高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法与流程

1.本发明涉及航空发动机高空试验技术领域，特别涉及高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法。


背景技术：

2.压气机是航空发动机的核心组成部分，其性能指标直接影响航空发动机的总体性能参数；高空台是在地面模拟高空环境飞行状态来对航空发动机进行高精度流场测试以及性能试验的设备；目前，现有的高空台大多为航空发动机整机试验台，单独针对压气机的高空模拟实验台较少，且压气机地面部件试验台无法开展高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验，试验方法缺乏规范，验证效率低下且试验周期长。
3.因此，本发明提供高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法。


技术实现要素：

4.本发明提供高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，用以通过监测压气机高空试验台各系统的工作状态正常后进行管道吹扫；电控系统调节高空台性能试验所需不同工况下的进气温度、进气压力以及高空舱后舱压力；调整动力系统，控制压气机试验件转速至额定转速；通过测试系统依次录取整个压气机性能曲线的流量、压比以及效率，完成压气机在不同高度下的不同额定转速下的性能曲线录取工作；缓慢减低压气机转速至零，停止电机并分闸；明确规范了操作流程，无需进行不必要的重复性试验，提高了试验效率以及试验精确度。
5.本发明提供高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，包括：
6.步骤1：基于压气机高空试验台监测各系统的工作状态，待监测到各系统工作正常后进行管道吹扫；
7.步骤2：通过电控系统调节高空台性能试验所需不同工况下的进气温度以及进气压力，同时，通过调节高空舱后舱压力来实现高度逐级递增调节；
8.步骤3：调整动力系统的旋转编码器，控制试验件的转速至额定转速范围内；
9.步骤4：通过测试系统依次录取包含堵塞点、设计点以及失速喘振点在内的整个压气机性能曲线的流量、压比以及效率，完成压气机在不同高度下的不同额定转速下的性能曲线录取工作；
10.步骤5：监测到压气机全性能曲线录取工作完成后，缓慢减低压气机转速至零，停止电机并分闸。
11.优选的，基于压气机高空试验台监测各系统的工作状态，待监测到各系统工作正常后进行管道吹扫，包括：
12.根据压气机高空试验台，监测进气调温系统、进气调压系统、抽排气系统、动力系统、电控系统以及测试系统的工作状态；
13.当监测到各系统工作运行正常后，进气调温系统向高空舱内通常温干燥气，同时，
进气调压系统调节高空舱内的气压；
14.进气调温系统向高空舱内持续通常温干燥气5～10min后，结束管道吹扫，进气调压系统继续调节高空舱内的气压。
15.优选的，所述压气机高空试验台，包括：
16.所述压气机高空试验台包括：气源、进气调温系统、进气调压系统、高空舱、动力系统、抽排气系统、电控系统以及测试系统；
17.进气调温系统中的混合器分别通过低温气管路与低温气管路调节阀以及常温气管路与常温气管路调节阀与气源直接连接；
18.所述进气调温系统、进气调压系统、高空舱依次连接，高空舱分为前舱以及后舱，高空舱前舱与高空舱后舱采用直连式结构；
19.进气调压系统通过进气调压调节阀与高空舱前舱连接，进气调压系统内的进气调压调节阀、放空阀、排气塔依次连接；
20.压气机试验件、排气蜗壳、高速联轴器、增速箱、转动轴系依次连接且均放置于高空舱后舱内，通过低速联轴器与动力系统中的电机连接；
21.抽吸排气调节阀与抽气机组直接连接，与地面排气调节阀并排连接至排气换热器，排气换热器、排气管路总调节阀、排气蜗壳依次连接，将抽排气系统与高空舱后舱接连；
22.测试系统中的稳动态数据采集计算机通过电控系统与每个系统单独连接。
23.优选的，通过电控系统调节高空台性能试验所需不同工况下的进气温度以及进气压力，包括：
24.通过电控系统，远程控制放空阀的阀门开度，同时，打开地面排气调节阀，关闭抽吸排气调节阀，进行系统排气；
25.根据高空环境低雷诺数下的进气条件，获取高空台性能试验所需不同工况下的进气温度以及进气压力；
26.进气调温系统连通气源，通过低温气管路供应低温气以及通过常温气管路供应常温干燥气，在混合器中将低温气以及常温干燥气混合均匀，调节低温气管路调节阀以及常温气管路调节阀的阀门开度，控制混合器内的温度符合所述进气温度条件；
27.根据所述进气压力，通过电控系统远程调节进气调压系统的进气调压调节阀以及放空阀的阀门开度。
28.优选的，通过调节高空舱后舱压力来实现高度逐级递增调节，包括：
29.通过电控系统逐渐开启抽吸排气调节阀，同时，逐渐关闭地面排气调节阀；
30.当抽吸排气调节阀完全开启以及地面排气调节阀完全关闭后，启动抽气机组抽吸排气；
31.通过调节抽吸排气调节阀的阀门开度，调节高空舱后舱压力，实现高度调节；
