航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台及使用方法
【专利摘要】本发明公开了一种航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台及使用方法，该实验平台包括安装平台、模拟气路通道，在模拟气路通道上安装有故障产生装置和静电传感器，静电传感器连接到静电数据采集系统；所述故障产生装置包括故障物模拟注入装置、燃油注入装置、叶片-机匣碰摩故障产生装置之中的一个或多个；叶片-机匣碰摩故障产生装置包括碰摩激振往复装置和碰摩转子及控制装置。利用本发明的实验平台及其使用方法可以完成高温或常温下针对航空发动机叶片-机匣碰摩故障、燃烧室积碳故障、部件烧蚀掉块故障和外来物吸入故障的模拟实验和对应故障模式下的静电数据采集，为发动机气路静电监测的故障模拟实验提供了有效的实验方式和研究平台。
【专利说明】航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台及使用方法
【技术领域】
[0001]本发明属于航空发动机在线监测和视情维修领域，特别是一种航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台。
【背景技术】
[0002]航空发动机是各类军民用飞机的核心组成部分，其可靠性对于飞机的安全性能有着极其重要的影响，而发动机的气路部件是保证发动机的正常工作的最基本和最为关键的部件。常见的发动机气路部件故障有外来吸入物故障、故障燃烧室积碳故障、叶片-机匣碰摩故障、部件烧蚀掉块故障等。外来吸入物故障实质包括发动机工作产生的高速气流和周围复杂环境常常使外来吸入物进入发动机，经过发动机进气道进入发动机内部并撞击发动机叶片，造成叶片的冲击损伤；燃烧室积碳故障是指由于发动机燃烧室工作时，由于燃油燃烧不充分形成尾部碳烟或碳烟在喷嘴处积聚形成碳块，使喷油质量较差并造成发动机燃烧室出口燃气温度不稳定，降低燃烧效率；叶片-机匣碰摩故障是指发动机的涡轮叶片与机匣之间的相互摩擦，引起叶片端部材料耗损和发动机异常振动的现象，降低发动机正常工作效率；部件烧蚀掉块故障是指燃烧室出口燃气温度分布的不稳定，产生存在局部高温气流或火焰后移，致使后端气路部件如涡轮叶片的烧蚀，烧蚀的掉块常常引起后一级部件的打伤。
[0003]因此，对发动机的工作状态进行在线监测和诊断具有重要意义。根据统计，在飞机飞行产生的故障中，由发动机引起的故障大约占总数的百分之六十左右，而气路部件故障引起的发动机整体故障的占到总数的百分之九十左右。
[0004]可见，对发动机气路部件的监测在发动机整机性能的状态监测和故障诊断中占有重要的地位。以往的发动机故障诊断手段大部分属于离线检测和诊断方式，只有当发动机的故障到达一定程度时才可被检测到，无法提取到故障初期的信息以提供预警。近年来航空发动机在线静电监测技术得到较大发展，此项技术通过对发动机气路通道中电荷水平的监测来实现对发动机气路工作部件的实时监控，依据监测到的数据对发动机的工况和性能以及未来发展趋势做进一步的分析和处理，从而提供发动机气路部件故障早期预警信息，实现发动机工作状态的在线监测和实时故障诊断。
[0005]基于气路静电信号的故障模式识别和特征参数提取处理，并在此基础上形成的故障诊断经验理论是静电监测技术的关键，因此需要发动机不同故障模式下的大量静电信号数据作为支撑，而获得不同发动机故障模式下的数据的主要途径是实验验证。气路故障静电监测模拟实验台为发动机故障模拟实验的静电数据采集提供相关实验平台，通过平台自带的故障模拟装置对航空发动机的不同故障模式进行模拟实验，为不同故障模式下静电数据的采集提供了 一种全新的硬件设备，是开展静电研究工作的前端硬件基础。
