本发明涉及航空发动机地面试验，尤其是一种用于航空涡喷涡扇发动机高温试验的地面试验设备。
背景技术：
1、航空涡喷涡扇发动机因使用包线范围广，需要在高温进气和高温环境条件下工作。因此，航空发动机研制期间需要开展高温浸润和高温环境条件下的发动机试车试验，验证可靠性，获取高温条件下的发动机性能，当发动机高温浸润试验时，发动机不工作，需要加温到规定温度，并保温不少于10小时，达到时间后再起动发动机在同样的高温条件下进行试车试验，当发动机高温环境试车时，发动机进口需要吸入高温空气，外部需要也需要提供相应温度的空气环境。
2、所以通常需要多个设备来共同完成相应作业，包括地面加温试车台、高空模拟试验台、高低温起动特性试验台三种；其中地面加温试车台由压缩空气源(大型空压机组)、燃油加温器/电加温器、供气管网系统、稳压箱和地面试车台架串联组成；其次是高空模拟试验台，它主要由压缩空气源(大型空压机组)、燃油加温器/电加温器、供气管网系统、环境试验舱组成；再次是高低温起动特性试车，它是由压缩空气源(大型空压机组)、燃油加温器/电加温器、供气管网系统、试车间、地面试车台架串联组成；
3、当进行试车试验的过程中，需要高低温起动特性试车对发动机外部实现高温浸润环境对发动机进行长时间保温之后，再通过地面加温试车台往发动机入口出进行加温，以实现发动机高温环境试车，同时再通过高空模拟试验台可模拟压力条件；在进行工作的过程中，一是操作过程时间较长，二是耗能较高，同时各种设备都为带压特种设备，所以需要设置特殊的管理场地，建设设施成本高，长期需要维护管理，导致管理维护成本高。
技术实现思路
1、为解决上述技术问题，本发明提供了一种用于航空涡喷涡扇发动机高温试验的地面试验设备。
2、本发明通过以下技术方案得以实现。
3、本发明提供的一种用于航空涡喷涡扇发动机高温试验的地面试验设备，包括试车台架，所述试车台架上设置有试验舱，试验舱内置有发动机，所述试验舱的一端连通设置有进风管，另一端设置有试验舱后部盖，所述进风管上设置有高温浸润机构，所述进风管上设置有高温环境机构；
4、所述高温浸润机构包括循环风机，所述循环风机的一端连通设置有辅助电加温器，所述辅助电加温器远离所述循环风机的一端连通设置有第一循环风管，所述第一循环风管远离所述辅助电加温器的一端与所述进风管呈连通设置，所述循环风机的另一端连通设置有第二循环风管，所述第二循环风管远离循环风机的一端与试验舱连通；
5、所述高温环境机构包括主风机，所述主风机连通设置主电加温器，所述主电加温器远离所述主风机的一端连通设置有风管，所述风管远离所述主风机的一端与所述进风管连通；所述进风管和所述试验舱之间设置有切换机构。
6、优选地，所述切换机构包括第一风门、第二风门和第三风门，所述第一风门密封设置在进风管和风管之间，所述第二风门密封设置于所述进风管和所述循环风机连通处，所述第三风门密封设置在所述循环风机和试验舱的连通处；当第一风门关闭时，第二风门和第三风门处于打开状态，当第二风门和第三风门关闭时，第一风门处于打开状态。
7、优选地，所述风管的中间位置安装有整流器。
8、优选地，所述进风管靠近第二风门和试验舱之间设置有空气温度测量传感器。
9、优选地，所述进风管靠近第二风门和试验舱之间设置有fod防护网。
10、优选地，所述进风管靠近第二风门和试验舱之间设置有整流网。
11、优选地，所述主风机的正压恒流的流量不低于发动机最大流量的1.2倍。
12、优选地，所述试验舱与进风管密封连接，进风管远离试验舱的一端与风管密封连接，风管远离进风管的一端与主电加温器密封连接，主电加温器远离风管的一端与主风机密封连接；进风管的一侧与辅助电加温器密封连接，辅助电加温器远离进风管的一端与循环风机密封链接，循环风机远离辅助电加温器的一端与试验舱密封连接。
13、优选地，室内靠近试验舱后部盖的一侧设置有引射排气筒，引射排气筒与室外连通。
14、本发明的有益效果在于：1、当切换机构切换到高温浸润机构运行时，同时试验舱后部盖处于关闭状态，通过循环风机放出相应流量的气流，气流穿过辅助电加温器使得气流的温度加温到一定的温度值，加温后的气流进入到进风管，再进入到试验舱中，使得试验舱内的温度逐渐到达一定的温度值，同时气流再从试验舱中循环回到循环风机中，已实现气流的循环，使得试验舱实现高温浸润环境，从而对试验舱内的发动机实现长时间的保温；
