本发明属于空气涡轮起动机领域，具体涉及一种空气涡轮起动机长试试验装置及试验方法。
背景技术：
1、喷气发动机实现自主工作需要预先要达到一定的转速，然后才能点火成功并自行运转，起动机就是带动发动机启动的装置。飞机发动机的启动，航空燃气涡轮发动机的结构和循环过程，决定了它不能象汽车发动机那样自主的点火起动。因为，在静止的发动机中直接喷油点火，因为压气机没有旋转，前面空气没有压力，就不能使燃气向后流动，也就无法使涡轮转动起来，这样会烧毁燃烧室和涡轮导向叶片。所以，燃气涡轮发动机的起动特点就是：先要气流流动，再点火燃烧，也即是发动机必须要先旋转，再起动。这就是矛盾，发动机还没起动，还没点火，却要它先转动。根据这个起动特点，就必须在点火燃烧前先由其他能源来带动发动机旋转。在以前的小功率发动机上，带动发动机到达一定转速所需的功率小，就采用了起动电机来带动发动机旋转。
2、但是随着大推力发动机的出现，用电动机已无法提供如此大的能量来带动发动机，达到点火燃烧时的转速了，因此需要更大的能源来带动发动机，这时，采用apu，产生压缩空气，用气源代替电源来起动发动机成为了现在所有高涵道比发动机的起动方式。
3、而空气涡轮起动机在生产完成后需要进行试验，保证空气涡轮起动机满足飞机发动机的使用；现有技术中没有能够适用于空气涡轮起动机的试验装置。
4、有鉴于此，特提出本发明。
技术实现思路
1、为了解决现有技术中存在的技术问题，本发明提供了一种空气涡轮起动机长试试验装置及试验方法，本发明能够对空气涡轮起动机进行长试试验，以验证空气涡轮发动机的性能，使其满足飞机发动机的使用，进而提高航空飞行安全。
2、本发明包括如下技术方案：
3、本发明一方面提供了一种空气涡轮起动机长试试验装置，包括数据采集系统、电力测功器系统、plc控制器、电机、气源、进气阀门、温度控制系统和上位机，所述气源通过进气管道连接所述起动机，所述起动机连接电机，所述电机通过所述电力测功器系统控制；
4、所述进气管道上设置所述进气阀门和所述温度控制系统，所述温度控制系统和所述进气阀门均通过所述plc控制器控制；
5、所述数据采集系统用于采集所述起动机的性能参数和试验设备的性能参数；
6、所述plc控制器和所述电力测功器系统均连接所述上位机；
7、其中，试验设备包括电力测功器系统、plc控制器、电机、进气阀门和温度控制系统。
8、进一步地，所述上位机包括labvi ew软件。
9、进一步地，所述温度控制系统包括电加热器和冷却器。
10、进一步地，所述电力测功器系统包括输入单元，所述输入单元用于输入电机转速和/或电机扭矩。
11、进一步地，所述数据采集系统包括：
12、数据采集单元：用于采集所述起动机的性能参数，采集电机转速、电机振动、电机扭矩和电机绕组温度、通过进气阀门和温度控制系统的气体的温度和压力、通过进气阀门和温度控制系统的气体的流量和/或进气阀门开度；
13、数据处理单元：用于将采集的采集电机转速、电机振动、电机扭矩、电机绕组温度、通过进气阀门和温度控制系统的气体的温度和压力、通过进气阀门和温度控制系统的气体的流量和/或进气阀门开度与预设安全限值比较；使采集的起动机的性能参数形成仪表和/或曲线；
14、报警单元：采集的采集电机转速、电机振动、电机扭矩、电机绕组温度、通过进气阀门和温度控制系统的气体的温度和压力、通过进气阀门和温度控制系统的气体的流量和/或进气阀门开度超过预设安全限值，产生光报警和报警信号，并将报警信号发送给所述上位机。