32.其中，高度调节按照每次1000m高度逐级递增调节。
33.优选的，调整动力系统的旋转编码器，控制试验件的转速至额定转速范围内，包括：
34.根据测试系统，获取压气机试验件的额定转速；
35.根据动力系统启动电机，通过低速联轴器、转动轴系、增速箱以及高速联轴器，使得压气机试验件的实际转速达到额定转速；
36.通过调整动力系统的旋转编码器，控制电机的输出转速，进而根据高空台性能试验所需不同工况，调节压气机试验件的实际转速。
37.优选的，调节抽吸排气调节阀的阀门开度，调节高空舱后舱压力，模拟5000m处飞行高度压力；
38.根据高度-进气条件映射表，获取得到5000m飞行高度压力所对应的进气温度以及进气压力，调节高空舱前舱的进气温度以及进气压力；
39.调节压气机试验件的实际转速为0.1额定转速；
40.调节高空舱后舱的出气流量，稳定高空舱后舱压力；
41.根据测试系统中的温度、压力以及流量传感器，获取得到包含堵塞点、设计点以及失速喘振点在内的整个压气机试验件的第一进气温度、第一进气压力、第一进气流量、第一出气压力以及第一出气流量，计算得到压气机试验件(7)的流量以及压比；
42.根据第一进气温度、第一进气压力以及第一进气流量，计算得到压气机试验件的效率；
43.通过测试系统依次录取包含包含堵塞点、设计点以及失速喘振点在内的整个压气机试验件的流量、压比以及效率。
44.通过调节低温气管路调节阀、常温气管路调节阀、进气调压调节阀以及抽吸排气调节阀的阀门开度，保持5000m飞行高度以及对应的进气条件稳定的前提下，依次调节压气机试验件的实际转速为0.2额定转速～1.1额定转速，每次调节0.1额定转速；
45.通过测试系统依次录取每次调节额定转速后对应的整个压气机试验件的流量、压比以及效率，绘制不同额定转速下的压气机特性曲线；
46.根据测试系统，获取调节高空舱后舱压力至模拟6000m飞行高度压力时所需抽吸排气调节阀的转动角度期望值；
47.通过电控系统对抽吸排气调节阀进行转动，监测抽吸排气调节阀的实际转动角度以及高空舱后舱的实际压力；
48.当监测到高空舱后舱的实际压力模拟6000m飞行高度压力时，记录抽吸排气调节阀的实际转动角度，同时，获取得到高空舱后舱的出气流量；
49.根据高度-进气条件映射表，调节高空舱前舱的进气温度以及进气压力；
50.根据测试系统中的各类传感器的数据，得到气体温度以及气体压力；
51.根据压气机高空试验台的历史试验数据，对pid参数进行在线自适应调整，使得pid参数可以根据试验在不同工况下的气体温度以及气体压力系统条件下自动调整，提升对高空舱后舱的压力控制精确度；
52.根据改进后的pid控制方法对高空舱后舱的压力进行模拟5000m飞行高度～模拟20000m飞行高度的逐级调节，每次调节1000m飞行高度，当达到18000m飞行高度时，适当减小每次的飞行高度调节量；
53.通过测试系统依次录取每次调节压力以及每次调节额定转速后对应的整个压气机试验件的流量、压比以及效率，绘制不同高度下的不同额定转速下的压气机特性曲线；
54.监测不同高度下的不同额定转速下的压气机特性曲线，若监测到压气机特性曲线绘制完整，则完成压气机全性能曲线录取工作，稳态/动态数据采集计算机发出第一通知；
55.否则，重新获取对应的缺失数据，补全压气机特性曲线。
56.优选的，监测到压气机全性能曲线录取工作完成后，缓慢减低压气机转速至零，停止电机并分闸，包括：
57.当监测到稳态/动态数据采集计算机完成压气机全性能曲线录取工作后，通过缓慢降低电机的输出转速，使得压气机试验件的转速缓慢降低直至停止，将电机停止并分闸；
58.当监测到电机停止并分闸后，上传此次试验过程中各系统所产生的数据至稳态/动态数据采集计算机并将各系统停止工作。
59.本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在所写的说明书、权利要求书、以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。
60.下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
61.附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。在附图中：
62.图1为本发明实施例中高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法的流程图；
63.图2为本发明实施例中压气机高空模拟台系统图。
具体实施方式
64.以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。
65.本发明实施例提供高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，如图1所示，包括：
66.步骤1：基于压气机高空试验台监测各系统的工作状态，待监测到各系统工作正常后进行管道吹扫；
