变流向试件的热空气的流量；

根据第一温度传感器的测量结果，调整第三快速调解阀的阀门开启大小，从而改变流向试件的常温空气的流量；

根据试件上游的第一压力传感的测量结果，调整试验供气系统最上游第一调节阀的阀门开启大小，从而改变试验段总空气流量；

根据试件下游的第二压力传感器的测量结果，调整试件下游的第四快速调节阀的阀门开启大小，从而改变试验段出口背压；

试件的供气温度由第二快速调节阀和第三快速调节阀联合控制，使常温空气和加热空气按比例掺混进行调温；

用第一快速调节阀，通过改变试验段总空气流量，来控制试件的供气压力；

用回热器回收流过换热器的空气的剩余热量，对风机的出口空气进行初步加热；