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1、(10)申请公布号 CN 103499447 A (43)申请公布日 2014.01.08 CN 103499447 A (21)申请号 201310467626.9 (22)申请日 2013.10.09 G01M 15/00(2006.01) G01M 9/06(2006.01) (71)申请人 北京动力机械研究所 地址 100074 北京市丰台区北京 7208 信箱 18 分箱 (72)发明人 关振宇 赵英 于丹 张碧文 闫熙 (74)专利代理机构 北京清亦华知识产权代理事 务所 ( 普通合伙 ) 11201 代理人 贾玉姣 黄德海 (54) 发明名称 用于涡轮发动机的零马赫数试验装置 (。
2、57) 摘要 本发明公开了一种用于涡轮发动机的零马赫 数试验装置， 其包括 ： 高空舱， ； 稳定管 ； 工艺进气 道， 工艺进气道具有第一进气口和第一排气口， 第 一进气口与稳定管的出口相对且彼此间隔开 ； 涡 轮发动机， 涡轮发动机设在高空舱内且位于工艺 进气道的下游侧 ； 尾室 ； 进气管 ； 排气管。根据本 发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装 置通过将工艺进气道和稳定管间隔开， 让涡轮发 动机在起动过程中自然吸气， 从而实现进气模拟 马赫数的平稳， 然后可以通过调节高空舱内的压 力和空气流量， 可以实现对于涡轮发动机零马赫 数的实验条件， 从而可以低成本快速的实现涡轮 发动机在。
3、地面状态零马赫数起动考核试验， 实用 性好。 (51)Int.Cl. 权利要求书 2 页 说明书 6 页 附图 2 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书2页 说明书6页 附图2页 (10)申请公布号 CN 103499447 A CN 103499447 A 1/2 页 2 1. 一种用于涡轮发动机的零马赫数试验装置， 包括 ： 高空舱， 所述高空舱包括舱体和舱门， 所述舱门可枢转地设在所述舱体上以打开或关 闭所述舱体， 所述舱体上形成有舱体进口和舱体出口 ； 稳定管， 所述稳定管设在所述舱体内且位于所述舱体的舱体进口端， 所述稳定管包括 彼此相连的第一管。
4、和第二管， 所述第一管的横截面的截面积按照从所述舱体进口朝向所述 舱体出口的方向逐渐增加， 所述第二管为截面积不变的圆柱形管 ； 工艺进气道， 所述工艺进气道设在所述高空舱内且位于所述稳定管的下游侧， 所述工 艺进气道具有第一进气口和第一排气口， 所述第一进气口与所述稳定管的出口相对且彼此 间隔开， 所述工艺进气道的中心轴线与所述稳定管的中心轴线重合 ； 涡轮发动机， 所述涡轮发动机设在所述高空舱内且位于所述工艺进气道的下游侧， 所 述发动机具有第二进气口和第二排气口， 所述第二进气口与所述第一排气口相连 ； 尾室， 所述尾室设在所述高空舱内且位于所述发动机的下游侧， 所述尾室具有第三进 气口。
5、和第三排气口， 所述第三进气口与所述第二排气口对应且彼此间隔开， 所述尾室具有 用于冷却空气的冷却段 ； 进气管， 所述进气管的一端从所述舱体进口伸入到所述舱体内且与所述第一管相连 ； 排气管， 所述排气管的一端从所述舱体出口伸入到所述舱体内且与所述第三排气口相 连。 2.根据权利要求1或2所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置， 其特征在于， 还包括 ： 空气引射器， 所述空气引射器设在所述高空舱外且与所述排气管相连。 3. 根据权利要求 1-2 中任一项所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置， 其特 征在于， 还包括 ： 第一支架， 所述稳定管设在所述第一支架上。 4. 根据权利要。
6、求 1-3 中任一项所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置， 其特 征在于， 还包括 ： 第二支架， 所述发动机和所述工艺进气道设在所述第二支架上 ； 第三支架， 所述尾室设在所述第三支架上。 5. 根据权利要求 1-4 中任一项所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置， 其特 征在于， 所述第二支架上设有悬挂架， 所述发动机悬挂在所述悬挂架上。 6. 根据权利要求 1-5 中任一项所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置， 其特 征在于， 所述第二支架上设有压力传感器。 7. 根据权利要求 1-6 中任一项所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置， 其特 征在于， 还包括 ： 调节。