67.步骤2：通过电控系统调节高空台性能试验所需不同工况下的进气温度以及进气压力，同时，通过调节高空舱后舱压力来实现高度逐级递增调节；
68.步骤3：调整动力系统的旋转编码器，控制试验件的转速至额定转速范围内；
69.步骤4：通过测试系统依次录取包含堵塞点、设计点以及失速喘振点在内的整个压气机性能曲线的流量、压比以及效率，完成压气机在不同高度下的不同额定转速下的性能曲线录取工作；
70.步骤5：监测到压气机全性能曲线录取工作完成后，缓慢减低压气机转速至零，停止电机并分闸。
71.该实施例中，压气机高空试验台是指用来对压气机试验件进行高精度流场测试以及性能试验的设备，通过验证其在高空环境下的性能以及适用性，从而为压气机等压缩部件的设计以及优化提供指导数据；如图2所示，高空环境低雷诺数压气机试验台包括：气源、进气调温系统、进气调压系统、高空舱、动力系统、抽排气系统、电控系统以及测试系统。
72.该实施例中，气源将气体通过制冷以及制热得到低温气以及常温干燥气，用于满足压气机高空模拟试验过程所需的进气条件。
73.该实施例中，进气调温系统通过调节低温气管路调节阀1以及调节常温气管路调
节阀2的阀门开度，实现压气机高空试验台的管道吹扫以及压气机高空实验在不同工况下的进气温度。
74.该实施例中，进气调压系统通过调节进气调压调节阀6以及放空阀20的阀门开度来实现压气机高空试验在不同工况下的进气压力。
75.该实施例中，高空舱分为前舱以及后舱，采用直连式结构，压气机试验件7置于高空舱内，前舱设有整流装置用来稳定进气温度以及进气压力，前舱用于模拟不同高空环境下进气温度以及进气压力，后舱用于模拟飞行高度压力。
76.该实施例中，压气机试验件7吸入高空舱内的气体并将其压缩增压，通过排气蜗壳8将高温气体排出，若高空环境低雷诺数条件下，抽排气系统经抽气机组18抽吸排气，否则将高温气体经排气换热器15水冷排气。
77.该实施例中，低温气管路调节阀3、常温气管路调节阀4、进气调压调节阀6、排气管路总调节阀14、地面排气调节阀16以及抽吸排气调节阀17均为蝶阀，流量系数随压比增大而减小，阀门开度对流量系数影响较大。
78.该实施例中，动力系统中的电机13提供动力，通过增速箱10控制压气机试验件7的实际转速可以达到额定转速，高速联轴器9以及低速联轴器12用于联结电机13、增速箱10以及压气机试验件7。
79.该实施例中，通过电控系统实现精确控制各系统的工作状态以及参数；通过测试系统中的稳/动态数据采集计算机19采集各系统内的数据，完成压气机在不同高度下的不同额定转速下的性能曲线录取工作。
80.上述技术方案的有益效果是：通过监测压气机高空试验台各系统的工作状态正常后进行管道吹扫；电控系统调节高空台性能试验所需不同工况下的进气温度、进气压力以及高空舱后舱压力；调整动力系统，控制压气机试验件转速至额定转速；通过测试系统依次录取整个压气机性能曲线的流量、压比以及效率，完成压气机在不同高度下的不同额定转速下的性能曲线录取工作；缓慢减低压气机转速至零，停止电机并分闸；明确规范了操作流程，无需进行不必要的重复性试验，提高了试验效率以及试验精确度。
81.本发明实施例提供高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，基于压气机高空试验台监测各系统的工作状态，待监测到各系统工作正常后进行管道吹扫，包括：
82.根据压气机高空试验台，监测进气调温系统、进气调压系统、抽排气系统、动力系统、电控系统以及测试系统的工作状态；
83.当监测到各系统工作运行正常后，进气调温系统向高空舱内通常温干燥气，同时，进气调压系统调节高空舱内的气压；
84.进气调温系统向高空舱内持续通常温干燥气5～10min后，结束管道吹扫，进气调压系统继续调节高空舱内的气压。
85.该实施例中，监测各系统的参数数据来判断各系统是否工作正常，比如，监测各阀门能否正常调节，监测转动轴系11是否转动灵活以及监测各传感器是否工作正常。
86.该实施例中，当监测到各系统工作正常后，将高空舱舱门、放空阀阀门20以及抽吸排气阀门17关闭，将常温气管路调节阀4以及低温气管路调节阀3打开。
87.该实施例中，压气机高空试验台向气源发出通知，向高空舱内持续通5min以上常温干燥气，清除高空舱舱内的水汽。
88.该实施例中，通气过程中调节进气调压阀6的阀门开度，实时监测高空舱内的压力，确保高空舱舱内压力不大于预设最大压力。
89.该实施例中，向高空舱内持续通5min以上常温干燥气之后，通知气源停止通常温干燥气。
90.上述技术方案的有益效果是：通过监测各系统的工作状态，确保了试验开始时各系统可以正常工作；向高空舱通常温干燥气，清除舱内水汽，确保试验的准确度；通气过程中调节进气调压阀6的阀门开度，确保了高空舱内压力符合设计要求，保证了试验的安全性以及成功率。
91.本发明实施例提供高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，所述压气机高空试验台，包括：
92.所述压气机高空试验台包括：气源、进气调温系统、进气调压系统、高空舱、动力系统、抽排气系统、电控系统以及测试系统；