15、进一步地，所述上位机根据接收的报警信号做出电机动作的第一控制决策和进气阀门的第二控制决策；并将第一控制决策发送至所述电力测功器系统和将第二控制决策发送至plc控制器。
16、进一步地，所述性能参数包括起动机功率、起动机扭矩、起动机转速、起动机进气口压力、起动机进气口温度和/或起动机进口流量。
17、本发明第二方面提供了一种空气涡轮起动机长试试验方法，包括上述所述的试验装置，所述试验方法包括：
18、上位机的程序配置为以起动机n次起动寿命摸底试验为目的对控制电力测功器系统和plc控制器控制；
19、向电力测功器系统输入电机转速和/或电机扭矩；向plc控制器输入气体的温度和气体的流量；
20、上位机根据输入的所述电机转速和/或电机扭矩和n次起动寿命摸底试验向所述电力测功器系统发送第一控制信号，电力测功器系统根据第一控制信号控制电机动作；上位机根据输入的气体的温度和气体的流量向所述plc控制器发送第二控制信号，plc控制器根据第二控制信号控制温度控制系统和进气阀门动作；
21、直至完成n次启动寿命摸底试验；
22、其中：n≥500，n次起动寿命摸底试验包括模拟主发启动、模拟主发假启动和功率测量。
23、进一步地，所述n次启动寿命摸底试验包括：
24、步骤一：第一阶段：模拟主发启动四次，模拟主发假启动一次；重复第一阶段9次；
25、步骤二：第二阶段：模拟主发启动三次，模拟主发假启动一次；
26、步骤三：起动机的性能参数测量一次；
27、步骤四：重复步骤一到步骤三至少500次。
28、采用上述技术方案，本发明包括如下优点：
29、1、本发明能够对空气涡轮起动机进行长试试验，以验证空气涡轮发动机的性能，使其满足飞机发动机的使用，进而提高航空飞行安全。
30、2、本发明的试验装置用于空气涡轮起动机的长试试验，不仅能够了人工劳动强度和人工成本，而且还具有试验效率高和试验精度高的优点。
31、3、本发明的长试试验对起动机性能进行验证，能够保证起动机的性能符合其使用需求，提高航空发动机机的安全性。
1.一种空气涡轮起动机长试试验装置，其特征在于，包括数据采集系统、电力测功器系统、plc控制器、电机、气源、进气阀门、温度控制系统和上位机，所述气源通过进气管道连接所述起动机，所述起动机连接电机，所述电机通过所述电力测功器系统控制；
2.如权利要求1所述的一种空气涡轮起动机长试试验装置，其特征在于，所述上位机包括labview软件。
3.如权利要求1所述的一种空气涡轮起动机长试试验装置，其特征在于，所述温度控制系统包括电加热器和冷却器。
4.如权利要求1所述的一种空气涡轮起动机长试试验装置，其特征在于，所述电力测功器系统包括输入单元，所述输入单元用于输入电机转速和/或电机扭矩。
5.如权利要求1所述的一种空气涡轮起动机长试试验装置，其特征在于，所述数据采集系统包括：
6.如权利要求5所述的一种空气涡轮起动机长试试验装置，其特征在于，所述上位机根据接收的报警信号做出电机动作的第一控制决策和进气阀门的第二控制决策；并将第一控制决策发送至所述电力测功器系统和将第二控制决策发送至plc控制器。
7.如权利要求1所述的一种空气涡轮起动机长试试验装置，其特征在于，所述性能参数包括起动机功率、起动机扭矩、起动机转速、起动机进气口压力、起动机进气口温度和/或起动机进口流量。
8.一种空气涡轮起动机长试试验方法，其特征在于，包括如权利要求1-7任意一项所述的试验装置，所述试验方法包括：
9.如权利要求8所述的一种空气涡轮起动机长试试验方法，其特征在于，所述n次启动寿命摸底试验包括：
