一种适用于高空试验台的高温负压尾气取样系统及取样方法与流程

1.本发明属于航空发动机高空试验技术领域，尤其涉及一种适用于高空试验台的高温负压尾气取样系统及取样方法。


背景技术：

2.高空试验台目前是一种全世界公认的唯一一个具备全工况、全环境、全性能模拟测试的试验台。但是，由于高空试验台的建设周期长、运行成本高，导致目前只有几大航空大国才有建设，比如美国、俄罗斯、法国、英国等，其中最为完备的是美国，如阿诺德工程研究中心(aedc)、美国航空航天局(nasa)，建设有世界上最为齐全、体量最大的高空试验基地，具备测试有人机、无人机、导弹、宇航器等飞行器所用的动力的高空污染、高空性能、高空点熄火、高超音速等等试验能力。
3.目前，国内具备航空发动机高空试验能力的单位共有两家，分别为中航发四川燃气涡轮研究院(624所)和中科院工热所，他们所建设的轻型航空发动机高空试验台已具备了高空推力、高空功能边界、高空点熄火等试验能力，但是基于高空试验台并未配备专门的高温负压尾气取样系统，导致无法开展高空污染测量分析工作，无法进一步分析航空发动机或燃烧室高空环境下工作所排放的污染物测量。
4.由此可见，如何研发一种适用于高空试验台的高温负压尾气取样系统才是解决上述问题的关键。


技术实现要素：

5.针对相关技术中存在的不足之处，本发明提供了一种适用于高空试验台的高温负压尾气取样系统及取样方法，具有操作简便、结果准确的特点，能够解决现有高空试验台尚未配备专门的高温负压尾气取样系统，导致无法开展航空发动机或燃烧室高空环境下工作所排放的污染物测量的技术问题。
6.本发明提供一种适用于高空试验台的高温负压尾气取样系统，该取样系统至少包括：
7.一尾气采集单元，所述尾气采集单元设置于所述高空环境试验模拟舱内，且相对应的设置于航空发动机尾喷口或燃烧室出口截面的后方，用于采集航空发动机或燃烧室排出的尾气；
8.一尾气分析仪，所述尾气分析仪用于对所述航空发动机排出的尾气进行分析得到尾气成分信息，所述尾气分析仪的进气端通过输气管路连接所述尾气采集单元的引气端，并在所述尾气采集单元与尾气分析仪之间的输气管路上设置一真空泵，用于控制尾气从所述尾气采集单元进入所述尾气分析仪中；
9.一数据采集与传输单元，所述数据采集与传输单元的输入端连接所述尾气分析仪，用于采集和传输所述尾气成分信息；
10.多个上位机，多个所述上位机具有第一上位机和第二上位机，所述第一上位机与
所述第二上位机之间通信连接，所述第一上位机通讯连接所述数据采集与传输单元的输出端，用于对所述尾气成分信息进行存储与分析，所述第二上位机连接所述航空发动机或燃烧室内的多个传感器，用于对所述航空发动机或燃烧室进行整体性能分析。
11.在其中一些实施例中，所述尾气采集单元为混合式取样探针，所述混合式取样探针的进气端相对应的设置于所述航空发动机尾喷口或燃烧室出口截面的后方。
12.在其中一些实施例中，所述混合式取样探针进一步包括：
13.一冷却腔，所述冷却腔内部具有第一空腔，所述第一空腔内部贯穿一尾气混合总管，且所述尾气混合总管的两端延伸至所述冷却腔外部；
14.一竖直支撑部，所述竖直支撑部具有一长条板状结构、固定于所述长条板状结构内部的多个取样探针以及设置于所述长条板状结构顶部的多个压缩气体出口，所述长条板状结构整体设置于所述冷却腔上方，且所述长条板状结构的底部插入所述冷却腔内，所述长条板状结构内部设置有第二空腔，多个所述取样探针设置于所述第二空腔内，所述取样探针为倒l形结构，所述倒l形结构进气端贯穿所述长条板状结构侧壁延伸至所述长条板状结构外部，用于采集航空发动机排出的尾气，所述倒l形结构出气端贯穿所述长条板状结构底部一直延伸至所述第一空腔内部并与所述尾气混合总管相连通，由多个所述取样探针采集到的尾气于所述尾气混合总管内进行混合，流经所述取样探针内的尾气流速控制在≯20m/s；
15.一压缩空气降温管，所述压缩空气降温管出气端插入所述第一空腔内部，进气端连接压缩气体供气源，通过向所述压缩空气降温管内通入压缩气体，用于对冷却腔内部环境、尾气混合总管以及尾气混合总管内部的尾气进行降温处理，降温处理后的压缩气体经由所述压缩气体出口排出。
16.在其中一些实施例中，所述尾气混合总管的一端为引气端，所述引气端通过一引气管路与所述输气管路相连通，再通过所述输气管路连接到所述尾气分析仪的进气端，所述尾气混合总管的另一端为反吹管路端。