93.进气调温系统中的混合器5分别通过低温气管路1与低温气管路调节阀3以及常温气管路2与常温气管路调节阀4与气源直接连接；
94.所述进气调温系统、进气调压系统、高空舱依次连接，高空舱分为前舱以及后舱，高空舱前舱与高空舱后舱采用直连式结构；
95.进气调压系统通过进气调压调节阀6与高空舱前舱连接，进气调压系统内的进气调压调节阀6、放空阀20、排气塔21依次连接；
96.压气机试验件7、排气蜗壳8、高速联轴器9、增速箱10、转动轴系11依次连接且均放置于高空舱后舱内，通过低速联轴器12与动力系统中的电机13连接；
97.抽吸排气调节阀17与抽气机组18直接连接，与地面排气调节阀16并排连接至排气换热器15，排气换热器15、排气管路总调节阀14、排气蜗壳8依次连接，将抽排气系统与高空舱后舱接连；
98.测试系统中的稳动态数据采集计算机19通过电控系统与每个系统单独连接。
99.上述技术方案的有益效果是：设计高空环境下雷诺数可变压气机试验台，有利于开展高空环境下雷诺数效应对压气机试验件7的性能试验；明确各系统各部件的连接关系，有利于根据实验数据对所述压气机高空试验台进行优化调试，降低了研制费用以及技术风险。
100.本发明实施例提供高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，通过电控系统调节高空台性能试验所需不同工况下的进气温度以及进气压力，包括：
101.通过电控系统，远程控制放空阀20的阀门开度，同时，打开地面排气调节阀16，关闭抽吸排气调节阀17，进行系统排气；
102.根据高空环境低雷诺数下的进气条件，获取高空台性能试验所需不同工况下的进气温度以及进气压力；
103.进气调温系统连通气源，通过低温气管路1供应低温气以及通过常温气管路2供应常温干燥气，在混合器5中将低温气以及常温干燥气混合均匀，调节低温气管路调节阀3以及常温气管路调节阀4的阀门开度，控制混合器5内的温度符合所述进气温度条件；
104.根据所述进气压力，通过电控系统远程调节进气调压系统的进气调压调节阀6以及放空阀20的阀门开度。
105.该实施例中，当监测到管道吹扫结束后，通过电控系统远程控制放空阀20的阀门开度至0.5以上，将高空舱内气压缓慢降低。
106.该实施例中，气源通过低温气管路1提供低温气以及通过常温气管路2提供常温干燥气，并将两种气体于混合器5中进行均匀混合，进而满足高空台压气机性能试验时的进气温度要求。
107.该实施例中，通过调节低温气管路调节阀3以及常温气管路调节阀的阀门开度，进而精确的调节进气温度，满足高空台性能试验所需不同工况下的进气温度条件。
108.该实施例中，进气温度条件为-56摄氏度～常温，进气压力条件为0.0054mpa(a)～常压。
109.该实施例中，通过电控系统远程控制调压阀6以及放空阀20的阀门开度，实现高空舱前舱的压力调节，并使得前舱的压力均匀稳定。
110.该实施例中，进气调温以及进气调压同步进行。
111.上述技术方案的有益效果是：通过电控系统调节高空台性能实验所需不同工况下的进气温度以及进气压力，实现了远程高精度调节，充分满足了压气机试验件在高空环境低雷诺数下进行试验所需的温度以及压力。
112.本发明实施例提供高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，通过调节高空舱后舱压力来实现高度逐级递增调节，包括：
113.通过电控系统逐渐开启抽吸排气调节阀17，同时，逐渐关闭地面排气调节阀16；
114.当抽吸排气调节阀17完全开启以及地面排气调节阀16完全关闭后，启动抽气机组18抽吸排气；
115.通过调节抽吸排气调节阀17的阀门开度，调节高空舱后舱压力，实现高度调节；
116.其中，高度调节按照每次1000m高度逐级递增调节。
117.该实施例中，根据高空环境下气体密度低以及低雷诺数下压气机试验件的出口气流压力低的特点，高空台性能试验多选用抽吸排气，因此，通过电控系统远程调节抽吸管路调节阀17的阀门开度由0至1，同时，缓慢关闭地面排气调节阀16的阀门开度。
118.该实施例中，高度调节为0～20000米高度调节。
119.该实施例中，通过调节抽吸管路调节阀17的阀门开度来调节高空舱后舱压力，进而实现高度调节。
120.该实施例中，高度调节每次1000米逐级递增调节，当高度调节至18000米以上时，减少高度调节如每次500米逐级调节，进而确保调节稳定与安全。
121.上述技术方案的有益效果是：通过调节高空舱后舱压力实现了对高度压力的模拟调节，满足了压气机试验件在高空环境低雷诺数下进行试验所需的飞行高度，有利于开展高空环境低雷诺数下的压气机试验件性能实验研究。
122.本发明实施例提供高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，调整动力系统的旋转编码器，控制试验件的转速至额定转速范围内，包括：
123.根据测试系统，获取压气机试验件7的额定转速；
124.根据动力系统启动电机13，通过低速联轴器12、转动轴系11、增速箱10以及高速联轴器9，使得压气机试验件7的实际转速达到额定转速；