[0006]目前，国内单位鲜有专用于模拟发动机气路部件故障的发动机试车台，并且存在人为模拟发动机故障实验经济成本高，试车全寿命周期长导致难以及时捕捉到故障信息的难题。
【发明内容】
[0007]本发明要解决的问题是提供一种成本低、体积小、功能全的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台，该实验平台可以实现航空发动机以下几种故障的模拟试验:外来吸入物故障、部件烧蚀掉块故障模、故障燃烧室积碳故障、叶片-机匣碰摩故障。
[0008]本发明公开的一种航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台，包括安装平台，在安装平台上安装模拟气路通道，所述模拟气路通道包括依次连接的高压风机、进气道延长管、微型航空涡喷发动机和尾喷管延长管，在模拟气路通道上安装有故障产生装置和静电传感器，静电传感器连接到静电数据采集系统；所述故障产生装置包括故障物模拟注入装置、燃油注入装置、叶片-机匣碰摩故障产生装置之中的一个或多个；叶片-机匣碰摩故障产生装置包括碰摩激振往复装置和碰摩转子及控制装置；其中，故障物模拟注入装置安装在进气道延长管或尾喷管延长管上，燃油注入装置安装在尾喷管延长管上，碰摩激振往复装置和碰摩转子及控制装置均安装在尾喷管延长管上并且紧固于安装平台，叶片-机匣碰摩故障产生装置还连接到碰摩力测试系统。
[0009]作为上述技术方案的进一步改进，所述静电传感器包括安装在进气道延长管上的环状静电传感器和安装在尾喷管延长管上的棒状静电传感器。
[0010]作为上述技术方案的更进一步改进，所述故障物模拟注入装置包括故障物存放管、故障物注入管和球形电磁阀，故障物存放管、球形电磁阀、故障物注入管依次相连成为一体，故障物注入管安装在进气道延长管上，与模拟气路通道相通。
[0011]作为上述技术方案的再进一步改进，所述燃油注入装置包括油瓶、双向油泵、电磁截止阀、喷射头，油瓶、双向油泵、电磁截止阀和喷射头依次相连，喷射头插入式安装于尾喷管延长管上的安装孔，与模拟气路通道相通。
[0012]作为上述技术方案的再进一步改进，所述碰摩激振往复装置包括激振器、激振器支撑架、转接头、力传感器、激振杆、碰摩头、直线导轨装置和导轨支撑架，其中激振器、激振器、激振杆分别在激振器支撑架和直线导轨装置上安装；直线导轨装置又在导轨支撑架上安装，激振器支撑架、导轨支撑架紧固在安装平台上；激振器、激振杆分别在激振器支撑架和直线导轨装置上安装；激振器、转接头、力传感器、激振杆、碰摩头沿直线导轨方向依次相连为一体，碰摩头经过插入孔插入到尾喷管延长管内部；力传感器连接到碰摩力测试系统。
[0013]作为上述技术方案的再进一步改进，所述碰摩转子及控制装置包括转轴、轴承座、碰摩圆盘、皮带轮、转速传输皮带、电动机支撑架和步进电机；其中步进电机通过转速传输皮带与皮带轮相连，带动转轴和碰摩圆盘转动，碰摩圆盘嵌入尾喷管延长管内。
[0014]作为上述技术方案的再进一步改进，所述环状静电传感器数量为2个，棒状静电传感器为I个。
[0015]作为上述技术方案的再进一步改进，所述微型航空涡喷发动机由微型航空涡喷发动机控制系统控制，微型航空涡喷发动机控制系统还包括输油管、油桶和燃油泵。
[0016]所构建的实验平台作为气路静电监测的综合测试平台，利用搭载的两类针对不同监测对象的气路静电传感器和多种故障模拟装置，完成高温或常温下针对航空发动机叶片-机匣碰摩故障、燃烧室积碳故障、部件烧蚀掉块故障和外来物吸入故障的模拟实验和对应故障模式下静电数据采集。[0017]使用以上技术方案所述的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台进行实验的方法:
情况一:利用包括故障物模拟注入装置的实验平台进行外来物吸入故障/部件烧蚀掉块故障模拟实验步骤如下:
1.1)准备实验所需的故障颗粒物、燃油，将故障颗粒物提前放入故障物模拟注入装置的存放管中，启动高压风机和微型航空涡喷发动机得到气路高速气流，启动静电数据采集系统开始记录全过程中静电信号；
1.2)微型航空涡喷发动机工况趋于稳定后，打开球形电磁阀的开关，模拟故障物经注入管掉落至进气道延长管/尾喷管延长管内，随高速气流经过环状静电传感器和微型涡喷发动机；进行外来物吸入故障模拟实验时，观察全部三个静电传感器在静电数据采集系统中静电信号的变化情况，并存储静电信号数据；进行部件烧蚀掉块故障模拟实验时，观察棒状静电传感器在静电数据采集系统中静电信号的变化情况，同时存储静电信号数据；
1.3)停止微型航空涡喷发动机工作，重新在故障物存放管中放入不同量的故障物颗粒后，重复1.1)、1.2)步骤；
情况二:利用包括燃油注入装置的实验平台进行燃烧室积碳故障模拟实验包括以下步
骤:
2.1)准备实验所需的燃油，加入至油瓶中；
2.2)启动高压风机和微型航空涡喷发动机，当微型航空涡喷发动机工况稳定，启动静电数据采集系统开始记录全过程中静电信号；打开双向油泵和电磁截止阀，观察棒状静电传感器的静电信号变化情况，并存储静电信号的数据；
2.3)关闭双向油泵和电磁截止阀，调节提高微型航空涡喷发动机转速，然后打开双向油泵和电磁截止阀，观察棒状静电传感器的静电信号变化情况，并存储静电信号的数据；
情况三:利用包括叶片-机匣碰摩故障产生装置的实验平台进行叶片-机匣碰摩故障模拟实验包括以下步骤:
3.1)启动高压风机和微型航空涡喷发动机，并启动步进电机，控制电机输出一定转速带动碰摩圆盘转动；
3.2)微型航空涡喷发动机工况趋于稳定后，启动静电数据采集系统开始记录全过程中静电信号；开启激振器，通过控制器使激振器输出端以一定频率往复运动，带动激振杆的碰摩头与碰摩圆盘互相碰摩，此时观察棒状静电传感器的静电信号变化情况，并存储静电信号的数据；
3.3)激振频率不变，调节步进电机转速，观察棒状静电传感器的静电信号变化情况，并存储静电信号的数据；
3.4)步进电机转速不变，调节激振频率，观察棒状静电传感器的静电信号变化情况，并存储静电信号的数据。
[0018]本发明具有以下有益效果:
1、本发明实现了发动机气路静电监测实验平台小型化，易于安放；主体的硬件结构安装简便，易于加工和制造，所采用机械与电气技术在工程实践上易于实现，成本也相对较低，因此可作为研究航空发动机气路部件故障静电监测技术的通用平台；
2、提供不同气路部件故障模式下的模拟实验方案，并搭建几种针对航空发动机不同故障模式的模拟实验装置，使用方法简单，安装灵活方便，且装置结构相对简单；
3、不同的故障模拟装置可在实验平台上集成，其中燃油注入装置和故障模拟注入装置属于可拆卸装置，根据需要可以进行一种或同时进行几种故障模式模拟实验，采集到一种或几种组合故障模式下的静电信号，使后期故障模拟实验方案的选择多样化；
4、利用微型航空涡喷发动机作为实验基础设备，在安装平台上安装固定，使故障模拟实验的实验环境更加贴近于真实发动机的高温环境，因此采集到的静电信号数据也更加贴近真实工作情况下的静电信号；
5、碰摩系统利用激振器将碰摩头按可调节频率进给，与可调速圆盘的侧面撞击，实现不同碰摩频率和碰摩力下静电信号采集与分析；利用支撑架和导轨系统作为支撑，使得碰摩系统结构相对稳定，碰摩激振杆运动方向始终保持为直线往复运动稳定不变。
【专利附图】
【附图说明】
[0019]图1为本发明航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台整体组成示意图；
图2为进气道延长管结构示意图；
图3为尾喷管延长管结构示意图；
图4为故障物模拟注入装置结构示意图；