7、阀， 所述调节阀设在所述进气管上且位于所述高空舱外 ； 截止阀， 所述截止阀设在所述进气管上且位于所述调节阀的上游侧。 8. 根据权利要求 1-7 中任一项所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置， 其特 征在于， 还包括 ： 用于测量从所述稳定管流出的空气的流量的流量传感器， 所述流量传感器设在所述稳 定管的邻近所述工艺进气道的一侧上。 9. 根据权利要求 1-8 中任一项所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置， 其特 征在于， 还包括 ： 权 利 要 求 书 CN 103499447 A 2 2/2 页 3 进气道压力传感器， 所述进气道压力传感器设在所述工艺进气道内。 10. 根据。
8、权利要求 1-9 中任一项所述的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置， 其 特征在于， 还包括用于测量所述涡轮发动机转速的转速传感器。 权 利 要 求 书 CN 103499447 A 3 1/6 页 4 用于涡轮发动机的零马赫数试验装置 技术领域 0001 本发明涉及发动机领域， 具体而言， 涉及一种用于涡轮发动机的零马赫数试验装 置。 背景技术 0002 在小型涡轮发动机研制过程中高空起动性能是一项重要的考核指标， 在某些特殊 的应用场合， 尤其是在高空起动时， 进气速度接近于零， 一般称这种状态为零马赫数起动。 发动机在零马赫数下的起动过程为动态过程， 该过程难以通过数值模拟或地面试验模。
9、拟， 一般是通过飞机带飞或推进风洞试验验证考核， 但周期长、 耗资大。 0003 涡轮发动机高空零马赫数起动试验属于一项发动机特殊工况考核试验， 需要建立 高空负压试验环境， 并且保证发动机进气速度 Ma 0.1 且成分不被污染。能够保证真空负 压环境的试验设施有很多， 但大都属于带模拟马赫数的风洞或自由射流试车台， 不能满足 本项试验中进气马赫数为零的进气条件， 采用低速风洞能够实现这种条件的模拟， 但实现 成本较高。 0004 另外一种方式是在高原条件下建立地面试车台， 这样的成本和试验周期更长， 且 无法实现很高高度的模拟。 0005 利用直连式试车台进行高空零马赫数起动试验的模拟方法，。
10、 由于现有的直连式试 车台受其模拟原理的限制， 只能进行进气马赫数大于 0.3 （Ma0.3） 的高空连管试验， 进气马 赫数小于 0.3 会造成发动机起动过程供气量不足或过大， 从而偏离目标模拟进气状态。对 于马赫数小于 0.3 的高空试验， 只能安排到大型无污染低速风洞中进行， 实现起来难度大， 成本高。 发明内容 0006 本发明旨在至少部分解决现有技术中存在的技术问题之一。为此， 本发明的一个 目的在于提出一种低成本快速的实现涡轮机地面状态起动考核试验的用于涡轮发动机的 零马赫数试验装置。 0007 根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置， 包括 ： 高空舱， 高空舱 包括。
11、舱体和舱门， 舱门可枢转地设在舱体上以打开或关闭舱体， 舱体上形成有舱体进口和 舱体出口 ； 稳定管， 稳定管设在舱体内且位于舱体的进气管安装口端， 稳定管包括彼此相连 的第一管和第二管， 第一管的横截面的截面积按照从舱体进口朝向舱体出口的方向逐渐增 加， 第二管为截面积不变的圆柱形管 ； 工艺进气道， 工艺进气道设在高空舱内且位于稳定管 的下游侧， 工艺进气道具有第一进气口和第一排气口， 第一进气口与稳定管的出口相对且 彼此间隔开， 工艺进气道的中心轴线与稳定管的中心轴线重合 ； 涡轮发动机， 涡轮发动机设 在高空舱内且位于工艺进气道的下游侧， 发动机具有第二进气口和第二排气口， 第二进气 。
12、口与第一排气口相连 ； 尾室， 尾室设在高空舱内且位于发动机的下游侧， 尾室具有第三进气 口和第三排气口， 第三进气口与第二排气口对应且彼此间隔开， 尾室具有用于冷却空气的 说 明 书 CN 103499447 A 4 2/6 页 5 冷却段 ； 进气管， 进气管的一端从舱体进口伸入到舱体内且与第一管相连 ； 排气管， 排气管 的一端从舱体出口伸入到舱体内且与第三排气口相连。 0008 根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置通过将工艺进气道和 稳定管间隔开， 让涡轮发动机在起动过程中自然吸气， 从而实现进气模拟马赫数的平稳， 然 后可以通过调节高空舱内的压力和空气流量， 可以实现对。
