引气控制系统及方法技术方案

本发明专利技术提供一种航空发动机压气机试验的引气控制系统，第一引气管路包括从压气机中间级引出的上游管路，其中，第一引气管路还包括从上游管路引出的第一下游管路和第二下游管路，其中，上游管路中设置有第一流量计，并且沿着引气方向，第一下游管路中依次设置有第一阀门和抽气机组，第二下游管路中依次设置有第二阀门和排气塔；第一引气管路还包括用于大气补气的补气支路，补气支路从第一下游管路且从第一阀门和抽气机组之间引出，并且，补气支路中设置有第三阀门。本发明专利技术还提供一种使用上述引气控制系统的引气控制方法。采用上述引气控制系统及方法可以解决单一负压引气带来的配套装置安全问题，并且可以保证引气管路流量计的测量精度。测量精度。测量精度。

【技术实现步骤摘要】
引气控制系统及方法


[0001]本专利技术涉及一种航空发动机压气机试验的引气控制系统，还涉及一种使用上述引气控制系统的引气控制方法。

技术介绍

[0002]航空发动机压气机性能试验是航空发动机产品研制的重要环节。引气试验是航空发动机压气机重要的试验科目之一，适当的引气率可以增加压气机喘振裕度，提高压气机气动性能。在航空发动机点火启动时，为防止压气机背压突增造成的压气机喘振，需要适当提高引气率。因此，压气机性能试验过程中，引气率试验至关重要。
[0003]压气机试验过程中，中高转速试验往往会降低进气节流比，借此降低对试验动力设备的功率需求以及降低试验件轴向力和逼喘试验风险。然而，降低节流比后进气压力低于大气压力，造成前面级甚至中间级引气腔压力较低，部分工况下试验件前面级引气腔压力会出现低于大气压力的情况。在这种情况下，普通的大气引气必然会造成引气量不足，无法支撑性能试验。针对这一问题，常规方法是单独配置抽气机组提供恒定的负压背压条件解决低节流比进气条件下前面级引气量不足的问题。
[0004]然而，这种单一采用抽气机组的方案仍存在缺陷，诸如在大节流比进气或压气机高转速工况下，级间引气为正压，也即，高于大气压，此时与抽气机组提供的负压背压会形成较大的落压差，对孔板流量计的测量精度产生不可忽视的影响。而且，抽气机组进口温度不能过高，容易引发抽气机组超温、失速等安全问题。而在实际负压使用过程中，在压气机试验件高转速试验时引气温度、压力升高，容易引发上述问题。
[0005]本专利技术意在提供引气控制方案，可以减轻或解决现有负压引气方案中的上述潜在问题。