图5为微型航空涡喷发动机控制系统组成图；
图6为燃油注入装置组成示意图；
图7为叶片-机匣碰摩故障产生装置整体组成示意图；
图8为碰摩激振往复装置结构示意图；
图9为碰摩转子及控制装置结构示意图。
[0020]附图标记说明:1、高压风机，2、进气道延长管，3、故障物模拟注入装置，4、环状静电传感器*2，5、微型航空涡喷发动机，6、尾喷管延长管，7、燃油注入装置，8、碰摩激振往复装置，9、环状静电传感器，10、碰摩转子及控制装置，11、发动机尾气冷却筒，12、安装平台，13、故障物模拟注入装置安装孔，14、环状静电传感器安装孔，15、故障物模拟注入/燃油注入装置安装孔，16、碰摩往复装置碰摩头插入孔，17、碰摩圆盘安装口，18、棒状静电传感器安装孔，19、故障物存放管，20、故障物注入管，21、球形电磁阀，22、微型航空涡喷发动机，23、输油管，24、油桶，25、燃油泵，26、油瓶，27、双向油泵，28、电磁截止阀，29、喷射头，30、激振器，31、激振器支撑架，32、转接头，33、力传感器*3，34、激振杆，35、碰摩头，36、直线导轨装置，37、导轨支撑架*2，38、安装基座、39、沉头螺钉*3，40、转轴、41、轴承座，42、碰摩圆盘，43、皮带轮，44、转速传输皮带，45、电动机支撑架，46、步进电机。
【具体实施方式】
[0021]下面结合附图，对本发明提出的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台及使用方法进行详细说明。
[0022]如图1所示，本发明公开的一种航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台，包括安装平台12，在安装平台12上安装模拟气路通道，在模拟气路通道上安装有故障物模拟注入装置3、燃油注入装置7、碰摩激振往复装置8和碰摩转子及控制装置10。所述模拟气路通道包括依次同轴连接的高压风机1、进气道延长管2、微型航空涡喷发动机5、尾喷管延长管6和发动机尾气冷却筒11。微型航空涡喷发动机5安装于安装平台12中央位置，并连接到微型航空涡喷发动机控制系统；进气道延长管2安装于微型航空涡喷发动机5进气口前端。高压风机I高压风机I连接卡箍与进气道延长管2另一侧安装紧固，位于模拟气路通道的最前端，为微型涡喷发动机4提供一定速度的气流，模拟飞机高速飞行的情况下发动机吸入气流通过。尾喷管延长管6安装于微型航空涡喷发动机4尾喷管后端，发动机尾气冷却筒11通过卡箍与尾喷管延长管安装紧固为一体，位于模拟气路通道的最末端，冷却微型航空涡喷发动机5尾气的极高温度气流。上述子部件在安装平台12上同轴安装并紧固，与安装平台12连为一体，构成静电监测实验平台的主体结构。
[0023]如图2和图3所示，所述的进气道延长管2上加工有一个故障物注入装置安装孔13和两个环状静电传感器安装孔14，三个安装孔尺寸相同，间隔一定距离，孔壁加工有内螺纹，与安装在其上的故障物模拟注入装置/静电传感器的外螺纹相互配合。尾喷管延长管6上加工有一个故障物模拟注入/燃油注入装置安装孔15，一个棒状静电传感器安装孔18，这两个安装孔尺寸相同，间隔一定距离，孔壁加工有内螺纹，与安装在其上的故障物模拟注入装置，燃油注入装置和静电传感器的外螺纹配合，在上述开设在尾喷管延长管6上的两个安装口中间位置对称加工有碰摩往复装置的碰摩头插入孔16和碰摩圆盘安装口17，碰摩头插入孔16和碰摩圆盘安装口 17的几何中心处于将尾喷管延长管6等分切割且与安装平台12平行的平面上。两个环状静电传感器4插入环状静电传感器安装孔14内与进气道延长管2连成一体,棒状静电传感器9插入棒状静电传感器安装孔18与尾喷管延长管6连成一体，三个静电传感器均连接到静电数据采集系统，监测气路模拟通道内静电场变化情况。