17.在其中一些实施例中，所述反吹管路端连接一反吹管路，在所述反吹管路上还设置一第一阀门，通过关闭所述第二阀门的同时开启所述第一阀门，用于将进入取样探针内部的多余燃油排出或者用于将对所述尾气分析仪进行气体标定后清洗所用的残留压缩空气排净；
18.在所述引气管路上还设置第二阀门，在所述尾气采集单元与尾气分析仪之间的输气管路上还设置第三阀门，且所述第三阀门设置于所述真空泵之前，通过控制所述第二阀门和所述第三阀门的开启与关闭，用于控制进入尾气分析仪中的尾气通入量。
19.在其中一些实施例中，在所述真空泵与所述尾气分析仪之间的输气管路上还设置一尾气放空管路，在所述尾气放空管路上设置第四阀门，通过开启所述第四阀门开启，用于排空多余尾气。
20.在其中一些实施例中，在所述输气管路上还设置有温度传感器和压力传感器，用于实时测定所述输气管路内部的温度、压力。
21.在其中一些实施例中，所述尾气分析仪为组合式气体分析仪，用于对航空发动机排出的尾气中包含o2、co、co2、no2、no、ch4、so2在内的气体进行成分及含量分析。
22.在其中一些实施例中，所述数据采集与传输单元为plc控制器，所述plc控制器的
输入端连接所述尾气分析仪，所述plc控制器的输出端连接所述第一上位机。
23.在其中一些实施例中，所述尾气采集单元还可设置于燃烧室出口的后方，用于采集燃烧室排出的尾气。
24.本发明还提供了一种高温负压尾气取样方法，该方法利用上述任一实施例所述的适用于高空试验台的高温负压尾气取样系统进行，包括以下步骤：
25.尾气分析仪标定：使用多种标准气体对所述尾气分析仪进行标定，标定完成后向所述尾气分析仪中通入压缩空气用于清除残留的标准气体；
26.尾气取样设备安装：先将所述混合式取样探针的进气端相对应的放置于所述航空发动机尾喷口或燃烧室出口截面的后方，航空发动机或燃烧室在高空环境下开始运行，并排出尾气；
27.多余燃油或残留压缩空气排除：关闭所述第二阀门的同时打开第一阀门，将进入取样探针内的多余燃油排净，同时将所述尾气分析仪中的压缩空气排净，多余燃油和压缩空气排净后关闭所述第一阀门；
28.尾气采集与降温：尾气经由多个所述取样探针的进气端进入取样探针内部，再通过取样探针的出气端进入尾气混合总管内进行尾气混合，控制所述取样探针内的尾气流速≯20m/s，同时，通过向所述压缩空气降温管中通入压缩空气对冷却腔内部环境、尾气混合总管以及尾气混合总管内部的尾气进行降温处理，使所述尾气混合总管内的混合尾气温度降温至65℃，完成降温处理后的压缩空气经由所述压缩气体出口排出；
29.尾气成分分析：开启所述第二阀门和第三阀门，降温后的尾气经由所述尾气混合总管的引气端依次进入引气管路和输气管路，最终进入尾气分析仪中进行尾气成分分析得到尾气成分信息，同时通过控制引气管路上的第二阀门和输气管路上的第三阀门，控制尾气分析仪中的尾气通入量，以免尾气压力过高损伤所述尾气分析仪；
30.尾气成分信息采集与传输：所述plc控制器采集所述尾气成分信息，再将所述尾气成分信息传输至第一上位机中进行存储、校准与分析工作，同时，第二上位机采集航空发动机或燃烧室内多个传感器的监测信息，对航空发动机或燃烧室进行整体性能分析。
31.与现有技术相比，本发明的优点和有益效果在于：
32.1、本发明提出的一种适用于高空试验台的高温负压尾气取样系统及其取样方法，在对尾气进行分析前，先通过反吹管路以及设置于反吹管路上的控制阀门之间的相互配合将进入取样探针内的多余燃油排净，同时将尾气分析仪中的压缩空气排净，以确保尾气成分检测结果的准确性；
33.2、本发明提出的一种适用于高空试验台的高温负压尾气取样系统及其取样方法，先通过在航空发动机尾喷口或者燃烧室出口的后方设置混合式取样探针，实现对高空试验台中的航空发动机或燃烧室工作过程中排出的尾气的有效采集，同时考虑到由于尾气温度过高极易导致尾气中不同成分之间发生化学反应，从而影响最终检测结果准确性，本发明在混合式取样探针中设计了冷却腔，通过向冷却腔内通入压缩空气实现尾气降温(温度控制在65℃左右)，然后在通往尾气分析仪的输气管路上还设置了多个控制阀门，通过多个控制阀门之间的相互配合，实现了向尾气分析仪中尾气通入量的有效控制，避免因压力过高影响尾气分析仪的测量精度；
34.3、本发明提出的一种适用于高空试验台的高温负压尾气取样系统，通过设置plc