13、于涡轮发动机零马赫数的实验条 件， 从而可以低成本快速的实现涡轮发动机在地面状态零马赫数起动考核试验， 实用性好。 0009 另外， 根据本发明的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还具有如下附加技 术特征 ： 0010 根据本发明的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括 ： 空气引射器， 空 气引射器设在高空舱外且与排气管相连。 0011 根据本发明的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括 ： 第一支架， 稳定 管设在第一支架上。 0012 根据本发明的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括 ： 第二支架， 发动 机和工艺进气道设在第二支架上 ； 第三支架， 尾室设在第三支架上。。
14、 0013 第二支架上设有悬挂架， 发动机悬挂在悬挂架上。 0014 第二支架上设有压力传感器。 0015 根据本发明的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括 ： 调节阀， 调节阀 设在进气管上且位于高空舱外 ； 截止阀， 截止阀设在进气管上且位于调节阀的上游侧。 0016 根据本发明的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括 ： 用于测量从稳定 管流出的空气的流量的流量传感器， 流量传感器设在稳定管的邻近工艺进气道的一侧上。 0017 根据本发明的用于涡轮发动机的高空零马赫数试验装置还包括 ： 进气道压力传感 器， 进气道压力传感器设在工艺进气道内。 0018 根据本发明的用于涡轮发动。
15、机的高空零马赫数试验装置还包括用于测量涡轮发 动机转速的转速传感器。 0019 本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出， 部分将从下面的描述中变 得明显， 或通过本发明的实践了解到。 附图说明 0020 本发明的上述和 / 或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变 得明显和容易理解， 其中 ： 0021 图 1 是根据本发明的一个实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置的示意 图 ； 0022 图 2 是根据本发明的一个实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置的示意 图 ； 0023 图 3 是根据本发明的一个实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置完成实 验后的各个参数变。
16、化图。 0024 附图标号列表 ： 0025 用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100 ； 高空舱1 ； 舱体11 ； 舱体进口111 ； 舱体 出口 112 ； 舱门 12 ； 第二支架 14 ； 第三支架稳定管 2 ； 第一管 21 ； 第二管 22 ； 工艺进气道 3 ； 说 明 书 CN 103499447 A 5 3/6 页 6 第一进气口 31 ； 涡轮发动机 4 ； 第二排气口 41 ； 尾室 5 ； 第三进气口 51 ； 冷却段 53 ； 进气管 6 ； 排气管 7 ； 调节阀 8 ； 截止阀 9 ； 空气引射器 10。 具体实施方式 0026 下面详细描述本发明的实施例， 所述。
17、实施例的示例在附图中示出， 其中自始至终 相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。 下面通过参考附 图描述的实施例是示例性的， 仅用于解释本发明， 而不能理解为对本发明的限制。 0027 在本发明的描述中， 需要理解的是， 术语 “中心” 、“纵向” 、“横向” 、“上” 、“下” 、“前” 、 “后” 、“左” 、“右” 、“竖直” 、“水平” 、“顶” 、“底” 、“内” 、“外” 等指示的方位或位置关系为基于 附图所示的方位或位置关系， 仅是为了便于描述本发明和简化描述， 而不是指示或暗示所 指的装置或元件必须具有特定的方位、 以特定的方位构造和操作， 因此不能理。
18、解为对本发 明的限制。此外， 术语 “第一” 、“第二” 仅用于描述目的， 而不能理解为指示或暗示相对重要 性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此， 限定有 “第一” 、“第二” 的特征可以明示 或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中， 除非另有说明，“多个” 的含义 是两个或两个以上。 0028 在本发明的描述中， 需要说明的是， 除非另有明确的规定和限定， 术语 “安装” 、“相 连” 、“连接” 应做广义理解， 例如， 可以是固定连接， 也可以是可拆卸连接， 或一体地连接 ； 可 以是机械连接， 也可以是电连接 ； 可以是直接相连， 也可以通过中间媒介间接相连， 可以是。