[0024]如图4所示，所述故障物模拟注入装置3包括故障物存放管19、故障物注入管20和球形电磁阀21,故障物存放管19、球形电磁阀21、故障物注入管20依次相连成为一体,故障物注入管20安装在进气道延长管2上的故障物注入装置安装孔13或尾喷管延长管6上的故障物模拟注入/燃油注入装置安装孔15，通过有机物粉、树脂粉、铁粉等颗粒物的注入对发动机的外来物吸入故障和部件烧蚀掉块故障进行实验模拟。采用球形电磁阀21作为故障物注入开关，控制模拟故障物的掉落，当打开球形电磁阀21的开关时，阀门打开，模拟故障物经过故障物注入管20掉落至进气道/尾喷管延长管内，完成吸入物故障/烧蚀掉块故障实验的模拟。
[0025]如图5所示，微型航空涡喷发动机控制系统包括微型航空涡喷发动机22、输油管23、油桶24和燃油泵25。电子控制单元发出发动机启动指令后，燃油泵25开始工作，通过输油管23将油桶24内的发动机燃油输送至微型航空涡喷发动机，当发动机达到稳定工作的怠速，可通过电子控制单元发出指令控制发动机的转速。
[0026]如图6所示，所述燃油注入装置7包括油瓶26、双向油泵27、电磁截止阀28、喷射头29，油瓶26、双向油泵27、电磁截止阀28和喷射头29依次相连，喷射头29喷射头车有外螺纹，安装于尾喷管延长管6的故障物模拟注入/燃油注入装置安装孔15，属于可拆卸装置。当打开双向油泵27的开关和电磁截止阀28，燃油从油瓶26中输送至燃油喷射头29，喷射头29将燃油雾化后在尾喷管延长管6内的尾部燃烧区域喷出，形成富油燃烧区域，完成燃烧室积碳故障实验的模拟。
[0027]如图7和图8所示，所述碰摩激振往复装置8包括激振器30、激振器支撑架31、转接头32、力传感器33、激振杆34、碰摩头35、直线导轨装置36、2个导轨支撑架37、安装基座38和3个沉头螺钉，其中激振器30、激振器30、激振杆34分别在激振器支撑架31和直线导轨装置36上安装；直线导轨装置36又在导轨支撑架37上安装，在直线导轨装置36和导轨支撑架37之间安装力传感器33，激振器支撑架31、导轨支撑架37通过3个通过沉头螺钉39安装在安装基座38上，安装基座38又紧固在安装平台12上；激振器30、转接头32、力传感器33、激振杆34、碰摩头35沿直线导轨方向依次相连为一体，碰摩头35经过碰摩头插入孔16插入到尾喷管延长管6内部；力传感器33还连接到碰摩力测试系统，碰摩力测试系统为力的显示装置，可以记录力传感测得的相关数据。激振杆34的力传感器用于测量碰摩径向力，导轨支撑架上的力传感器用于测量碰摩的切向力。
[0028]如图7和图9所示，所述碰摩转子及控制装置10包括转轴40、轴承座41、碰摩圆盘42、皮带轮43、转速传输皮带44、电动机支撑架45和步进电机46 ;其中步进电机46通过转速传输皮带44与皮带轮43相连，带动转轴40和碰摩圆盘42转动，碰摩圆盘42通过碰摩圆盘安装口 17嵌入尾喷管延长管6内，并与转轴40、皮带轮43配合安装于轴承座41上，步进电机46安装于电动机支撑架45上，与安装平台12连为一体。步进电机46输出轴与转轴40平行，通过电机控制器可调节电机输出的转速，通过转速传输皮带44带动碰摩转子整体以一定的速度转动。安装后的碰摩圆42盘径向方向与尾喷管延长管6中心轴线垂直，且碰摩往复方向也与尾喷管延长管6中心轴线垂直。
[0029]激振杆34沿直线导轨往复运动，通过传递激振器30的输出力，使得碰摩头35与碰摩圆盘42在延长管内相互碰撞，对叶片一机匣碰摩故障进行模拟。
