[发明专利]模拟流体温度和/或压力快速变化的试验系统与试验方法

说明书

本发明涉及模拟流体的温度和/或压力快速变化的试验系统。试验系统包括:调节温度的加热流路；连通于加热流路的升温流路；流体连通于加热流路的降温流路；以及流体连通于所升温流路和降温流路的输出流路。加热流路包括入口端、与入口端连通的加热器、调节流体的第一调压阀和检测温度的第一温度传感器；降温流路流体连接于加热流路的输出端并包括彼此流体连通的蒸发器和换热器、和调节流体的第二调压阀；升温流路连接于加热流路的输出端并包括调节流体的第三调压阀；输出流路包括与降温流路和升温流路的输出端连通的第二温度传感器和输出端。试验系统克服了升温和降温的元器件热惯性大、温度变化较慢、系统阻力有变化的缺陷，从而改善瞬态特性。

技术领域

本发明涉及航空热动力试验。更进一步地，本发明涉及一种模拟流体的温度和/或压力快速变化的试验系统与试验方法，尤其涉及用于模拟航空发动机引气温度和/或压力快速变化的试验系统与试验方法。更具体地，本发明涉及一种在地面试验室进行环控系统引气动态性能试验时，模拟飞机滑行、起飞、爬升、巡航、下降等阶段发动机引气温度压力变化的试验系统和试验方法。

背景技术

航空热动力试验系统主要用于飞机环控系统地面试验，通过调节来自气源供气的压力、流量、温度等参数，模拟供用户方(发动机启动引气、机翼防除冰引气、空调设备供气、冲压空气等)使用的发动机引气，从而对飞机环控系统零部件、组件进行相关实验。传统的航空热动力试验台仅对试件进行稳态试验，即对给定的温度、压力、流量状态进行测试，而不能对试件实现状态变化过程的测试。

但是，飞机在整个飞行过程中，发动机的推力不断的变化，尤其是起飞阶段，发动机引气端口的温度随发动机推力快速增加而剧烈变化。引气温度、压力大幅波动时，对用气系统影响较大，引气系统是否具有良好的动态调节性能，能够快速减轻或消除温度波动对下游设备和用气系统造成的影响，这是引气系统动态性能设计的关键点。

为了考核与验证环控系统引气动态性能，需要在地面试验室模拟航空发动机引气端口在起飞、爬升、巡航、下降以及慢车状态下的温度、压力的变化，其中在起飞或下降阶段，航空发动机推力迅速增大或减小引起高中压引气口温度的快速上升或降低。

在常规的航空发动机推力迅速增大或减小引起的高中压引气口温度快速上升或降低的瞬时变化模拟中，需要使用加热器、换热器、蒸发器等元器件，但这些元器件自身具有温度响应延迟的效应，导致模拟的气体的温度变化滞后。

在压力模拟试验过程中，试验系统中的阻力是变化，从而影响压力模拟的可靠性，导致试验系统压力调节缓慢的问题。

另外，试验系统中有对高温气降温的需求，利用常规的换热器/冷却器来降低气体的温度，这就要求这些元器件具有较大的换热面积较大，使用的冷却水量也较大，带来设备尺寸大、设备数量多及设备维护工作量大等问题。

为此，对于模拟航空发动机引气温度和/或压力快速变化的试验系统，需要克服升温和降温的元器件热惯性大、温度变化较慢、系统阻力有变化的缺陷，从而改善瞬态特性。

发明内容

为解决本领域现有技术中的上述缺陷，根据本申请的第一方面，本申请提供一种模拟流体的温度变化的试验系统，试验系统包括:能够调节温度的加热流路；流体连通于加热流路的升温流路；流体连通于加热流路的降温流路；以及流体连通于所升温流路和降温流路的输出流路。其中,试验系统包括与流体源流体连通的入口端和输出模拟流体的出口端；加热流路中包括入口端、与入口端流体连通的加热器、调节从加热流路输出的流体的第一调压阀和检测温度的第一温度传感器；降温流路流体连接于加热流路的输出端并包括彼此流体连通的蒸发器和换热器、和调节从降温流路输出的流体的第二调压阀；升温流路流体连接于加热流路的输出端并包括调节从升温流路输出的流体的第三调压阀；输出流路包括与降温流路和升温流路的输出端流体连通的第二温度传感器和输出端。

较佳地，在该技术方案中，第一温度传感器设置在第一调压阀与加热流路的输出端之间。