控制器和多台上位机，既能实现尾气分析结果的传输、校准与存储，又能够对航空发动机整体性能进行监测和分析，实现了航空发动机或燃烧室在高空环境下所排放的污染物测量，推动了航空发动机长时间工作工况下的高空污染研究；
35.4、本发明提出的一种适用于高空试验台的高温负压尾气取样系统及其取样方法具有操作简便、测量结果准确的特点，解决现有高空试验台尚未配备专门的高温负压尾气取样系统，导致无法开展航空发动机或燃烧室高空环境下工作所排放的污染物测量的技术问题。
附图说明
36.此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本技术的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
37.图1为本发明实施例所提供的适用于高空试验台的高温负压尾气取样系统的整体结构示意图；
38.图2为本发明实施例所提供的混合式取样探针的结构示意图；
39.图3为本发明实施例所提供的混合式取样探针的俯视图；
40.图4为本发明实施例所提供的混合式取样探针的透视图；
41.图5为本发明实施例所提供的混合式取样探针的透视图中a部放大图。
42.图中：
43.1、高空环境试验模拟舱；2、航空发动机尾喷口；3、混合式取样探针；4、尾气分析仪；5、plc控制器；6、第一上位机；7、第二上位机；8、输气管路；9、真空泵；10、引气管路；11、反吹管路；12、尾气放空管路；13、第一阀门；14、第二阀门；15、第三阀门；16、第四阀门；17、温度传感器和压力传感器；18、三通；31、冷却腔；32、竖直支撑部；33、尾气混合总管；34、压缩空气降温管；321、长条板状结构；322、取样探针；323、压缩气体出口；324、倒l形结构进气端；325、倒l形结构出气端；331、引气端；332、反吹管路端。
具体实施方式
44.下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而非全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
45.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“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，因此不能理解为对本发明的限制。
46.术语“第一”、“第二”、“第三”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”、“第三”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。
47.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；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是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。
48.如附图1所示，在本发明一种适用于高空试验台的高温负压尾气取样系统的一个示意性实施例中，该高温负压尾气取样系统至少包括：一尾气采集单元、一尾气分析仪4、一数据采集与传输单元及多个上位机；其中，尾气采集单元设置于高空环境试验模拟舱1内，且相对应的设置于航空发动机尾喷口2或燃烧室(图中未示出)出口截面的后方，用于采集航空发动机或燃烧室排出的尾气；尾气分析仪4用于对航空发动机排出的尾气进行分析得到尾气成分信息，尾气分析仪4为组合式气体分析仪，用于对航空发动机排出的尾气中包含o2、co、co2、no2、no、ch4、so2在内的多种气体进行成分及含量分析，尾气分析仪4的进气端通过输气管路8(即保温管路)连接尾气采集单元的引气端，并在尾气采集单元与尾气分析仪之间的输气管路8上设置一真空泵9，用于控制尾气从尾气采集单元进入尾气分析仪4中，本发明对于真空泵9的型号不做明确限定，只要其能够满足高空负压环境，将尾气从尾气采集单元输送至尾气分析仪4即可；此外，输送气路8的内径大小需要根据真空泵9能力、尾气分析仪4内置泵、航空发动机性能参数、取样探针322孔径大小、来流温度、来流压力、模拟环境最低压力等综合计算、仿真等共同进行确定，同时输气管路8在实际可行的条件下要尽可能的短，样气的流量应使其在管路中的输送时间小于10s；数据采集与传输单元的输入端连接尾气分析仪4，用于采集和传输尾气成分信息；多个上位机具有第一上位机6和第二上位机7，第一上位机6与第二上位机7之间通信连接，第一上位机6通讯连接数据采集与传输单元的输出端，用于对尾气成分信息进行存储与分析，第二上位机7连接航空发动机或燃烧室内安装的多个传感器，用于对航空发动机或燃烧室进行整体性能分析。