技术实现思路

[0006]本专利技术的一个目的是提供一种引气控制系统，可以解决单一负压引气带来的配套装置安全问题，并且可以保证引气管路流量计的测量精度。
[0007]本专利技术的另一目的是提供一种引气控制方法，可以配合引气控制系统来解决单一负压引气带来的配套装置安全问题，并且可以保证引气管路流量计的测量精度。
[0008]本专利技术提供一种航空发动机压气机试验的引气控制系统，包括用于压气机中间级的第一引气管路，所述第一引气管路包括从所述压气机中间级引出的上游管路，其中，所述第一引气管路还包括从所述上游管路引出的第一下游管路和第二下游管路，其中，所述上游管路中设置有第一流量计，并且沿着引气方向，所述第一下游管路中依次设置有第一阀门和抽气机组，所述第二下游管路中依次设置有第二阀门和排气塔；所述第一引气管路还包括用于大气补气的补气支路，所述补气支路从所述第一下游管路且从所述第一阀门和所述抽气机组之间引出，并且，所述补气支路中设置有第三阀门。
[0009]在一个实施方式中，所述引气控制系统还包括用于压气机前面级的第二引气管
路，所述第二引气管路从所述压气机前面级引出，并且所述第二引气管路的出口与所述第一下游管路在所述第一阀门和所述抽气机组之间的管段汇流，进而通过所述抽气机组进行引气；沿着引气方向，所述第二引气管路中依次设置有第二流量计和第四阀门。
[0010]在一个实施方式中，所述第二引气管路的出口与所述第一下游管路在所述第一阀门和所述补气支路之间的管段汇流。
[0011]本专利技术还提供一种航空发动机压气机试验的引气控制方法，包括：S1、使用前述的引气控制系统进行航空发动机压气机试验；S2、关闭第二阀门，采用第一阀门调节引气流量，通过抽气机组进行负压引气；S3、判定第一流量计的第一参数是否小于或等于第一阈值，若第一参数小于或等于第一阈值，则执行步骤S4，否则，执行步骤S7，其中，所述第一参数与所述第一流量计的进出压差相关；S4、判定抽气机组的进气温度是否小于或等于第二阈值，若抽气机组的进气温度小于或等于第二阈值，则回到步骤S2，否则，执行步骤S5；S5、打开第三阀门，以进行大气补气；S6、判定抽气机组的进气温度是否大于第三阈值以及第三阀门的开度是否大于第四阈值，若抽气机组的进气温度大于第三阈值且第三阀门的开度大于第四阈值，则执行步骤S7，否则，回到步骤S2；S7、关闭第一阀门，采用第二阀门调节引气流量，通过排气塔进行正压引气。
[0012]在一个实施方式中，在步骤S7之后执行步骤S8：S8、判定第一流量计的第一参数是否小于第五阈值以及第一流量计的出口温度是否小于第五阈值，若第一流量计的第一参数比第五阈值小且第一流量计的出口温度小于第五阈值，则回到步骤S2，否则，回到步骤S7。
[0013]在一个实施方式中，所述第一参数通过所述第一流量计的进口压力与出口压力的差值除以所述进口压力来表征。
[0014]在一个实施方式中，所述第五阈值通过所述第二阈值乘以小于一的预定系数获得。
[0015]在一个实施方式中，所述第一阈值大于所述第五阈值。
[0016]在一个实施方式中，所述第二阈值为45℃～50℃。
[0017]本专利技术还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机指令，其特征在于，所述计算机指令被处理器执行时实现上述引气控制方法。
[0018]采用上述引气控制系统及引气控制方法可以在通过补气支路实现高、低温气掺混的控制，保证抽气机组的进口温度不超温，从而解决单一负压引气带来的配套装置安全问题，尤其是在不适用外部冷却循环水系统的情况下，可以有效地实现抽气机组进口温度的控制，降低设备成本和试验风险。
[0019]采用上述引气控制系统及引气控制方法，可以实现负压引气及时切换到正压引气，可以解决引气腔温度压力升高所带来的孔板流量计精度降低的问题。
[0020]进一步，上述引气控制方法还可以实现正压引气自动切回到负压引气，而且还可以防止在临界状态下正负压引气管路反复切换。通过正负压切换及阀门调节，可以压气机试验节流工况下前面级甚至中间级引气试验大气引气条件下引气量不足的问题。
附图说明
[0021]本专利技术的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：
[0022]图1是示例性航空发动机压气机试验的引气控制系统的示意图。
[0023]图2是示例性航空发动机压气机试验的引气控制方法的流程图。
[0024]图3是另一示例性航空发动机压气机试验的引气控制方法的流程图。
具体实施方式
[0025]下面结合具体实施方式和附图对本专利技术作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本专利技术，但是本专利技术显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本专利技术内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施方式的内容限制本专利技术的保护范围。
[0026]例如，在说明书中随后记载的第一特征在第二特征上方或者上面形成，可以包括第一特征和第二特征通过直接联系的方式形成的实施方式，也可包括在第一特征和第二特征之间形成附加特征的实施方式，从而第一特征和第二特征之间可以不直接联系。进一步地，当第一元件是用与第二元件相连或结合的方式描述的，该说明包括第一元件和第二元件直接相连或彼此结合本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机压气机试验的引气控制系统，包括用于压气机中间级的第一引气管路，所述第一引气管路包括从所述压气机中间级引出的上游管路，其特征在于：所述第一引气管路还包括从所述上游管路引出的第一下游管路和第二下游管路，其中，所述上游管路中设置有第一流量计，并且沿着引气方向，所述第一下游管路中依次设置有第一阀门和抽气机组，所述第二下游管路中依次设置有第二阀门和排气塔；所述第一引气管路还包括用于大气补气的补气支路，所述补气支路从所述第一下游管路且从所述第一阀门和所述抽气机组之间引出，并且，所述补气支路中设置有第三阀门。2.如权利要求1所述的引气控制系统，其特征在于，所述引气控制系统还包括用于压气机前面级的第二引气管路，所述第二引气管路从所述压气机前面级引出，并且所述第二引气管路的出口与所述第一下游管路在所述第一阀门和所述抽气机组之间的管段汇流，进而通过所述抽气机组进行引气；沿着引气方向，所述第二引气管路中依次设置有第二流量计和第四阀门。3.如权利要求2所述的引气控制系统，其特征在于，所述第二引气管路的出口与所述第一下游管路在所述第一阀门和所述补气支路之间的管段汇流。4.一种航空发动机压气机试验的引气控制方法，其特征在于，S1、使用如权利要求1至3中任一项所述的引气控制系统进行航空发动机压气机试验；S2、关闭第二阀门，采用第一阀门调节引气流量，通过抽气机组进行负压引气；S3、判定第一流量计的第一参数是否小于或等于第一阈值，若第一参数小于或等于第一阈值，则执行步骤S4，否则，执行步...

【专利技术属性】
技术研发人员：韩兴伟，孙震宇，马昌友，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：