125.通过调整动力系统的旋转编码器，控制电机13的输出转速，进而根据高空台性能
试验所需不同工况，调节压气机试验件7的实际转速。
126.该实施例中，额定转速是指发动机在额定功率下的转速，在该转速下发动机既具有最大功率，又兼顾安全性以及耐久性。
127.该实施例中，根据高空台性能试验所需不同工况，调节压气机试验件7的实际转速从0至额定转速，特殊情况下需调节实际转速超出额定转速。
128.该实施例中，当调节实际转速时，测试系统需实时监测电机的输出转速，确保调节符合安全以及调节平稳精确。
129.上述技术方案的有益效果是：通过调整动力系统的旋转编码器，控制试验件的转速至额定转速范围内，提供了压气机试验件进行性能实验所需的转速，且易于控制调节压气机试验件的转速，提高了实验效率。
130.本发明实施例提供高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，完成压气机在不同高度下的不同额定转速下的性能曲线录取工作，包括：
131.调节抽吸排气调节阀17的阀门开度，调节高空舱后舱压力，模拟5000m处飞行高度压力；
132.根据高度-进气条件映射表，获取得到5000m飞行高度压力所对应的进气温度以及进气压力，调节高空舱前舱的进气温度以及进气压力；
133.调节压气机试验件7的实际转速为0.1额定转速；
134.调节高空舱后舱的出气流量，稳定高空舱后舱压力；
135.根据测试系统中的温度、压力以及流量传感器，获取得到包含堵塞点、设计点以及失速喘振点在内的整个压气机试验件7的第一进气温度、第一进气压力、第一进气流量、第一出气压力以及第一出气流量，计算得到压气机试验件7的流量以及压比；
136.根据第一进气温度、第一进气压力以及第一进气流量，计算得到压气机试验件7的效率；
137.通过测试系统依次录取包含包含堵塞点、设计点以及失速喘振点在内的整个压气机试验件7的流量、压比以及效率。
138.通过调节低温气管路调节阀3、常温气管路调节阀4、进气调压调节阀6以及抽吸排气调节阀17的阀门开度，保持5000m飞行高度以及对应的进气条件稳定的前提下，依次调节压气机试验件7的实际转速为0.2额定转速～1.1额定转速，每次调节0.1额定转速；
139.通过测试系统依次录取每次调节额定转速后对应的整个压气机试验件7的流量、压比以及效率，绘制不同额定转速下的压气机特性曲线；
140.根据测试系统，获取调节高空舱后舱压力至模拟6000m飞行高度压力时所需抽吸排气调节阀17的转动角度期望值；
141.通过电控系统对抽吸排气调节阀17进行转动，监测抽吸排气调节阀17的实际转动角度以及高空舱后舱的实际压力；
142.当监测到高空舱后舱的实际压力模拟6000m飞行高度压力时，记录抽吸排气调节阀17的实际转动角度，同时，获取得到高空舱后舱的出气流量；
143.根据高度-进气条件映射表，调节高空舱前舱的进气温度以及进气压力；
144.根据测试系统中的各类传感器的数据，得到气体温度以及气体压力；
145.根据压气机高空试验台的历史试验数据，对pid参数进行在线自适应调整，使得
pid参数可以根据试验在不同工况下的气体温度以及气体压力系统条件下自动调整，提升对高空舱后舱的压力控制精确度；
146.根据改进后的pid控制方法对高空舱后舱的压力进行模拟5000m飞行高度～模拟20000m飞行高度的逐级调节，每次调节1000m飞行高度，当达到18000m飞行高度时，适当减小每次的飞行高度调节量；
147.通过测试系统依次录取每次调节压力以及每次调节额定转速后对应的整个压气机试验件7的流量、压比以及效率，绘制不同高度下的不同额定转速下的压气机特性曲线；
148.监测不同高度下的不同额定转速下的压气机特性曲线，若监测到压气机特性曲线绘制完整，则完成压气机全性能曲线录取工作，稳态/动态数据采集计算机19发出第一通知；
149.否则，重新获取对应的缺失数据，补全压气机特性曲线。
150.该实施例中，根据高度-进气条件映射表，调节高空舱前舱的进气温度以及进气压力，比如，5000m飞行高度下对应的进气温度为-17.5摄氏度、对应的进气压力为54.02千帕。
151.该实施例中，通过电机13调节压气机试验件7的实际转速从0至0.1额定转速，并保持该转速5min以上。
152.该实施例中，温度传感器、压力传感器以及流量传感器均在压气机试验件7的堵塞点、设计点以及失速喘振点有布置，通过测试系统实时获取各传感器的监测数据。
153.该实施例中，压气机试验件7的工作状态是由进气压力、进气温度、转速以及流量四个独立参数所决定的。
154.该实施例中，压气机特性曲线是指在进气条件一定以及转速不变的条件下的压比与效率随流量变化的关系曲线，随后改变转速改变高度得到不同高度不同转速下的压气机特性曲线。
155.该实施例中，压气机试验件7的实际转速从0调节至1.1额定转速，每次调节0.1额定转速且保持5min以上，使得转速调节稳定且能有效测得压气机特性曲线绘制所需相关参数。
156.该实施例中，调节压气机试验件7的实际转速至1.1额定转速，便于研究以及优化压气机高空试验台的稳定性。