19、 两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言， 可以具体情况理解上述术语在本 发明中的具体含义。 0029 下面参考图 1- 图 3 描述根据本发明实施例的用于涡轮发动机的高空零马赫数试 验装置 100。 0030 根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置 100， 包括高空舱 1、 稳 定管 2、 工艺进气道 3、 涡轮发动机 4、 尾室 5、 进气管 6 和排气管 7。 0031 其中， 高空舱 1 包括舱体 11 和舱门 12， 舱门 12 可枢转地设在舱体 11 上以打开或 关闭舱体 11， 舱体 11 上形成有舱体进口 111 和舱体出口 112。进气管 6 的一端从。
20、舱体进口 111 伸入到舱体 11 内。 0032 稳定管 2 设在舱体 11 内且位于舱体 11 的舱体进口 111 端。稳定管 2 包括彼此相 连的第一管 21 和第二管 22， 第一管 21 的横截面的截面积按照从舱体进口 111 朝向舱体出 口 112 的方向逐渐增加， 例如在图 1 的示例中， 第一管 21 的横截面的截面积从左向右逐渐 增加， 即第一管21可形成为大体漏斗形， 第二管22为截面积不变的圆柱形管， 也就是说， 第 二管 22 的横截面的截面积不变。 0033 进气管 6 的一端从舱体进口 111 伸入到舱体 11 内且与第一管 21 相连。从进气管 6 进入舱体 11。
21、 内的空气首先进入稳定管 2。可以理解的是， 在试验的时候， 空气可从稳定管 2 以较低的速度射出， 例如空气进气的马赫数不大于 0.05， 即 Ma 0.05， 其中符号 “” 的 含义为 “不大于” 。 0034 稳定管2用于稳定气流， 也就是说在试验的时候， 从稳定管2排出的气流压力和流 速是大致稳定不变的， 这样涡轮发动机 4 在起动过程中能够保证进气条件的稳定， 实现马 赫数大致不变。 说 明 书 CN 103499447 A 6 4/6 页 7 0035 工艺进气道3设在高空舱1内且位于稳定管2的下游侧。 下游侧是指在舱体11内 空气流动方向的下游侧， 例如图 1 和图 2 中的右。
22、侧即是下游侧， 也就是说， 在图 1 和图 2 中 工艺进气道 3 设在稳定管 2 的右侧。下文中再出现的 “下游侧” ， 如果不作特殊说明， 皆按此 理解。 0036 工艺进气道 3 具有第一进气口 31 和第一排气口， 第一进气口 31 与稳定管 2 的出 口相对且彼此间隔开。稳定管 2 稳定输出的空气的一部分通过第一进气口 31 进入工艺进 气道 3 并进入涡轮发动机 4， 其余大部分气流从工艺进气道 3 外部流过， 并被尾室 5 吸排出 高空舱1。 第一排气口和涡轮发动机4相连， 工艺进气道3内的空气经过第一排气口流入涡 轮发动机 4 中。这样让涡轮发动机 4 在起动过程中自然吸气， 。
23、且稳定管 2 排出的气流压力 和流速是稳定不变的， 这样就可以实现进气模拟马赫数的平稳。 0037 工艺进气道 3 的中心轴线与稳定管 2 的中心轴线重合。这样可以更好地保证压力 和流速稳定的空气流入工艺进气道 3 从而进入涡轮发动机 4。 0038 涡轮发动机 4 设在高空舱 1 内且位于工艺进气道 3 的下游侧， 也就是图 1 中的右 侧。 0039 涡轮发动机 4 具有第二进气口和第二排气口 41， 第二进气口与第一排气口相连。 也就是说， 工艺进气道 3 内的空气经过第一排气口和第二进气口流入涡轮发动机 4 中。可 以理解， 涡轮发动机 4 已为现有技术， 且为所属领域的普通技术人员所。
24、熟知， 因此这里对于 涡轮发动机 4 的具体构造和工作原理不作详细说明。 0040 尾室 5 设在高空舱 1 内且位于涡轮发动机 4 的下游侧， 也就是图 1 中的右侧。 0041 尾室 5 具有第三进气口 51 和第三排气口， 第三进气口 51 与第二排气口 41 对应且 彼此间隔开。涡轮发动机 4 排出的空气通过第三进气口 51 进入尾室 5。 0042 尾室5具有用于冷却空气的冷却段53， 第三排气口位于冷却段53的尾部。 涡轮发 动机 4 排出的高温气体在冷却段 53 被冷却并从第三排气口排出。 0043 进气管 6 的一端从舱体进口 111 伸入到舱体 11 内且与第一管 21 相连。
