本发明专利技术提供一种用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置及方法，属于航空发动机试验装置领域，包括：发动机保温罩，呈箱体状结构并用于放置待测试发动机，发动机保温罩具有保温罩第一入口和保温罩第二入口；前室，设置有前室入口、前室第一出口和前室第二出口，前室入口与进气管路连接；主流进气管路，一端与前室第一出口连接，主流进气管路的另一端穿过保温罩第一入口并与待测试发动机的入口连通，主流进气管路上设置有主流进气调节阀；保温供气主管路，一端与前室第二出口连接，保温供气主管路的另一端与保温罩第二入口连接。本发明专利技术能够防止发动机带来风车转速，确保发动机转子静止。止。止。
【技术实现步骤摘要】
一种用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置及方法
[0001]本专利技术涉及航空发动机试验装置
，具体涉及一种用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置及方法。
技术介绍
[0002]目前，国内外进行航空发动机高低温起动试验的手段主要有：（1）真实地面环境试验，可随飞机转场进行飞行试验或者在具有极端气候条件的地面试车台进行；（2）高低温起动实验室进行试验，试验在一间保温较好的房间内进行；（3）高空台进行高低温起动试验。
[0003]考虑到真实地面环境效率低、经济型差，目前国内没有高低温起动试验室，结合高空台自身独特的优势，有供抽气设备，能有效地满足发动机高低温起动对高低温空气的需求，所以现阶段高空台进行高低温起动试验是高效有利的。
[0004]但高空台空间受限，冷热浸试验装置如果设计不合理，不但导致发动机考核不达标，也会增加试验装置安装时间，提高试验成本。另外考虑到高空台试验能耗问题，冷冻时间太久会增加试验成本。
技术实现思路
[0005]有鉴于此，本说明书实施例提供一种用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置及方法，以达到提高发动机热浸和冷浸效率的目的。
[0006]本说明书实施例提供以下技术方案：一种用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置，包括：发动机保温罩，呈箱体状结构并用于放置待测试发动机，发动机保温罩具有保温罩第一入口和保温罩第二入口；前室，设置有前室入口、前室第一出口和前室第二出口，前室入口与进气管路连接；主流进气管路，一端与前室第一出口连接，主流进气管路的另一端穿过保温罩第一入口并与待测试发动机的入口连通，主流进气管路上设置有主流进气调节阀；保温供气主管路，一端与前室第二出口连接，保温供气主管路的另一端与保温罩第二入口连接。
[0007]进一步地，用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置还包括集气箱，主流进气管路的另一端与集气箱的入口连接，集气箱的第一出口穿过保温罩第一入口与待测试发动机进口连接。
[0008]进一步地，用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置还包括主流进气放气装置，与集气箱的第二出口连接。
[0009]进一步地，保温供气主管路上设置有保温供气截止阀，保温供气截止阀位于靠近前室的一端。
[0010]进一步地，保温供气主管路上设置有保温干燥供气管路，保温干燥供气管路的一端与干燥气源连接，保温干燥供气管路的另一端设置在保温供气截止阀与保温罩第二入口
之间。
[0011]进一步地，发动机保温罩呈矩形箱体状，发动机保温罩的侧壁上设置有多个温度测点孔和多个压力测点孔。
[0012]进一步地，发动机保温罩的顶壁上开设有保温罩第二入口和测试电气管线开孔。
[0013]进一步地，发动机保温罩的两个相对侧壁上分别设置有发动机输出轴开孔和发动机喷管开孔。
[0014]进一步地，发动机保温罩的另外两个相对侧壁中的一个侧壁上设置有保温罩第一入口，另一个侧壁上设置有观察口。
[0015]进一步地，发动机保温罩的顶壁、底壁和侧壁均能够采用至少两块拼板单元拼接而成，位于同一顶壁、底壁或者侧壁的相邻拼板单元通过插接定位配合并采用褡裢固定连接。
[0016]本专利技术还提供了一种用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验方法，包括以下步骤：步骤一、将主流进气调节阀的阀位调节至30%至40%开度，将保温供气截止阀和主流进气放气装置全开；步骤二、调节前室进气压力比集气箱总压高5 kpa至10kpa，并在调节时保持Pt=Ph等冲压状态，其中Pt为集气箱总压，Ph为舱内静压；步骤三、当待测试发动机的滑油温度达到设定温度时，控制集气箱压力和舱压在3 kPa～5kPa之内，开始计时热浸或冷浸设定时间；步骤四、调节主流进气调节阀至20%至30%阀位开度，将进气温度调节至设定温度；步骤五、将主流进气调节阀全开，将主流进气放气装置的排气阀和保温供气截止阀关闭，采用保温干燥供气管路进行供气；步骤六、调节进排气为等冲压，起动发动机，完成高低温起动试验。
[0017]与现有技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少包括：在主流进气管路设置主流进气调节阀，可保证发动机进口流场品质，满足发动机高空进气模拟的要求，通过主流进气调节阀可带来5kPa～10kPa流阻，防止保温供气主管路调节时给发动机带来风车转速，确保发动机转子静止。