157.该实施例中，抽吸排气调节阀17的转动角度期望值是指调节高空舱后舱压力时的理论转动角度，通过与抽吸排气调节阀17的实际转动角度进行比较，为后续优化调节后舱压力提供数据基础。
158.该实施例中，监测不同高度下的不同额定转速下的压气机特性曲线是实时进行的，当监测到某一高度某一转速缺失数据时，比如，监测到10000m飞行高度0.6额定转速时的特性曲线数据缺失，则实时通知系统此处数据录取缺失，对缺失数据进行补救录取工作。
159.该实施例中，第一通知是指当监测到不同高度下的不同额定转速下的压气机特性曲线录取工作完成后的通知，通知系统进行下一步实验操作。
160.该实施例中，根据测试系统中的各类传感器的数据，得到气体温度以及气体压力，包括：
[0161][0162]
其中，f为气体温度方程；g为气体压力方程；r为气体常数；t为气体温度；p为气体压力；v为高空舱等效体积；c
pj
为压气机高空试验台第j个气管路的气体焓值；w
ij
为第j个气管路的第i分钟的进气流量；t
ij
为第j个气管路的第i分钟的进气温度；wi为第i分钟的出气流量；ti为第i分钟的出气温度；n为气管路数量；m为试验所用时间。
[0163]
上述技术方案的有益效果是：通过完成压气机试验件7在不同高度不同额定转速下的性能曲线录取工作，规范了试验操作以及试验流程，且能更为直接的获取雷诺数变化对压气机试验件7的影响规律，为高空环境低雷诺数下的压气机试验件7的改进优化提供了数据基础。
[0164]
本发明实施例提供高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，监测到压气机全性能曲线录取工作完成后，缓慢减低压气机转速至零，停止电机并分闸，包括：
[0165]
当监测到稳态/动态数据采集计算机19完成压气机全性能曲线录取工作后，通过缓慢降低电机13的输出转速，使得压气机试验件7的转速缓慢降低直至停止，将电机13停止并分闸；
[0166]
当监测到电机13停止并分闸后，上传此次试验过程中各系统所产生的数据至稳态/动态数据采集计算机19并将各系统停止工作。
[0167]
该实施例中，稳态/动态数据采集计算机19用于采集并存储压气机试验件性能实验过程中产生的各类数据以及压气机全性能曲线录取工作数据。
[0168]
该实施例中，当监测到压气机全性能曲线录取工作完成后，则说明此次压气机试验件性能试验完成，需停止各系统工作。
[0169]
该实施例中，通过调节电机13输出转速至0，使得压气机试验件7停止传动。
[0170]
该实施例中，调节各系统参数至试验前参数，停止工作，关闭电源。
[0171]
该实施例中，通过缓慢降低电机13的输出转速，使得压气机试验件7的转速缓慢降低直至停止，将电机13停止并分闸，包括：
[0172]
从历史工作数据库中捕捉电机13处于稳定运行状态的第一曲线以及气压机试验件7的第一转动曲线，以及电机13处于转速降低状态的第二曲线以及气压机试验件7的第二转动曲线；
[0173]
确定电机13基于当下时刻的运转总时长，并从机械参数数据库中确定第一转动损耗因子；
[0174]
同时，根据压气机试验件7的历史转动集合，从机械参数数据库中确定气压机试验
件7基于当下时刻的第二转动损耗因子；
[0175]
对第一曲线以及第一转动曲线分别进行第一拟合处理，来对第一拟合处理之后的曲线进行对比分析，如果两条第一拟合线为水平状态，则判定第一关联系数为1；
[0176]
否则，从两条第一拟合线上随机筛选n1点对，得到比值阵列，并对比值阵列中的不一致比值进行第一提取以及确定第一提取的个数；
[0177][0178]
其中，n01表示第一提取个数；p
j01
表示第j01个不一致比值；p
j01+1
表示第j01+1个不一致比值；|p
j01-p
j01+1
|
max
表示相邻比值之间的最大差异值；x1表示第一关联系数；
[0179]
同时，对第二曲线进行拟合处理获取得到第一拟合系数，以及对第二转动曲线进行拟合处理获取得到第二拟合系数；
[0180]
当第一拟合系数与第二拟合系数的比值在预设比值范围内时，判定转速降低状态的第二关联系数为1；
[0181]
否则，判定第二关联系数为其中，预设比值范围为[b01,b02]；第一拟合系数与第二拟合系数的比值为b1；
[0182]
根据第一关联系数以及第二关联系数，得到电机13与气压机试验件17之间的相互关系；
[0183]
根据第一转动损耗因子、第二转动损耗因子以及相关关系，从因子-关系-降低映射表中，筛选匹配的降低控制方式，来控制电机13按照所述降低控制方式进行转速的缓慢降低。
[0184]
该实施例中，相关关系：[第一关联系数、第二关联系数]。
[0185]
该实施例中，第一转动损耗因子以及第二转动损耗因子都是从相关数据库确定得到的，且机械参数数据库是包含不同的电机、电机运转时长、不同运转情况以及不同电机在不同运转时长下的损耗情况在内的，因此，可以得到对应的损耗因子，都是事先设定好的。
[0186]
该实施例中，因子-关系-降低映射表是包含不同的损耗因子、相互关系以及匹配的控制降低方式在内的，最大程度上避免器件的进一步磨损，且控制降低方式，可以是控制一秒钟少转多少转。
