CN103217295A - 航空活塞发动机地面测试台架系统 - Google Patents
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本发明提供一种航空活塞发动机地面测试台架系统，其包括：发动机测试台架装置、带螺旋桨航空活塞发动机、冷却系统、燃油系统、控制系统、数据采集卡、信号放大器和工业计算机，所述航空活塞发动机地面测试台架系统中通过工业计算机向控制系统发出命令，控制带螺旋桨航空活塞发动机采取相应动作，通过各种传感器采集航空活塞发动机的不同特性参数，由信号放大器将微弱的传感器信号放大后，送至数据采集卡，并送至工业计算机处理、保存和显示数据，本发明中的航空活塞发动机地面测试台架系统，其既能够实现传统发电机所具有的一般性能参数的测试，又能够实现当发动机负载为螺旋桨时性能参数的测试。
Description
技术领域：
本发明涉及一种航空活塞发动机地面测试台架技术，尤其适合于航空发动机负载为螺旋桨时的航空活塞发动机地面测试台架系统。
背景技术：
发动机从设计定型到成熟产品，台架测试是其中必不可少的环节。目前，普通发动机的开发测试试验中，发动机的起动试验、点火试验、性能试验等都是在水平的实验台架上进行试验。负载由电涡流测功机产生反向力矩提供，并通过测功机来测试相关性能参数。水平的测试台架是把测功机和发动机的基座直接安装在地基上的，这样的装置灵活性不好，无法实现发动机转场测试；并且当发动机负载为螺旋桨时，测功机的加载功能已经多余，又因为受到地面附面层效应的影响，无法准确对其螺旋桨特性参数进行测试。一种如中国实用新型CN202582901U中公告的发动机测试台架装置，其仅仅能够实现一般性能参数的测试，但其无法实现对发动机负载为螺旋桨时的性能参数的测试。
因此，确有必要对现有技术进行改进以解决现有技术之不足。
发明内容：
本发明提供一种航空活塞发动机地面测试台架装置（系统），其既能够实现传统发电机所具有的一般性能参数的测试，又能够实现当发动机负载为螺旋桨时性能参数的测试。
本发明采用如下技术方案：一种航空活塞发动机地面测试台架系统，其包括：发动机测试台架装置、带螺旋桨航空活塞发动机、冷却系统、燃油系统、控制系统、数据采集卡、信号放大器和工业计算机，所述航空活塞发动机地面测试台架系统中通过工业计算机向控制系统发出命令，控制带螺旋桨航空活塞发动机采取相应动作，通过各种传感器采集航空活塞发动机的不同特性参数，由信号放大器将微弱的传感器信号放大后，送至数据采集卡，并送至工业计算机处理、保存和显示数据。
所述带螺旋桨航空活塞发动机通过连接法兰与扭转台主轴连接，扭转台主轴上固结的横臂向扭矩传感器施压产生扭矩。
所述浮动架通过浮动架吊臂与浮动架支撑实现铰接，并对推力传感器施压产生推力。
所述燃油系统包括有燃油箱、燃油泵、燃油滤清器、单向阀、三通、四通、燃油软管及燃油压力传感器，所述燃油箱出口连接一个燃油滤清器，燃油滤清器的出口接一个三通，分别接两个串接的油泵和两个串接的单向阀，燃油泵和单向阀的出口处再接一个四通，分别与发动机进油口和燃油压力传感器连接。
所述发动机测试台架装置为可移动式或者可升降式。
所述发动机测试台架装置的两侧包括有使台架达到测试要求的升降支柱，以及实现发动机测试台架装置自由移动的滚轮及推动把手。
本发明具有如下有益效果：
（1）设计采用的航空活塞发动机地面测试台架系统中利用两个推力传感器，根据力的平衡即可简单测取带螺旋桨航空活塞发动机的螺旋桨特性主要性能参数：推力、扭矩等。
（2）设计采用的燃油系统由两个油泵和两个单向阀之间通过一个四通并联组成，保证了燃油供给的高可靠性。
（3）设计采用的台架装置使用可移动、可升降式支撑，增加了测试台架的灵活性。
（4）设计采用的测试系统操作简便，工作可靠。
附图说明：
图1为本发明航空活塞发动机地面测试台架系统的立体结构示意图。
图2为图1所示的航空活塞发动机地面测试台架系统中的M的局部放大正视图。
图3为图1所示的航空活塞发动机地面测试台架系统中的N的局部放大侧视图。
图4为图1所示的航空活塞发动机地面测试台架系统中的燃油系统的示意图。
具体实施方式：
