【技术实现步骤摘要】
本申请属于发动机试验，特别涉及一种航空发动机核心机进气管网及进气控制方法。
技术介绍
1、核心机是为了缩短航空发动机新机研制周期而先期验证的航空发动机的核心部件。为了构建核心机运行的进气环境，需试验设备具备核心机进口调压、调温能力，并通过稳压装置对进气进行整流、稳压，通过改变进口压力、温度模拟不同飞行高度、马赫数状态下核心机进口环境。
2、核心机不同工作状态的进气参数不同，主要分为常温常压进气状态和加温加压进气状态。常温常压进气通常采用直通大气管路进行进气，而加温加压进气管网较为复杂，通常采用压缩机对大气进行加压，加压过程气流温度将提升，在管路供气过程中通过换热器进行降温，以达到目标供气温度。在进入核心机前通过调节进排气比例调整进气压力。
3、国内典型核心机地面试车台进气管网如图1所示，大气经压缩机加压后以一定温度、压力输入主管路①，分出两个支路，即支路②和支路③，其中支路②设置水冷换热器进行降温，支路③设置一个阀门，通过支路②和支路③的流量分配达到温度调节目的；管路④设置为多个几字形弯段，使温度掺混更均匀；放气管路⑤和进气管路⑥各设置一个电动阀门，通过开度调节改变供气压力；经稳压箱整流、稳压后供入核心机。此外，关闭管路⑥的阀门，打开管路⑦的阀门，可实现常温常压供气功能。在管路④和管路⑤各设置一个流量计，二者差值即为加温加压状态核心机进气流量；管路⑦上的流量计测量常温常压状态的核心机进气流量。
4、外典型核心机地面试车台进气管网如图2所示，为普惠lfc试验设备，大气经压缩机加压后以一定温度、压
5、国内外典型核心机地面试车台进气管网的供气温度通常不超过200℃，流量不超过150kg/s，进气压力、温度调节能力单一，面对高推重比发动机核心机试验需求增加，现有设备已无法满足大流量、高温度进气环境模拟需求，具体表现在以下几个方面：
6、在技术方面，调温方式单一，通过对压缩机出口带温空气进行冷却掺混调温，温度调节范围小，且受冷却效率影响，调节速率较慢；采用管路弯折掺混，或稳压箱降速掺混均使温度均匀性难以保证，或需极长管路达到掺混目的；压力调节通过电动蝶阀开度调节，跟随性、准确性偏低，对调压速率有限制要求的试验暂无法满足；因调节手段单一，大流量、高温度进气环境模拟能力差。
7、在成本方面，仅有先调温、后调压一种方式，部分调温后的气体在试验过程中直接排入排气塔，未能充分利用能源；此外，调温、调压速率偏慢，增加试验状态转换时间，均使试验成本增加。
8、在效率方面，采用电动蝶阀进行压力调节，且主管路仅依靠一种阀门进行调节，全流量范围内阀门调节精度变化较大，调节时间较长，稳定状态压力波动值较大，均影响试验效率。
技术实现思路
1、为了解决上述问题，本申请提供了一种航空发动机核心机进气管网及进气控制方法，以实现对气体压力、温度的多种调节。
2、本申请第一方面提供了一种航空发动机核心机进气管网，主要包括：
3、压缩机，用于压缩大气，具有第一供气流路，第一供气流路后分支形成第二支路及第三支路，第二支路连接至放气塔；
4、水冷换热器，设置在第三支路上，用于对压缩的大气进行温度调节，第三支路后分支形成第四支路、第五支路及第六支路，第四支路连接至放气塔；
5、电加温器，设置在第六支路上，用于对第六支路的气体进行加温；
6、掺混器，设置在第六支路的电加温器后端，同时还连接第五支路，用于对第六支路及第五支路的气体进行掺混，掺混器后分支形成第七支路及第八支路，第七支路连接放气塔；
7、稳压箱，设置在第八支路上，用于对气体进行稳压整流后供向航空发动机核心机；
8、其中，外界大气还通过第九支路连接到第八支路上，各支路上均设置阀门，用于对流经各支路的气体流量进行控制。
9、优选的是，所述第七支路上并联设置有两个阀门，一个为液压调节阀，另一个为电动调节阀。
10、优选的是，所述第八支路上并联设置有两个阀门，一个为液压调节阀，另一个为电动调节阀。