15、当对发动机外部进行长时间保温之后，需要开展发动机起动特性试验、进气加温试车等高温环境试验时，通过切换机构切换到高温环境机构运行，同时试验舱后部盖处于打开状态，同时通过主风机产生相应气流，气流的流量大于发动机最大气流流量，在通过主电加温器对该气流进行加温，使得气流的温度到达目标温度，到达一定温度的气流进入到进风管中再进入到试验舱中，为发动机试车时发动机内部进入高温空气同时发动机外部环境也处于高温环境，气流再从试验舱后部门流出，从而实现试验舱内发动机高温进气的高温环境；实现了同一个设备完成航空发动机的高温浸润试验和高温环境试车试验，不需要将发动机移动到不同地方分别进行高温浸润试验和高温环境试车试验，从而降低试验时间，还一定程度上降低人工成本，设备维护简单，设备维护成本降低。
16、2、当启动高温环境机构时，将主风机正压恒流的风流量设置在不低于发动机内部最大流量的1.2倍，实现设备的常压恒流送风，使得气流在进入到试验舱中时，使得风流中的极大风量进而到发动机中，同时风量和温度不需要随发动机状态变化而调整，便于开展发动机加减速性试验等瞬态试车试验，解决了现有设备不能开展发动机加减速性试验等瞬态试车的问题，同时还可以提供更接近实际飞行包线的常压高温进气条件和冲压进气条件。
17、3、与原本的使用压缩空气源产生0.8mpa及以上压力的压缩空气连续供向相比较，高温环境机构和高温浸润机构均是采用正压送风方式工作，而不是采用大型空压机组提供试验所需空气，相较于大型空压机组设备建设成本可从数千万元级降低到数十万元级，送风能耗从大型空压机组的十兆瓦级降低到百千瓦级，在加温器功率相当的情况下，通过简单结构设置，不需要采用特殊的管理维护场地，同时也不需要花更多时间去进行管理和维护，搭建结构简单，成本能耗较低。
1.一种用于航空涡喷涡扇发动机高温试验的地面试验设备，其特征在于：包括试车台架(10)，所述试车台架(10)上设置有试验舱(9)，发动机试验舱(9)内设置有发动机，所述试验舱(9)的一端连通设置有进风管(6)，另一端设置有试验舱后部盖(11)，所述进风管(6)上设置有高温浸润机构，所述进风管(6)上设置有高温环境机构；
2.如权利要求1所述的一种用于航空涡喷涡扇发动机高温试验的地面试验设备，其特征在于：所述切换机构包括第一风门(4)、第二风门和第三风门，所述第一风门(4)密封设置在进风管(6)和风管(3)之间，所述第二风门密封设置于所述进风管(6)和所述循环风机(12)连通处，所述第三风门密封设置在所述循环风机(12)和试验舱(9)的连通处；当第一风门(4)关闭时，第二风门和第三风门处于打开状态，当第二风门和第三风门关闭时，第一风门(4)处于打开状态。
3.如权利要求1所述的一种用于航空涡喷涡扇发动机高温试验的地面试验设备，其特征在于：所述风管(3)的中间位置安装有整流器(5)。
4.如权利要求2所述的一种用于航空涡喷涡扇发动机高温试验的地面试验设备，其特征在于：所述进风管(6)靠近第二风门和试验舱(9)之间设置有空气温度测量传感器(7)。
5.如权利要求2所述的一种用于航空涡喷涡扇发动机高温试验的地面试验设备，其特征在于：所述进风管(6)靠近第二风门和试验舱(9)之间设置有fod防护网。
6.如权利要求2所述的一种用于航空涡喷涡扇发动机高温试验的地面试验设备，其特征在于：所述进风管(6)靠近第二风门和试验舱(9)之间设置有整流网。
7.如权利要求1所述的一种用于航空涡喷涡扇发动机高温试验的地面试验设备，其特征在于：所述主风机(1)的正压恒流的流量不低于发动机最大流量的1.2倍。
8.如权利要求1所述的一种用于航空涡喷涡扇发动机高温试验的地面试验设备，其特征在于：所述试验舱(9)与进风管(6)密封连接，进风管(6)远离试验舱(9)的一端与风管(3)密封连接，风管(3)远离进风管(6)的一端与主电加温器(2)密封连接，主电加温器(2)远离风管(3)的一端与主风机(1)密封连接；进风管(6)的一侧与辅助电加温器(13)密封连接，辅助电加温器(13)远离进风管(6)的一端与循环风机(12)密封链接，循环风机(12)远离辅助电加温器(13)的一端与试验舱(9)密封连接。
9.如权利要求1所述的一种用于航空涡喷涡扇发动机高温试验的地面试验设备，其特征在于：室内靠近试验舱后部盖(11)的一侧设置有引射排气筒(16)，引射排气筒(16)与室外呈连通设置。