附图说明
[0018]为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
[0019]图1是本专利技术实施例的整体结构示意图；图2是本专利技术发动机保温罩的第一视角的三维结构示意图；图3是本专利技术发动机保温罩的第二视角的三维结构示意图；图4是本专利技术发动机保温罩的第三视角的三维结构示意图。
[0020]图中附图标记：1、前室；2、主流进气调节阀；3、主流进气管路；4、集气箱；5、主流进气放气装置；6、保温供气截止阀；7、保温干燥供气管路；8、保温供气主管路；9、发动机保温罩；91、温度测点孔；92、压力测点孔；93、测试电气管线开孔；94、发动机输出轴开孔；95、发
动机喷管开孔；96、保温罩第一入口；97、保温罩第二入口；98、观察口；99、搭扣。
具体实施方式
[0021]下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。
[0022]需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本专利技术。
[0023]如图1至图4所示，本专利技术实施例提供了一种用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置，包括发动机保温罩9、前室1、主流进气管路3和保温供气主管路8。发动机保温罩9呈箱体状结构并用于放置待测试发动机，发动机保温罩9具有保温罩第一入口96和保温罩第二入口97；前室1设置有前室入口、前室第一出口和前室第二出口，前室入口与进气管路连接；主流进气管路3的一端与前室第一出口连接，主流进气管路3的另一端穿过保温罩第一入口96并与待测试发动机的入口连通，主流进气管路3上设置有主流进气调节阀2；保温供气主管路8的一端与前室第二出口连接，保温供气主管路8的另一端与保温罩第二入口97连接。
[0024]在主流进气管路3设置主流进气调节阀2，可保证发动机进口流场品质，满足发动机高空进气模拟的要求，通过主流进气调节阀2可带来5kPa～10kPa流阻，防止保温供气主管路8调节时给发动机带来风车转速，确保发动机转子静止。
[0025]用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置还包括集气箱4，主流进气管路3的另一端与集气箱4的入口连接，集气箱4的第一出口穿过保温罩第一入口96并与待测试发动机的入口连通。
[0026]设置集气箱4可以连接主流进气管路3的另一端与保温罩第一入口96，从而实现对进入待测发动机进气口的气体进行本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置，其特征在于，包括：发动机保温罩（9），呈箱体状结构并用于放置待测试发动机，发动机保温罩（9）具有保温罩第一入口（96）和保温罩第二入口（97）；前室（1），设置有前室入口、前室第一出口和前室第二出口，所述前室入口与进气管路连接；主流进气管路（3），一端与所述前室第一出口连接，主流进气管路（3）的另一端穿过保温罩第一入口（96）并与所述待测试发动机的入口连通，主流进气管路（3）上设置有主流进气调节阀（2）；保温供气主管路（8），一端与所述前室第二出口连接，保温供气主管路（8）的另一端与保温罩第二入口（97）连接。2.根据权利要求1所述的用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置，其特征在于，所述用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置还包括集气箱（4），主流进气管路（3）的另一端与集气箱（4）的入口连接，集气箱（4）的第一出口穿过保温罩第一入口（96）与待测试发动机的入口连接。3.根据权利要求2所述的用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置，其特征在于，所述用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置还包括主流进气放气装置（5），与集气箱（4）的第二出口连接。4.根据权利要求1所述的用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置，其特征在于，保温供气主管路（8）上设置有保温供气截止阀（6），保温供气截止阀（6）位于靠近前室（1）的一端。5.根据权利要求4所述的用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置，其特征在于，保温供气主管路（8）上设置有保温干燥供气管路（7），保温干燥供气管路（7）的一端与干燥气源连接，保温干燥供气管路（7）的另一端设置在保温供气截止阀（6）与保温罩第二入口（97）之间。6.根据权利要求1所述的用于涡轴发动机的高空试验台冷热浸试验装置，其特征在于，发动机保温罩（9）呈矩形箱体状，发动机保温罩（9）的侧壁上设置有多个温度测点孔（91）和多...
【专利技术属性】
技术研发人员：夹福年，刘涛，雷森，刘冬根，钟华贵，蔡云，
申请(专利权)人：中国航发四川燃气涡轮研究院，
类型：发明
国别省市：
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