11、优选的是，稳压箱通过第十支路连接放气塔，用于应急放气。
12、本申请第二方面提供了一种航空发动机核心机进气控制方法，基于如上述所述的航空发动机核心机进气管网进行进气控制，所述进气控制方法包括：
13、步骤s1、确定进气控制需求，所述进气控制需求包括：最佳节省能源需求、高速率调温次级节省能源需求，高速率调压高精度调温需求、高速率调温调压需求；
14、步骤s2、根据不同的进气控制需求，控制不同的支路参与气体调节，其中：
15、(1)对于最佳节省能源需求，通过调节第四支路上的阀门开度，对流经第六支路上的气体进行压力调节，通过调节第六支路上的电加温器(14)，对流经第六支路上的气体进行温度调节；
16、(2)对于高速率调温次级节省能源需求，通过调节第四支路上的阀门开度，对流经第五支路及第六支路上的气体进行压力调节，通过调节第五支路上的阀门开度，基于掺混器对第六支路出口气体进行温度调节；
17、(3)对于高速率调压高精度调温需求，通过调节第六支路上的电加温器，对流经第六支路上的气体进行温度调节，通过调节第七支路与第八支路的阀门，对流经第八支路的气体进行压力调节；
18、(4)对于高速率调温调压需求，通过调节第五支路上的阀门开度，基于掺混器对第六支路出口气体进行温度调节，通过调节第七支路与第八支路的阀门，对流经第八支路的气体进行压力调节。
19、优选的是，在步骤s2中，在调节第七支路与第八支路的阀门时，所述第七支路与第八支路的阀门均包括并联的液压调节阀及电动调节阀，在流量低于预设值时，仅调节液压调节阀；反之，使电动调节阀保持一定开度不变，调节液压调节阀。
20、本申请能够实现压力、温度的多种调节方式任意组合，针对不同试验场景，选取最优的调节方式，兼顾节能、高效的需求。
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1.一种航空发动机核心机进气管网，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的航空发动机核心机进气管网，其特征在于，所述第七支路上并联设置有两个阀门，一个为液压调节阀，另一个为电动调节阀。
3.如权利要求1所述的航空发动机核心机进气管网，其特征在于，所述第八支路上并联设置有两个阀门，一个为液压调节阀，另一个为电动调节阀。
4.如权利要求1所述的航空发动机核心机进气管网，其特征在于，稳压箱(16)通过第十支路连接放气塔(12)，用于应急放气。
5.一种航空发动机核心机进气控制方法，其特征在于，基于权利要求1所述的航空发动机核心机进气管网进行进气控制，所述进气控制方法包括：
6.如权利要求5所述的航空发动机核心机进气控制方法，其特征在于，在步骤S2中，在调节第七支路与第八支路的阀门时，所述第七支路与第八支路的阀门均包括并联的液压调节阀及电动调节阀，在流量低于预设值时，仅调节液压调节阀；反之，使电动调节阀保持一定开度不变，调节液压调节阀。
【技术特征摘要】
1.一种航空发动机核心机进气管网，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的航空发动机核心机进气管网，其特征在于，所述第七支路上并联设置有两个阀门，一个为液压调节阀，另一个为电动调节阀。
3.如权利要求1所述的航空发动机核心机进气管网，其特征在于，所述第八支路上并联设置有两个阀门，一个为液压调节阀，另一个为电动调节阀。
4.如权利要求1所述的航空发动机核心机进气管网，其特征在于，稳压箱(16)通过第十支路连接放气...
【专利技术属性】
技术研发人员：冯忠帅，李明，张志博，李井洋，王欢，郝羿飞，杨晓光，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：
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