[0030]气路静电监测原理:【背景技术】所述的几种故障模式，都会引起气路静电信号非正常波动。外来吸入物的极高速度会使其本身与空气产生剧烈的摩擦，从而带有大量静电荷，进一步引起气路静电水平的波动；除吸入物造成的发动机气部件故障外，气路部件本身疲劳损伤如叶片-机匣碰摩，燃烧室积碳，叶片烧蚀掉块等故障产生的故障颗粒通过尾喷管道随尾流气体排放，尾流气体含有大量带电故障颗粒，引起尾喷管道中静电荷水平剧烈变化，发明中实验平台所搭载的进气道环状传感器和尾喷管棒状静电传感器将监测到尾喷管中电荷水平的变化，并将采集数据传递至计算机系统进行分析。静电信号监测是基于静电感应的原理，当进气道或者尾喷管气流中的带电颗粒经过静电传感器附近，将导致静电传感器的探极内部产生电子流动，为平衡附近的外来电荷，探极内部电荷重新分布并伴随电子流动，进而静电传感器会产生感应电流。在这一过程中，带电体与静电传感器之间并没有电荷的交换，探极电荷由静电感应产生。当带电颗粒离开传感器附近，即外电场撤掉时，正负感应电荷将会迅速移动并互相中和，传感器探极内部的电子将重新分布，使得探极呈电中性状态，因此监测得到的感应信号也将恢复至正常水平。
[0031]使用上述的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台进行实验的方法如下: 情况一:利用包括故障物模拟注入装置3的实验平台进行外来物吸入故障/部件烧蚀
掉块故障模拟实验步骤如下:
1.1)准备实验所需的故障颗粒物、燃油，将故障颗粒物提前放入故障物模拟注入装置3的存放管19中，启动高压风机I和微型航空涡喷发动机5得到气路高速气流，启动静电数据采集系统开始记录全过程中静电信号；
1.2)微型航空涡喷发动机5工况趋于稳定后，打开球形电磁阀21的开关，模拟故障物经注入管20掉落至进气道延长管2/尾喷管延长管6内，随高速气流经过环状静电传感器4和微型涡喷发动机(5);进行外来物吸入故障模拟实验时，观察全部三个静电传感器在静电数据采集系统中静电信号的变化情况，并存储静电信号数据；进行部件烧蚀掉块故障模拟实验时，观察棒状静电传感器9在静电数据采集系统中静电信号的变化情况，同时存储静电信号数据；
1.3)停止微型航空涡喷发动机5工作，重新在故障物存放管中放入不同量的故障物颗粒后，重复1.1)、1.2)步骤；
情况二:利用包括燃油注入装置7的实验平台进行燃烧室积碳故障模拟实验包括以下步骤:
2.1)准备实验所需的燃油，加入至油瓶26中；
2.2)启动高压风机I和微型航空涡喷发动机5，当微型航空涡喷发动机5工况稳定，启动静电数据采集系统开始记录全过程中静电信号；打开双向油泵27和电磁截止阀28，观察棒状静电传感器9的静电信号变化情况，并存储静电信号的数据；
2.3)关闭双向油泵27和电磁截止阀28，调节提高发动机转速，然后打开双向油泵27和电磁截止阀28，观察棒状静电传感器29的静电信号变化情况，并存储静电信号的数据；
情况三:利用包括叶片-机匣碰摩故障产生装置的实验平台进行叶片-机匣碰摩故障模拟实验包括以下步骤:
3.1)启动高压风机I和微型航空涡喷发动机5，并启动步进电机46，通过电机控制器使电机输出一定转速带动碰摩圆盘42转动；
3.2)微型航空涡喷发动机5工况趋于稳定后，启动静电数据采集系统开始记录全过程中静电信号；开启激振器30，通过控制器使激振器30输出端以一定频率往复运动，带动激振杆34的碰摩头35与碰摩圆盘42互相碰摩，此时观察棒状静电传感器9的静电信号变化情况，并存储静电信号的数据；
3.3)激振频率不变，调节步进电机46转速，观察棒状静电传感器9的静电信号变化情况，并存储静电信号的数据；
3.4)步进电机46转速不变，调节激振频率，观察棒状静电传感器的静电信号变化情况，并存储静电信号的数据。
[0032]本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本【技术领域】的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。
