專利名稱：航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物在線靜電監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的模擬實(shí)驗(yàn)裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種發(fā)動(dòng)機(jī)，更具體地涉及一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道吸入物靜電監(jiān)測(cè)系 統(tǒng)及模擬實(shí)驗(yàn)裝置。屬于航空發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)監(jiān)測(cè)與故障診斷領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
航空發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，風(fēng)扇和壓氣機(jī)葉片常常會(huì)遭受到被高速氣流吸入的外來(lái)物 體(例如飛鳥(niǎo)、砂碌等)的撞擊，引起損傷，這種外來(lái)物(Foreign Object)常簡(jiǎn)稱為F0。 現(xiàn)有研究將FO分為兩類軟體沖擊(飛鳥(niǎo)、冰等)、硬物沖擊(砂礫、小金屬物等)。前者 可能發(fā)生在起飛或低空飛行狀態(tài)，因?yàn)闆_擊物較大，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的損害很大，甚至引起重大故 障，嚴(yán)重時(shí)會(huì)造成飛機(jī)失事；后者(硬物沖擊)會(huì)將葉片打傷，使葉片局部發(fā)生缺口、凹坑， 產(chǎn)生殘余應(yīng)力，殘余變形和應(yīng)力集中，從而降低疲勞壽命，葉片的非預(yù)期疲勞破壞很可能帶 來(lái)嚴(yán)重后果，造成葉片斷裂。據(jù)統(tǒng)計(jì)，在提前翻修的發(fā)動(dòng)機(jī)零部件中，外物損傷葉片占有很 大比重。因此，國(guó)內(nèi)外相關(guān)部門(mén)對(duì)FO的研究極為重視。
確定FO對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇和壓氣機(jī)葉片的損傷影響的主要途徑是實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。與 傳統(tǒng)的發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)監(jiān)測(cè)(基于發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)或性能參數(shù))方法相比，航空吸入物靜電監(jiān)測(cè)系統(tǒng) 通過(guò)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道外來(lái)物電荷水平的變化情況，可以直接監(jiān)測(cè)到外來(lái)物信息，通 過(guò)外來(lái)物損傷判斷邏輯來(lái)評(píng)估并確定外來(lái)物對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)前端的風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片的損傷情 況，來(lái)達(dá)到提供葉片損傷的初始故障狀態(tài)的早期預(yù)警信息的目的，為發(fā)動(dòng)機(jī)前端的風(fēng)扇/ 壓氣機(jī)葉片或其他部位的實(shí)時(shí)在線監(jiān)測(cè)和診斷，提供一種全新的理論方法和技術(shù)手段。模 擬試驗(yàn)裝置是開(kāi)展各類外來(lái)物電荷特性研究及其對(duì)葉片損傷評(píng)估實(shí)驗(yàn)的基礎(chǔ)。發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明旨在降低維修次數(shù)和維護(hù)成本，實(shí)時(shí)監(jiān)控發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇、壓氣機(jī)葉片被外來(lái) 物損傷情況，提高發(fā)動(dòng)機(jī)的使用完好性及安全性，提出了一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)外來(lái)物在線靜電 監(jiān)測(cè)系統(tǒng)。該系統(tǒng)是通過(guò)安裝于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)部的環(huán)狀靜電傳感器來(lái)通過(guò)監(jiān)測(cè)在高溫、 高速氣流環(huán)境下的吸入物產(chǎn)生的靜電場(chǎng)變化情況來(lái)對(duì)實(shí)現(xiàn)對(duì)吸入物在線監(jiān)控。
本發(fā)明采用如下技術(shù)方案本發(fā)明所述的航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物在線靜電監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的模擬實(shí)驗(yàn)裝置，包括航空渦噴 發(fā)動(dòng)機(jī)，還包括進(jìn)氣道延長(zhǎng)管，顆粒注入裝置，監(jiān)測(cè)裝置，尾噴管延長(zhǎng)管，尾氣冷卻裝置，安 裝平臺(tái)；所述的進(jìn)氣道延長(zhǎng)管與航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣端相連，顆粒注入裝置通過(guò)進(jìn)氣道 延長(zhǎng)管上的注入口與進(jìn)氣道延長(zhǎng)管相通，進(jìn)氣道延長(zhǎng)管上分段布置監(jiān)測(cè)裝置；尾噴管延長(zhǎng) 管的一端與航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的噴射端連接、尾噴管延長(zhǎng)管另一端連接尾氣冷卻裝置；進(jìn)氣 道延長(zhǎng)管、顆粒注入裝置、航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)、尾噴管延長(zhǎng)管與尾氣冷卻裝置固定在安裝平臺(tái) 上。