[0187]
上述技术方案的有益效果是：确保了压气机试验件7全性能曲线录取工作的完成，停止电机13并分闸以及调节各系统参数至试验前参数，有利于开展下次试验，规范了试验流程。
[0188]
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

技术特征：
1.高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，其特征在于，包括：步骤1：基于压气机高空试验台监测各系统的工作状态，待监测到各系统工作正常后进行管道吹扫；步骤2：通过电控系统调节高空台性能试验所需不同工况下的进气温度以及进气压力，同时，通过调节高空舱后舱压力来实现高度逐级递增调节；步骤3：调整动力系统的旋转编码器，控制试验件的转速至额定转速范围内；步骤4：通过测试系统依次录取包含堵塞点、设计点以及失速喘振点在内的整个压气机性能曲线的流量、压比以及效率，完成压气机在不同高度下的不同额定转速下的性能曲线录取工作；步骤5：监测到压气机全性能曲线录取工作完成后，缓慢减低压气机转速至零，停止电机并分闸。2.如权利要求1所述的高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，其特征在于，基于压气机高空试验台监测各系统的工作状态，待监测到各系统工作正常后进行管道吹扫，包括：根据压气机高空试验台，监测进气调温系统、进气调压系统、抽排气系统、动力系统、电控系统以及测试系统的工作状态；当监测到各系统工作运行正常后，进气调温系统向高空舱内通常温干燥气，同时，进气调压系统调节高空舱内的气压；进气调温系统向高空舱内持续通常温干燥气5～10min后，结束管道吹扫，进气调压系统继续调节高空舱内的气压。3.如权利要求1所述的高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，其特征在于，所述压气机高空试验台，包括：所述压气机高空试验台包括：气源、进气调温系统、进气调压系统、高空舱、动力系统、抽排气系统、电控系统以及测试系统；进气调温系统中的混合器(5)分别通过低温气管路(1)与低温气管路调节阀(3)以及常温气管路(2)与常温气管路调节阀(4)与气源直接连接；所述进气调温系统、进气调压系统、高空舱依次连接，高空舱分为前舱以及后舱，高空舱前舱与高空舱后舱采用直连式结构；进气调压系统通过进气调压调节阀(6)与高空舱前舱连接，进气调压系统内的进气调压调节阀(6)、放空阀(20)、排气塔(21)依次连接；压气机试验件(7)、排气蜗壳(8)、高速联轴器(9)、增速箱(10)、转动轴系(11)依次连接且均放置于高空舱后舱内，通过低速联轴器(12)与动力系统中的电机(13)连接；抽吸排气调节阀(17)与抽气机组(18)直接连接，与地面排气调节阀(16)并排连接至排气换热器(15)，排气换热器(15)、排气管路总调节阀(14)、排气蜗壳(8)依次连接，将抽排气系统与高空舱后舱接连；测试系统中的稳动态数据采集计算机(19)通过电控系统与每个系统单独连接。4.如权利要求3所述的高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，其特征在于，通过电控系统调节高空台性能试验所需不同工况下的进气温度以及进气压力，包括：通过电控系统，远程控制放空阀(20)的阀门开度，同时，打开地面排气调节阀(16)，关
闭抽吸排气调节阀(17)，进行系统排气；根据高空环境低雷诺数下的进气条件，获取高空台性能试验所需不同工况下的进气温度以及进气压力；进气调温系统连通气源，通过低温气管路(1)供应低温气以及通过常温气管路(2)供应常温干燥气，在混合器(5)中将低温气以及常温干燥气混合均匀，调节低温气管路调节阀(3)以及常温气管路调节阀(4)的阀门开度，控制混合器(5)内的温度符合所述进气温度条件；根据所述进气压力，通过电控系统远程调节进气调压系统的进气调压调节阀(6)以及放空阀(20)的阀门开度。5.如权利要求3所述的高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，其特征在于，通过调节高空舱后舱压力来实现高度逐级递增调节，包括：通过电控系统逐渐开启抽吸排气调节阀(17)，同时，逐渐关闭地面排气调节阀(16)；当抽吸排气调节阀(17)完全开启以及地面排气调节阀(16)完全关闭后，启动抽气机组(18)抽吸排气；通过调节抽吸排气调节阀(17)的阀门开度，调节高空舱后舱压力，实现高度调节；其中，高度调节按照每次1000m高度逐级递增调节。6.如权利要求3所述的高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，其特征在于，调整动力系统的旋转编码器，控制试验件的转速至额定转速范围内，包括：根据测试系统，获取压气机试验件(7)的额定转速；根据动力系统启动电机(13)，通过低速联轴器(12)、转动轴系(11)、增速箱(10)以及高速联轴器(9)，使得压气机试验件(7)的实际转速达到额定转速；通过调整动力系统的旋转编码器，控制电机(13)的输出转速，进而根据高空台性能试验所需不同工况，调节压气机试验件(7)的实际转速。