【权利要求】
1.一种航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台，其特征在于:包括安装平台(12)，在安装平台(12)上安装模拟气路通道，所述模拟气路通道包括依次连接的高压风机(1)、进气道延长管(2)、微型航空涡喷发动机(5)和尾喷管延长管(6)，在模拟气路通道上安装有故障产生装置和静电传感器，静电传感器连接到静电数据采集系统；所述故障产生装置包括故障物模拟注入装置(3)、燃油注入装置(7)、叶片-机匣碰摩故障产生装置之中的一个或多个；叶片-机匣碰摩故障产生装置包括碰摩激振往复装置(8)和碰摩转子及控制装置(10);其中，故障物模拟注入装置(3)安装在进气道延长管(2)或尾喷管延长管(6)上，燃油注入装置(7 )安装在尾喷管延长管(6 )上，碰摩激振往复装置(8 )和碰摩转子及控制装置(10)均安装在尾喷管延长管(6)上并且紧固于安装平台(12)，叶片-机匣碰摩故障产生装置还连接到碰摩力测试系统。
2.根据权利要求1所述的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台，其特征在于:所述静电传感器包括安装在进气道延长管(2 )上的环状静电传感器(4 )和安装在尾喷管延长管(6)上的棒状静电传感器(9)。
3.根据权利要求2所述的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台，其特征在于:所述故障物模拟注入装置(3)包括故障物存放管(19)、故障物注入管(20)和球形电磁阀(21)，故障物存放管(19)、球形电磁阀(21)、故障物注入管(20)依次相连成为一体，故障物注入管(20 )安装在进气道延长管(2 )或尾喷管延长管(6 )上，与模拟气路通道相通。
4.根据权利要求2所述的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台，其特征在于:所述燃油注入装置(7)包括油瓶(26)、双向油泵(27)、电磁截止阀(28)、喷射头(29)，油瓶(26)、双向油泵(27)、电磁截止阀(28)和喷射头(29)依次相连，喷射头(29)插入式安装于尾喷管延长管(6)上的安装孔，与模拟气路通道相通。
5.根据权利要求2所述的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台，其特征在于:所述碰摩激振往复装置(8)包括激振器(30)、激振器支撑架(31)、转接头(32)、力传感器(33)、激振杆(34)、碰摩头(35)、直线导轨装置(36)、和导轨支撑架(37)，其中激振器(30)、激振器(30)、激振杆(34)分别在激振器支撑架(31)和直线导轨装置(36)上安装；直线导轨装置36又在导轨支撑架37上安装，在直线导轨装置36和导轨支撑架37之间安装力传感器33，激振器支撑架(31)、导轨支撑架(37)紧固在安装平台(12)上；激振器(30)、激振杆(34)分别在激振器支撑架(31)和直线导轨装置(36)上安装；激振器(30)、转接头(32)、力传感器(33)、激振杆(34)、碰摩头(35)沿直线导轨方向依次相连为一体，碰摩头(35)经过插入孔插入到尾喷管延长管(6)内部；力传感器(33)连接到碰摩力测试系统。
6.根据权利要求2所述的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台，其特征在于:所述碰摩转子及控制装置(10 )包括转轴(40 )、轴承座(41)、碰摩圆盘(42 )、皮带轮(43 )、转速传输皮带(44)、电动机支撑架(45 )和步进电机(46 );其中步进电机(46 )通过转速传输皮带(44 )与皮带轮(43 )相连，带动转轴(40 )和碰摩圆盘(42 )转动，碰摩圆盘(42 )嵌入尾喷管延长管(6)内。