本發(fā)明所述的航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物在線靜電監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的模擬實(shí)驗(yàn)裝置，所述的監(jiān)測(cè) 裝置包括環(huán)狀靜電傳感器，信號(hào)調(diào)理電路，信號(hào)采集卡，計(jì)算機(jī)；所述的環(huán)狀靜電傳感器由安裝在進(jìn)氣道內(nèi)表面上的兩個(gè)金屬導(dǎo)體圓環(huán)構(gòu)成，每個(gè)圓環(huán)沿著進(jìn)氣道延長(zhǎng)管軸向前后間 隔一定的距離，每個(gè)環(huán)狀靜電傳感器分別與信號(hào)調(diào)理電路連接，信號(hào)調(diào)理電路與信號(hào)采集 卡連接，信號(hào)采集卡與計(jì)算機(jī)連接。
本發(fā)明所述的航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物在線靜電監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的模擬實(shí)驗(yàn)裝置，所述的顆粒 注入裝置包括第一連接管，電氣閥門(mén)，第二連接管，空氣壓縮機(jī)；所述的第一連接管的一端 與進(jìn)氣道延長(zhǎng)管的注入口相通，電氣閥門(mén)與第一連接管、第二連接管相連通，空氣壓縮機(jī)與 第二連接管相連通。
本發(fā)明所述的航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物在線靜電監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的模擬實(shí)驗(yàn)裝置，環(huán)狀靜電傳 感器還包括靜電傳感器外殼和靜電傳感器環(huán)形探頭；靜電傳感器外殼通過(guò)絕緣材料與靜電 傳感器環(huán)形探頭連成一體，靜電傳感器探頭插入進(jìn)氣道延長(zhǎng)管內(nèi)。
有益效果本發(fā)明提供的航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物在線靜電監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的模擬實(shí)驗(yàn)裝置，通過(guò)安裝于發(fā)動(dòng) 機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)部的環(huán)狀靜電傳感器來(lái)通過(guò)監(jiān)測(cè)在高溫、高速氣流環(huán)境下的吸入物產(chǎn)生的靜電 場(chǎng)變化情況來(lái)對(duì)實(shí)現(xiàn)對(duì)吸入物在線監(jiān)控。
航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物靜電監(jiān)測(cè)實(shí)驗(yàn)裝置使用渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)氣路環(huán)境，借助 顆粒注入裝置投送顆粒物模擬進(jìn)氣道吸入物，可開(kāi)展各類外來(lái)物電荷特性研究及其對(duì)葉片 損傷評(píng)估的實(shí)驗(yàn)。
本發(fā)明能夠在發(fā)動(dòng)機(jī)吸入異常顆粒導(dǎo)致葉片損傷故障的早期就提供預(yù)警信息，發(fā) 明的模擬實(shí)驗(yàn)裝置能夠有效地模擬發(fā)動(dòng)機(jī)氣路環(huán)境，為航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物在線靜電監(jiān)測(cè)系 統(tǒng)的研究提供了一個(gè)低成本、仿真的有效實(shí)驗(yàn)平臺(tái)。


圖1是航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物在線靜電監(jiān)測(cè)實(shí)驗(yàn)裝置組成示意圖。
圖2是小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)安裝及測(cè)控系統(tǒng)示意圖。
圖3是顆粒注入裝置示意圖。
圖4是吸入物靜電傳感器組成圖。
圖5是航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物在線靜電監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的組成框圖。
圖中I是進(jìn)氣道延長(zhǎng)管，2是顆粒注入裝置，3是進(jìn)氣道環(huán)狀傳感器，4是航空渦噴 發(fā)動(dòng)機(jī)，5是E⑶電子控制單元，6是燃油泵，7是燃油控制電磁閥，8是油三通，9是終端監(jiān) 控顯示屏，10是啟動(dòng)調(diào)節(jié)系統(tǒng)，11是尾噴管延長(zhǎng)管，12是尾氣冷卻裝置，13是安裝平臺(tái)，14 是第一連接管，15是電氣閥門(mén)，16是第二連接管，17是空氣壓縮機(jī)，18是傳感器外殼，19是 傳感器探頭。
具體實(shí)施方式
下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明如圖所示航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物在線靜電監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的模擬實(shí)驗(yàn)裝置，包括氣道延長(zhǎng)管1， 顆粒注入裝置2，進(jìn)氣道環(huán)狀傳感器3，4、航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)4，E⑶電子控制單元5，燃油 泵6，燃油控制電磁閥7，油三通8，終端監(jiān)控顯示屏9，啟動(dòng)調(diào)節(jié)系統(tǒng)10，尾噴管延長(zhǎng)管 11，尾氣冷卻裝置12，安裝平臺(tái)13。