25、， 进气管 6 的另一端与气源相连， 进气管 6 将气源中的空气导入到舱体 11 内。 0044 排气管 7 的一端从舱体出口 112 伸入到舱体 11 内且与第三排气口相连。也就是 说， 排气管 7 与冷却段 53 相连， 冷却段 53 冷却后的空气通过排气管 7 排出舱体 11 外。 0045 在试验时， 首先调整高空舱 1 内的压力到一定数值， 例如高空舱 1 内的压力为 60.2kPa， 同时进气管 6 向高空舱 1 内输入具有一定压力的空气， 空气通过稳定管 2 后变得 平稳， 调节空气流量， 例如， 空气流量可以为 4kg/s。当高空舱 1 进排气平衡后， 高空舱 1 内 形成稳定。
26、的从稳定管 2 至尾室 5 的气流通道， 部分气流通过工艺进气道 3 流入涡轮发动机 4， 其余大部分气流从涡轮发动机 4 外部流过。这时涡轮发动机 4 的风车转速为零， 进气马 赫数约为 0.03， 折合风速约为 36km/h。这对涡轮发动机 4 来说， 气流冲压效果几乎没有， 相 当于无风速条件下的起动， 即相当于零马赫数起动。这样涡轮发动机 4 就可以按照现有流 程完成热试车试验内容。涡轮发动机 4 停车后， 继续供气直到涡轮发动机 4 温度降低后， 停 止供气， 试验结束。 0046 根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置 100 通过将工艺进气 道 3 和稳定管 2 间隔。
27、开， 让涡轮发动机 4 在起动过程中自然吸气， 从而实现进气模拟马赫数 的平稳， 然后可以通过调节高空舱1内的压力和空气流量， 可以实现对于涡轮发动机4零马 说 明 书 CN 103499447 A 7 5/6 页 8 赫数的实验条件， 从而可以低成本快速的实现涡轮发动机 4 在地面状态零马赫数起动考核 试验， 实用性好。 0047 根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置 100 还包括空气引射 器 10。空气引射器 10 设在高空舱 1 外且与排气管 7 相连以抽吸舱体 11 内的空气， 调节舱 体 11 内的压力， 使高空舱 1 内的压力达到需要的压力。 0048 此外， 在高。
28、空舱 1 内的压力和空气流量都调节好的状态下涡轮发动机 4 点火起动 到慢车工况， 在涡轮发动机 4 起动过程中， 由于涡轮发动机 4 排气的自引射作用， 会降低高 空舱 1 的压力， 使高空舱 1 内的压力产生波动， 调节空气引射器 10 可以稳定高空舱 1 的压 力。 0049 根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置 100 还包括第一支架。 稳定管 2 设在第一支架上。这样可以保证稳定管 2 的稳定性， 提高实验的稳定性和可靠性。 0050 根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置 100 还包括第二支架 14 和第三支架。 0051 其中， 涡轮发动机4和工艺进气。
29、道3设在第二支架14上。 尾室5设在第三支架上。 0052 第二支架 14 上设有悬挂架， 涡轮发动机 4 可悬挂在悬挂架上。 0053 在第二支架 14 上可设有压力传感器， 该压力传感器用于测量高空舱 1 内的压力， 以便根据需要调节高空舱 1 内的压力， 达到实验条件的要求。 0054 根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置100还包括调节阀8和 截止阀 9。 0055 其中调节阀 8 设在进气管 6 上且位于高空舱 1 外。调节阀 8 可以调节从气源来的 空气的流量使高空舱1内的空气流量达到涡轮发动机4在零马赫数实验条件下所要求的空 气流量。 0056 截止阀 9 设在进气。
30、管 6 上且位于调节阀 8 的上游侧。也就是说， 截止阀 9 设在中 压气源和调节阀8之间， 可以关闭进气管6和打开进气管6， 这样可以更好地调节进气流量， 避免调节阀 8 的频繁开闭， 延长调节阀 8 的使用寿命。 0057 根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置 100 还包括用于测量 从稳定管 2 流出的空气的流量的流量传感器， 流量传感器设在稳定管 2 的邻近工艺进气道 3 的一侧上以测量空气流量。 0058 在本发明的一个实施例中， 根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验 装置100还包括控制器， 控制器可与流量传感器和调节阀8相连， 流量传感器传递流量信号 给控。