此外，参考附图1，本发明实施例还可以在输气管路8上安装多台尾气分析仪4，本发明不做具体限定，本领域技术人员可根据实际需要进行设计。该实施例提供一种适用于高空试验台的高温负压尾气取样系统，该系统通过在航空发动机尾喷口2或者燃烧室出口的后方设置混合式取样探针3，实现对高空试验台中的航空发动机或燃烧室工作过程中排出的尾气的有效采集，再将采集到的的尾气送入尾气分析仪4中进行分析得到尾气成分分析结果，再通过数据采集与传输单元以及多台上位机实现尾气成分分析结果的采集、传输、存储、校准、显示以及分析等功能，同时通过采集航空发动机内或燃烧室内传感器的多项关键数据(包括但不限于温度、压力等参数)，用于实现对航空发动机或燃烧室的整体性能分析，以解决现有高空试验台尚未配备专门的高温负压尾气取样系统，导致无法开展航空发动机或燃烧室高空环境下工作所排放的污染物测量的技术问题。
49.进一步的，尾气采集单元为混合式取样探针3，混合式取样探针3的进气端相对应的设置于航空发动机尾喷口2或燃烧室出口截面的后方。
50.更进一步的，参考附图2-4，混合式取样探针3进一步包括：一冷却腔31、一竖直支撑部32以及一压缩空气降温管34；其中，冷却腔31内部具有第一空腔，在第一空腔内部贯穿一尾气混合总管33，且尾气混合总管33的两端延伸至冷却腔31外部；竖直支撑部32具有一长条板状结构321、固定于长条板状结构321内部的多个取样探针322以及设置于长条板状结构321顶部的多个压缩气体出口323，其中，长条板状结构321整体设置于冷却腔31上方，且长条板状结构321的底部插入冷却腔31内，长条板状结构321内部设置有第二空腔，多个
取样探针322设置于第二空腔内，取样探针322采用316h不锈钢(满足淬熄要求)，取样探针322整体呈倒l形结构，参考附图4，整体外观呈倒l形结构的多个取样探针322均匀的排布于第二腔体内部，倒l形结构进气端324贯穿长条板状结构321侧壁延伸至长条板状结构321外部，用于采集航空发动机排出的尾气(按照航空发动机尾喷截面或燃烧室出口直径大小、取样探针322取样孔位置按照等面积设计，同时需要满足发动机尾喷截面堵塞比小于等于5％，如果堵塞比超过5％会对航空发动机推力产生严重影响)，倒l形结构出气端325贯穿长条板状结构321底部一直延伸至第一空腔内部并与尾气混合总管33相连通，由多个取样探针322采集到的尾气于尾气混合总管33内进行混合，流经取样探针322内的尾气流速控制在≯20m/s；压缩空气降温管34出气端插入第一空腔内部，进气端连接压缩气体供气源(根据不同发动机排气温度大小选择不同的冷却介质，当排气温度小于1000摄氏度时可以像本发明一样使用压缩空气进行降温，当排气温度大于等于1000摄氏度时，可以选用冷却水进行冷却降温处理)，通过向压缩空气降温管34内通入压缩气体，用于对冷却腔31内部环境、尾气混合总管33以及尾气混合总管33内部的尾气进行降温处理，降温处理后的压缩气体经由压缩气体出口323和第二腔体两侧排出。
51.进一步的，参考附图2-4所示，尾气混合总管33的一端为引气端331，引气端331通过一引气管路10与输气管路8相连通，再通过输气管路8连接到尾气分析仪4的进气端，尾气混合总管33的另一端为反吹管路端332。
52.进一步的，反吹管路端332连接一反吹管路11，在反吹管路11上还设置一第一阀门13，通过关闭第二阀门14的同时开启第一阀门11，用于将进入取样探针322内部的多余燃油排出或者用于将对尾气分析仪4进行气体标定后清洗所用的残留压缩空气排净；在引气管路10上还设置第二阀门14，在尾气采集单元与尾气分析仪4之间的输气管路8上还设置第三阀门15，且第三阀门15设置于真空泵9之前，通过控制第二阀门14和第三阀门15的开启与关闭，用于控制进入尾气分析仪4中的尾气通入量；在真空泵9与尾气分析仪4之间的输气管路8上还设置一尾气放空管路12，在尾气放空管路12上设置第四阀门16，通过开启第四阀门16开启，用于排空多余尾气。此外，在输气管路8上还设置有温度传感器和压力传感器17，用于实时测定输气管路8内部的温度、压力。