進(jìn)氣道延長(zhǎng)管I與航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)4的進(jìn)氣端相連，顆粒注入裝置2通過(guò)進(jìn)氣道 延長(zhǎng)管I上的注入口與進(jìn)氣道延長(zhǎng)管I相通，進(jìn)氣道延長(zhǎng)管I上分段布置監(jiān)測(cè)裝置；尾噴 管延長(zhǎng)管11的一端與航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)4的噴射端連接、尾噴管延長(zhǎng)管11另一端連接尾氣 冷卻裝置12 ;進(jìn)氣道延長(zhǎng)管1、顆粒注入裝置2、航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)4、尾噴管延長(zhǎng)管11與尾氣 冷卻裝置12固定在安裝平臺(tái)13上。使用航空煤油作為燃料，分別采用有機(jī)物粉、樹(shù)脂粉、 鐵粉來(lái)模擬產(chǎn)生的軟顆粒和硬顆粒。采用電氣閥門(mén)作為接通開(kāi)關(guān)，其吸入顆粒質(zhì)量可以調(diào) 節(jié)，分別定量模擬帶電顆粒物濃度，空氣壓縮機(jī)與第2管道相連用來(lái)吹出顆粒物，在進(jìn)氣道 延長(zhǎng)管管壁上的傳感器接口處用來(lái)安裝靜電傳感器。顆粒注入裝置2包括第一連接管14， 電氣閥門(mén)15，第二連接管16，空氣壓縮機(jī)17 ;所述的第一連接管14的一端與進(jìn)氣道延長(zhǎng)管 I的注入口相通，電氣閥門(mén)15與第一連接管14、第二連接管16相連通，空氣壓縮機(jī)17與第 二連接管16相連通。
監(jiān)測(cè)裝置包括環(huán)狀靜電傳感器3，信號(hào)調(diào)理電路，信號(hào)采集卡，計(jì)算機(jī)；所述的環(huán) 狀靜電傳感器3由安裝在進(jìn)氣道內(nèi)表面上的兩個(gè)金屬導(dǎo)體圓環(huán)構(gòu)成，每個(gè)圓環(huán)沿著進(jìn)氣道 延長(zhǎng)管I軸向前后間隔一定的距離，每個(gè)環(huán)狀靜電傳感器3分別與信號(hào)調(diào)理電路連接，信號(hào) 調(diào)理電路與信號(hào)采集卡連接，信號(hào)采集卡與計(jì)算機(jī)連接。
圖5是本發(fā)明的航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物在線靜電監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的組成框圖。它是將靜電傳 感器安裝在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道延長(zhǎng)管內(nèi)，監(jiān)測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)吸入外來(lái)物顆粒產(chǎn)生的靜電場(chǎng)的變 化，通過(guò)靜電傳感器感應(yīng)的電壓變化信號(hào)輸入信號(hào)調(diào)理電路，經(jīng)信號(hào)調(diào)理電路對(duì)輸入的電 流信號(hào)進(jìn)行放大濾波處理后的信號(hào)經(jīng)信號(hào)采集設(shè)備獲得數(shù)據(jù)送入計(jì)算機(jī)進(jìn)行分析處理，實(shí) 現(xiàn)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)外來(lái)物進(jìn)行在線監(jiān)測(cè)的目的。
環(huán)狀靜電傳感器3還包括靜電傳感器外殼18和靜電傳感器環(huán)形探頭19 ;靜電傳 感器外殼18通過(guò)絕緣材料與靜電傳感器環(huán)形探頭19連成一體，靜電傳感器探頭19插入進(jìn) 氣道延長(zhǎng)管I內(nèi)。
模擬方法將進(jìn)氣道延長(zhǎng)管、顆粒注入裝置、靜電傳感器、小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)、尾噴管延長(zhǎng)管、尾氣 冷卻裝置等按要求安裝于實(shí)驗(yàn)臺(tái)架的適當(dāng)位置，并正確連接測(cè)試系統(tǒng)。準(zhǔn)備好實(shí)驗(yàn)所需的 顆粒物、航空煤油、然后調(diào)試顆粒注入裝置，之后啟動(dòng)小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)得到高速氣流。待發(fā) 動(dòng)機(jī)工況趨于穩(wěn)定后，即可開(kāi)始實(shí)驗(yàn)。啟動(dòng)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)可以記錄下采集從點(diǎn)火前到實(shí)驗(yàn) 結(jié)束的全過(guò)程信號(hào)。
(I)注入不同材質(zhì)的顆粒物，有機(jī)物粉、樹(shù)脂粉、鐵粉等，由顆粒注入裝置向管道內(nèi) 噴入，定性分析氣路中吸入外來(lái)物異常顆粒，并采集全過(guò)程的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。
(2)精確稱量5g、10 g、15 g同一性質(zhì)顆粒物，由顆粒注入裝置向管道內(nèi)噴入，定量 分析氣路中吸入外來(lái)物異常顆粒，并采集全過(guò)程的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。
(3)通過(guò)調(diào)節(jié)E⑶電子控制單元可以控制發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速變化，模擬不同發(fā)動(dòng)機(jī)工況 下對(duì)吸入外來(lái)物的影響。