7.如权利要求3所述的高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，其特征在于，完成压气机在不同高度下的不同额定转速下的性能曲线录取工作，包括：调节抽吸排气调节阀(17)的阀门开度，调节高空舱后舱压力，模拟5000m处飞行高度压力；根据高度-进气条件映射表，获取得到5000m飞行高度压力所对应的进气温度以及进气压力，调节高空舱前舱的进气温度以及进气压力；调节压气机试验件(7)的实际转速为0.1额定转速；调节高空舱后舱的出气流量，稳定高空舱后舱压力；根据测试系统中的温度、压力以及流量传感器，获取得到包含堵塞点、设计点以及失速喘振点在内的整个压气机试验件(7)的第一进气温度、第一进气压力、第一进气流量、第一出气压力以及第一出气流量，计算得到压气机试验件(7)的流量以及压比；根据第一进气温度、第一进气压力以及第一进气流量，计算得到压气机试验件(7)的效率；通过测试系统依次录取包含包含堵塞点、设计点以及失速喘振点在内的整个压气机试验件(7)的流量、压比以及效率。通过调节低温气管路调节阀(3)、常温气管路调节阀(4)、进气调压调节阀(6)以及抽吸
排气调节阀(17)的阀门开度，保持5000m飞行高度以及对应的进气条件稳定的前提下，依次调节压气机试验件(7)的实际转速为0.2额定转速～1.1额定转速，每次调节0.1额定转速；通过测试系统依次录取每次调节额定转速后对应的整个压气机试验件(7)的流量、压比以及效率，绘制不同额定转速下的压气机特性曲线；根据测试系统，获取调节高空舱后舱压力至模拟6000m飞行高度压力时所需抽吸排气调节阀(17)的转动角度期望值；通过电控系统对抽吸排气调节阀(17)进行转动，监测抽吸排气调节阀(17)的实际转动角度以及高空舱后舱的实际压力；当监测到高空舱后舱的实际压力模拟6000m飞行高度压力时，记录抽吸排气调节阀(17)的实际转动角度，同时，获取得到高空舱后舱的出气流量；根据高度-进气条件映射表，调节高空舱前舱的进气温度以及进气压力；根据测试系统中的各类传感器的数据，得到气体温度以及气体压力；其中，f为气体温度的微分方程；g为气体压力的微分方程；r为气体常数；t为气体温度；p为气体压力；v为高空舱等效体积；c
pj
为压气机高空试验台第j个气管路的气体焓值；w
ij
为第j个气管路的第i分钟的进气流量；t
ij
为第j个气管路的第i分钟的进气温度；w
i
为第i分钟的出气流量；t
i
为第i分钟的出气温度；n为气管路数量；m为试验所用时间；根据压气机高空试验台的历史试验数据，对pid参数进行在线自适应调整，使得pid参数可以根据试验在不同工况下的气体温度以及气体压力系统条件下自动调整，提升对高空舱后舱的压力控制精确度；根据改进后的pid控制方法对高空舱后舱的压力进行模拟5000m飞行高度～模拟20000m飞行高度的逐级调节，每次调节1000m飞行高度，当达到18000m飞行高度时，适当减小每次的飞行高度调节量；通过测试系统依次录取每次调节压力以及每次调节额定转速后对应的整个压气机试验件(7)的流量、压比以及效率，绘制不同高度下的不同额定转速下的压气机特性曲线；监测不同高度下的不同额定转速下的压气机特性曲线，若监测到压气机特性曲线绘制完整，则完成压气机全性能曲线录取工作，稳态/动态数据采集计算机(19)发出第一通知；否则，重新获取对应的缺失数据，补全压气机特性曲线。8.如权利要求1所述的高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法，其特征在于，监测到压气机全性能曲线录取工作完成后，缓慢减低压气机转速至零，停止电机并分闸，包
括：当监测到稳态/动态数据采集计算机(19)完成压气机全性能曲线录取工作后，通过缓慢降低电机(13)的输出转速，使得压气机试验件(7)的转速缓慢降低直至停止，将电机(13)停止并分闸；当监测到电机(13)停止并分闸后，上传此次试验过程中各系统所产生的数据至稳态/动态数据采集计算机(19)并将各系统停止工作。

技术总结
本发明提供了高空环境低雷诺数条件下压气机性能试验方法。涉及航空发动机高空试验技术领域，包括：通过监测压气机高空试验台各系统的工作状态正常后进行管道吹扫；电控系统调节高空台性能试验所需不同工况下的进气温度、进气压力以及高空舱后舱压力；调整动力系统，控制压气机试验件转速至额定转速；通过测试系统依次录取整个压气机性能曲线的流量、压比以及效率，完成压气机在不同高度下的不同额定转速下的性能曲线录取工作；缓慢减低压气机转速至零，停止电机并分闸；明确规范了操作流程，无需进行不必要的重复性试验，提高了试验效率以及试验精确度。及试验精确度。及试验精确度。


技术研发人员：阮昌龙 安兆凯 王月 李富才 于鹏 陈晓东 吴朋程 王晓安 王所国 闫晨辉 郝洪刚
受保护的技术使用者：青岛航空技术研究院
技术研发日：2023.06.05
技术公布日：2023/9/5