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申请/专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所

摘要：一种模拟飞行环境测试发动机内流特性的试验装置与方法，属于风洞试验技术领域，本发明为了解决飞机发动机飞行马赫数与高空环境缺少同步模拟装置的问题。装置包括真空气罐，外涵流道依次通过流量调节阀和外涵截止阀与真空气罐的上部气口相连，负压舱依次通过节流阀、流量测量计和次流截止阀与真空气罐的下部气口相连，发动机全尺寸试验件置于负压舱内，发动机全尺寸试验件设有内部流道，内部流道通过试验件引气口与外涵流道连通，外涵流道上设有总静压测量计，负压舱上设有舱压测量计，本发明实现了飞行马赫数与高空环境的同步模拟试验方式，获取的试验数据可直接支撑真实发动机部件的设计与定型，试验方法切实可行，获取的数据准确可靠。

主权项：1.一种模拟飞行环境测试发动机内流特性的试验装置，其特征在于：包括外涵流道（2）、流量调节阀（6）、外涵截止阀（8）、真空气罐（9）、负压舱（12）、节流阀（15）和次流截止阀（18），外涵流道（2）为等直管道，外涵流道（2）的一端为工艺进气口（1），外涵流道（2）的另一端依次通过流量调节阀（6）和外涵截止阀（8）与真空气罐（9）的上部气口相连，负压舱（12）依次通过节流阀（15）、流量测量计和次流截止阀（18）与真空气罐（9）的下部气口相连，真空气罐（9）与真空泵相连，发动机全尺寸试验件（13）置于负压舱（12）内，发动机全尺寸试验件（13）设有内部流道，所述内部流道的一端与试验件引气口（10）的一端相连，试验件引气口（10）上设有气道格栅（4），气道格栅（4）用于调节试验件引气口（10）的流通面积，试验件引气口（10）的另一端与外涵流道（2）连通，外涵流道（2）上设有总静压测量计（3），负压舱（12）上设有舱压测量计（11），外涵流道（2）、流量调节阀（6）、外涵截止阀（8）和真空气罐（9）组成飞行马赫数模拟通道，试验件引气口（10）、发动机全尺寸试验件（13）、负压舱（12）、节流阀（15）、所述流量测量计、次流截止阀（18）和真空气罐（9）组成高空环境模拟通道；节流阀（15）包括内外同轴的丝杆（5）和变径外壳，所述变径外壳包括依次相连的小径管段（19）、锥管段（20）和大径管段（21），小径管段（19）上设有第一支撑板（24），大径管段（21）上设有第二支撑板（22），第一支撑板（24）和第二支撑板（22）上均设有气流孔，丝杆（5）的两端分别与第一支撑板（24）和第二支撑板（22）转动配合，驱动电机（7）设置在第二支撑板（22）上，驱动电机（7）的输出轴与丝杆（5）同轴连接，阀锥（14）与丝杆（5）同轴螺纹配合，所述变径外壳上设有沿丝杆（5）轴向设置的导柱（23），阀锥（14）与导柱（23）滑动配合，阀锥（14）与锥管段（20）之间形成环形的气流流道，阀锥（14）与锥管段（20）密封配合或分离；流量调节阀（6）与节流阀（15）的结构相同；所述流量测量计包括参数测量管（16）和流量测量喷嘴（17），参数测量管（16）和流量测量喷嘴（17）沿气流流向依次相连，参数测量管（16）上沿气流流向依次设有温度传感器（27）、第一阻尼网（28）、蜂窝器（29）、第二阻尼网（30）、第三阻尼网（31）和流量测量总压耙（25），流量测量喷嘴（17）为拉瓦尔喷管，流量测量喷嘴（17）的喉道壁周向均布设置有若干喷嘴静压测量计（26）；总静压测量计（3）、舱压测量计（11）、节流阀（15）的驱动电机（7）、流量调节阀（6）的驱动电机（7）、温度传感器（27）、流量测量总压耙（25）和若干喷嘴静压测量计（26）分别与控制系统（32）电连接。

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