7.根据权利要求2所述的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台，其特征在于:所述环状静电传感器(4)数量为2个，棒状静电传感器(9)为1个。
8.根据权利要求2所述的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台，其特征在于:所述微型航空涡喷发动机(5)由微型航空涡喷发动机控制系统控制，微型航空涡喷发动机控制系统还包括输油管(23)、油桶(24)和燃油泵(25)。
9.使用权利要求1至8任意一项所述的航空发动机气路故障静电监测模拟实验平台进行实验的方法，其特征在于: 情况一:利用包括故障物模拟注入装置(3)的实验平台进行外来物吸入故障/部件烧蚀掉块故障模拟实验步骤如下:（1.1)准备实验所需的故障颗粒物、燃油，将故障颗粒物提前放入故障物模拟注入装置(3)的存放管(19)中，启动高压风机(I)和微型航空涡喷发动机(5)得到气路高速气流，启动静电数据采集系统开始记录全过程中静电信号； （1.2)微型航空涡喷发动机(5)工况趋于稳定后，打开球形电磁阀(21)的开关，模拟故障物经注入管(20)掉落至进气道延长管(2)/尾喷管延长管(6)内，随高速气流经过环状静电传感器(4)和微型涡喷发动机(5);进行外来物吸入故障模拟实验时，观察全部三个静电传感器在静电数据采集系统中静电信号的变化情况，并存储静电信号数据；进行部件烧蚀掉块故障模拟实验时，观察棒状静电传感器(9)在静电数据采集系统中静电信号的变化情况，同时存储静电信号数据； （1.3)停止微型航空涡喷发动机(5)工作，重新在故障物存放管中放入不同量的故障物颗粒后,重复1.1)、1.2)步骤； 情况二:利用包括燃油注入装置(7)的实验平台进行燃烧室积碳故障模拟实验包括以下步骤: （2.1)准备实验所需的燃油，加入至油瓶(26)中； （2.2)启动高压风机(I)和微型航空涡喷发动机(5)，当微型航空涡喷发动机(5)工况稳定，启动静电数据采集系统开始记录全过程中静电信号；打开双向油泵(27)和电磁截止阀(28)，观察棒状静电传感器(9)的静电信号变化情况，并存储静电信号的数据； （2.3)关闭双向油泵(27)和电磁截止阀(28)，调节提高微型航空涡喷发动机(5)转速，然后打开双向油泵(27)和电磁截止阀(28)，观察棒状静电传感器(29)的静电信号变化情况，并存储静电信号的数据； 情况三:利用包括叶片-机匣碰摩故障产生装置的实验平台进行叶片-机匣碰摩故障模拟实验包括以下步骤: （3.1)启动高压风机(I)和微型航空涡喷发动机(5)，并启动步进电机(46)，控制电机输出一定转速带动碰摩圆盘(42)转动； （3.2)微型航空涡喷发动机(5)工况趋于稳定后，启动静电数据采集系统开始记录全过程中静电信号；开启激振器(30)，通过控制器使激振器(30)输出端以一定频率往复运动，带动激振杆(34)的碰摩头(35)与碰摩圆盘(42)互相碰摩，此时观察棒状静电传感器(9)的静电信号变化情况，并存储静电信号的数据； （3.3)激振频率不变，调节步进电机(46)转速，观察棒状静电传感器(9)的静电信号变化情况，并存储静电信号的数据； （3.4)步进电机(46)转速不变，调节激振频率，观察棒状静电传感器的静电信号变化情况，并存储静电信号的数据。
【文档编号】G01M15/00GK103954452SQ201410182944
【公开日】2014年7月30日 申请日期:2014年5月4日 优先权日:2014年5月4日
【发明者】左洪福, 殷逸冰, 刘宸宁, 蔡景, 冒慧杰, 李鑫 申请人:南京航空航天大学