53.进一步的，数据采集与传输单元为plc控制器5，plc控制器5的输入端连接尾气分析仪4，plc控制器5的输出端连接第一上位6。
54.本发明实施例还提供了一种采用以上任一实施例列举的适用于高空试验台的高温负压尾气取样系统进行高温负压尾气取样方法，包括以下步骤：
55.(1)尾气分析仪标定：使用多种标准气体对尾气分析仪4进行标定，标定完成后向尾气分析仪4中通入压缩空气用于清除残留的标准气体；
56.上述步骤(1)是采用多种标准气体对尾气分析仪4进行标定工作，以确保尾气检测的准确性，标定结束后为避免标准气体残留在尾气分析仪4中影响检测结果再向尾气分析仪4中通入压缩空气，以将残留标准气体排净。
57.(2)尾气取样设备安装：先将混合式取样探针3的进气端相对应的放置于航空发动机尾喷口2或燃烧室出口截面的后方，航空发动机或燃烧室在高空环境下开始运行，并排出尾气；
58.上述步骤(2)是混合式取样探针3的安装步骤，在安装时应注意按照航空发动机尾
喷截面或燃烧室出口直径大小、取样探针322取样孔位置按照等面积设计，同时需要满足发动机尾喷截面堵塞比小于等于5％，如果堵塞比超过5％会对航空发动机推力产生严重影响。
59.(3)多余燃油或残留压缩空气排除：关闭第二阀门14的同时打开第一阀门13，将进入取样探针322内的多余燃油排净，同时将尾气分析仪4中的压缩空气排净，多余燃油和压缩空气排净后关闭第一阀门13；
60.上述步骤(3)同样属于尾气取样开始前的准备工作，考虑到当航空发动机启动时可能会因为点火失败导致燃油从尾喷口排出进入取样探针322内，因此，上述步骤为了将进入取样探针322内的燃油排净，通过开启第二阀门14使取样探针322内的燃油、尾气分析仪4中的压缩空气排空，以备正式开始尾气取样工作。
61.(4)尾气采集与降温：尾气经由多个取样探针322的进气端进入取样探针322内部，再通过取样探针322的出气端进入尾气混合总管33内进行尾气混合，控制取样探针322内的尾气流速≯20m/s，同时，通过向压缩空气降温管34中通入压缩空气对冷却腔31内部环境、尾气混合总管33以及尾气混合总管33内部的尾气进行降温处理，使尾气混合总管33内的混合尾气温度降温至65℃，完成降温处理后的压缩空气经由压缩气体出口323排出；
62.在上述步骤(4)中，将多个取样探针322采集到的尾气于尾气混合总管33中混合，同时考虑到尾气温度过高时，尾气中不同成分之间已发生化学反应，从而影响尾气分析结果，因此，本发明还通过向冷却腔31内通入压缩空气对其进行降温处理，尾气分析温度需要控制在65℃，在这个情况下能到达化学冻结(即尾气中各组分之间不发生化学反应)。
63.(5)尾气成分分析：开启第二阀门14和第三阀门13，降温后的尾气经由尾气混合总管33的引气端331依次进入引气管路10和输气管路8，最终进入尾气分析仪4中进行尾气成分分析得到尾气成分信息，同时通过控制引气管路10上的第二阀门14和输气管路8上的第三阀门15，控制尾气分析仪4中的尾气通入量；
64.在上述步骤(5)中，在引起管路10上设置一手动阀门，用于控制冷却后的混合尾气进入输气管路8中，在输气管路8上设置一电动阀门，用于控制冷却后的混合尾气进入尾气分析仪的通气量，通过双重阀门控制实现尾气通入量的精准控制。此外，还在真空泵9与尾气分析仪4之间的输送气路8上设置一尾气放空管路以及安装于尾气放空管路上的控制阀门，用于将多余尾气即使排出取样系统，以免影响尾气分析仪4检测的准确性。
65.(6)尾气成分信息采集与传输：plc控制器5采集尾气成分信息，再将尾气成分信息传输至第一上位机6中进行存储、校准与分析工作，同时，第二上位机7采集航空发动机或燃烧室内多个传感器的监测信息，对航空发动机或燃烧室进行整体性能分析。
66.最后应当说明的是：本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
67.以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。