31、制器， 控制器可以控制调节阀 8， 调节从中压气源来的空气的流量使空气流量达到涡轮 发动机 4 进气所要求的流量。 0059 根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置 100 还包括进气道压 力传感器。进气道压力传感器可为多个， 其中一个进气道压力传感器可设在工艺进气道 3 的第一进气口 31 附近， 用于测量涡轮发动机 4 进气道壁面静压。还有至少三个进气道压力 传感器沿进气截面径向均匀分布， 用于测量涡轮发动机 4 进气总压。 0060 根据本发明实施例的用于涡轮发动机的零马赫数试验装置 100 还包括用于测量 涡轮发动机 4 转速的转速传感器。 0061 下面简单描述根据本发明。
32、一个优选实施例的零马赫数试验装置 100 的试验过程。 说 明 书 CN 103499447 A 8 6/6 页 9 0062 首先， 开启空气引射器 10， 调整高空舱 1 内的压力到 60.2kPa， 同时打开截止阀 9， 控制调节阀 8， 使进气管 6 通过稳定管 2 向高空舱 1 内吹入空气流量为 4kg/s 的空气。当高 空舱 1 进排气平衡后， 高空舱 1 内形成稳定的从稳定管 2 至尾室 5 的气流通道， 部分气流通 过工艺进气道 3 流入涡轮发动机 4， 其余大部分气流从涡轮发动机 4 外部流过。这时涡轮 发动机 4 的风车转速为零， 进气马赫数约为 0.03， 折合风速约为 。
33、36km/h。这对涡轮发动机 4 来说气流冲压效果几乎没有， 因此对涡轮发动机 4 而言， 相当于无风速条件下的起动。在 零马赫数的状态模拟好后涡轮发动机 4 点火起动到慢车工况， 涡轮发动机 4 起动过程由于 排气的自引射作用， 会降低高空舱 1 内的压力， 需要通过调节空气引射器 10 来稳定高空舱 1 的压力波动。高空舱 1 的压力稳定后涡轮发动机 4 按照预定流程继续完成其他热试车试 验内容。涡轮发动机 4 停车后， 继续供气待涡轮发动机 4 温度降低后， 停止供气试验结束。 0063 通过上述的实验， 可得出如下试验结果， 其曲线图如图 3 所示 ： 0064 其中， Pm1 为发动。
34、机进气道壁面静压 ； PC1 为高空舱 1 环境压力 ； n 为发动机转速 ； Ptm1、 Ptm2、 Ptm3 为沿进气截面径向均匀分布的三个点的发动机进气总压 ； T0 为涡轮发动 机 4 起动时刻， T1 为涡轮发动机 4 起动后某一时刻。 0065 进气道压力传感器可测量得出 Pm1 值， 也就是发动机进气道壁面静压 ； 在第二支 架 14 上的压力传感器可测量得出 PC1 值， 也就是高空舱 1 环境压力 ； 转速传感器可测量得 出 n 值， 也就是发动机转速 ； 至少三个沿进气截面径向均匀分布的进气道压力传感器可分 别测量得出 Ptm1、 Ptm2、 Ptm3， 也就是沿进气截面径。
35、向均匀分布的三个点的发动机进气总 压。 0066 参考图 3， 涡轮发动机 4 起动前， 涡轮发动机 4 进气总压和高空舱 1 内压力比较平 稳， 且压力值基本相同， 说明涡轮发动机 4 来流流速较低， 气流无明显冲压效果。涡轮发动 机 4 起动时刻， 对进气来流有一定干扰， 但绝对数值很小， 从试验结果上看模拟的各个参数 满足试验模拟要求。 0067 由此， 通过根据本发明一个实施例的零马赫数试验装置 100 可以模拟出涡轮发动 机 4 在高空零马赫数下的进排气条件， 从而可以模拟用于飞机的涡轮发动机 4 在该条件下 的起动性能， 涡轮发动机 4 针对该条件下的起动控制规律得到了优化， 可以。
36、实现预期的试 验目的。同时， 采用根据本发明一个实施例的零马赫数试验装置 100 模拟试验成本低， 实用 性好。 0068 在本说明书的描述中， 参考术语 “一个实施例” 、“一些实施例” 、“示意性实施例” 、 “示例” 、“具体示例” 、 或 “一些示例” 等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、 结 构、 材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。 在本说明书中， 对上述术语的 示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且， 描述的具体特征、 结构、 材料或者特 点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。 0069 尽管已经示出和描述了本发明的实施例， 本领域的普通技术人员可以理解 ： 在不 脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、 修改、 替换和变型， 本 发明的范围由权利要求及其等同物限定。 说 明 书 CN 103499447 A 9 1/2 页 10 图 1 图 2 说 明 书 附 图 CN 103499447 A 10 2/2 页 11 图 3 说 明 书 附 图 CN 103499447 A 11 。