權(quán)利要求
1.航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物在線靜電監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的模擬實(shí)驗(yàn)裝置，包括航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)(4)， 其特征在于還包括進(jìn)氣道延長(zhǎng)管(1)，顆粒注入裝置(2)，監(jiān)測(cè)裝置，尾噴管延長(zhǎng)管(11)， 尾氣冷卻裝置(12)，安裝平臺(tái)(13);所述的進(jìn)氣道延長(zhǎng)管(I)與航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)(4)的進(jìn)氣端相連，顆粒注入裝置(2)通過(guò)進(jìn)氣道延長(zhǎng)管(I)上的注入口與進(jìn)氣道延長(zhǎng)管(I)相通，進(jìn)氣道延長(zhǎng)管(I)上分段布置監(jiān)測(cè)裝置；尾噴管延長(zhǎng)管(11)的一端與航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)(4) 的噴射端連接、尾噴管延長(zhǎng)管(11)另一端連接尾氣冷卻裝置(12);進(jìn)氣道延長(zhǎng)管(I)、顆粒注入裝置(2)、航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)(4)、尾噴管延長(zhǎng)管(11)與尾氣冷卻裝置(12)固定在安裝平臺(tái)(13)上。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物在線靜電監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的模擬實(shí)驗(yàn)裝置，其特征在于所述的監(jiān)測(cè)裝置包括環(huán)狀靜電傳感器(3)，信號(hào)調(diào)理電路，信號(hào)采集卡，計(jì)算機(jī)；所述的環(huán)狀靜電傳感器(3)由安裝在進(jìn)氣道內(nèi)表面上的兩個(gè)金屬導(dǎo)體圓環(huán)構(gòu)成，每個(gè)圓環(huán)沿著進(jìn)氣道延長(zhǎng)管(I)軸向前后間隔一定的距離，每個(gè)環(huán)狀靜電傳感器(3)分別與信號(hào)調(diào)理電路連接，信號(hào)調(diào)理電路與信號(hào)采集卡連接，信號(hào)采集卡與計(jì)算機(jī)連接。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物在線靜電監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的模擬實(shí)驗(yàn)裝置，其特征在于所述的顆粒注入裝置(2)包括第一連接管(14)，電氣閥門(mén)(15)，第二連接管(16)， 空氣壓縮機(jī)(17);所述的第一連接管(14)的一端與進(jìn)氣道延長(zhǎng)管(I)的注入口相通，電氣閥門(mén)(15)與第一連接管(14)、第二連接管(16)相連通，空氣壓縮機(jī)(17)與第二連接管(16) 相連通。
4.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物在線靜電監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的模擬實(shí)驗(yàn)裝置，其特征在于環(huán)狀靜電傳感器(3)還包括靜電傳感器外殼(18)和靜電傳感器環(huán)形探頭 (19);靜電傳感器外殼(18)通過(guò)絕緣材料與靜電傳感器環(huán)形探頭(19)連成一體,靜電傳感器探頭(19)插入進(jìn)氣道延長(zhǎng)管(I)內(nèi)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道吸入物靜電監(jiān)測(cè)系統(tǒng)及模擬實(shí)驗(yàn)裝置。進(jìn)氣道延長(zhǎng)管與航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣端相連，顆粒注入裝置通過(guò)進(jìn)氣道延長(zhǎng)管上的注入口與進(jìn)氣道延長(zhǎng)管相通，進(jìn)氣道延長(zhǎng)管上分段布置監(jiān)測(cè)裝置；尾噴管延長(zhǎng)管的一端與航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的噴射端連接、尾噴管延長(zhǎng)管另一端連接尾氣冷卻裝置；進(jìn)氣道延長(zhǎng)管、顆粒注入裝置、航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)、尾噴管延長(zhǎng)管與尾氣冷卻裝置固定在安裝平臺(tái)上。本發(fā)明能夠在發(fā)動(dòng)機(jī)吸入異常顆粒導(dǎo)致葉片損傷故障的早期就提供預(yù)警信息，發(fā)明的模擬實(shí)驗(yàn)裝置能夠有效地模擬發(fā)動(dòng)機(jī)氣路環(huán)境，為航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入物在線靜電監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的研究提供了一個(gè)低成本、高仿真的有效實(shí)驗(yàn)平臺(tái)。
文檔編號(hào)G01R29/12GK103063437SQ20131001153
公開(kāi)日2013年4月24日 申請(qǐng)日期2013年1月14日 優(yōu)先權(quán)日2013年1月14日
發(fā)明者左洪福, 付宇, 劉鵬鵬, 王燕山, 張梅菊, 劉德峰, 谷風(fēng)強(qiáng), 宋文慧 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)