请参照图1所示，本发明航空活塞发动机地面测试台架装置（系统）主要包括：发动机测试台架装置101、带螺旋桨航空活塞发动机105、冷却系统109、燃油系统110、控制系统111、数据采集卡112、信号放大器113和工业计算机114。
请参照图1并结合图2至图3所示，其中发动机测试台架装置101的主要构成结构为：带螺旋桨航空活塞发动机105通过连接法兰104与扭转台106主轴花键连接，扭转台106通过滚子轴承107跨接在浮动架103上。扭转台106主轴上固结的横臂向扭矩传感器②施压产生扭矩。浮动架103通过浮动架吊臂309与浮动架支撑308实现铰接，并对推力传感器①施压产生推力，浮动架支撑308固结在发动机测试台架装置101上，浮动架支撑308和浮动架吊臂309之间通过轴承301、端盖302、螺栓303和空心轴304等结构所组成的螺栓连接的方式连接，浮动架吊臂309和浮动架103通过轴承305、轴306和螺母307等结构所组成的螺栓连接的方式连接。
发动机测控系统的主要构成结构为：带螺旋桨航空活塞发动机105相关参数传感器（包括对推力传感器①施压产生的推力、向扭矩传感器②施压产生的扭矩）输出端连接信号放大器113输入端，信号放大器113输出端连接数据采集卡112输入端，数据采集卡112输出端连接工业计算机114输入端，工业计算机114输出端连接控制系统111输入端，冷却系统109、燃油系统110、控制系统111输出端连接发动机105。
请参照图4所示，本发明发动机测试台架装置101的燃油系统110由燃油箱、燃油泵、燃油滤清器、单向阀、三通、四通、燃油软管及燃油压力传感器组成。燃油箱出口连接一个燃油滤清器；燃油滤清器的出口接一个三通，分别接两个串接的油泵和两个串接的单向阀；燃油泵和单向阀的出口处再接一个四通，分别与发动机进油口和燃油压力传感器连接。其中两个燃油泵和两个单向阀之间通过一个四通并联在一起，以此保证了燃油供给的高可靠性。
请参照如1并结合图2至图4所示，本发明航空活塞发动机地面测试台架系统，通过工业计算机114向控制系统111发出命令（如起动、点火、喷油、停车等），控制带螺旋桨航空活塞发动机105的相应动作；通过各种传感器（如温度、压力、推力、扭矩等）采集航空活塞发动机不同特性参数，由信号放大器113将微弱的传感器信号放大后，送至数据采集卡112，并送至工业计算机114处理、保存和显示数据；冷却系统109为发动机的正常工作提供有力的保障，能够确保发动机在正常温度范围内运行；燃油系统110能够满足发动机在起动和运行时的对燃油量需求不同的特性。
带螺旋桨航空活塞发动机105通过连接法兰104与扭转台106主轴花键连接，发动机开机后，螺旋桨特性扭矩通过扭转台106主轴上固结的横臂，作用在扭矩传感器②上，产生的压力与横臂的长度之积即为发动机扭矩。
发动机推力施加在扭转台106主轴上，并通过绕浮动支撑308旋转的浮动架103施加在推力传感器①上。传感器测量值即为实测发动机推力值。
在实际应用中，考虑到发动机测试台架的搬运和测试场地的问题，可将台架设计为可移动、可升降式的，具体的如图2所示，其可方便的将发动机测试台架推至测试场，并针对不同的测试场，通过调整台架两侧的四根升降支柱201以使台架达到测试要求。需要转移台架时，将升降支柱201收起，放下滚轮203，推动把手108可实现台架的自由移动。
本发明提供了一种航空活塞发动机地面测试台架系统，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作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。
Claims (6)
1.一种航空活塞发动机地面测试台架系统，其包括：发动机测试台架装置、带螺旋桨航空活塞发动机、冷却系统、燃油系统、控制系统、数据采集卡、信号放大器和工业计算机，其特征在于：所述航空活塞发动机地面测试台架系统中通过工业计算机向控制系统发出命令，控制带螺旋桨航空活塞发动机采取相应动作，通过各种传感器采集航空活塞发动机的不同特性参数，由信号放大器将微弱的传感器信号放大后，送至数据采集卡，并送至工业计算机处理、保存和显示数据。
2.如权利要求1所述的航空活塞发动机地面测试台架系统，其特征在于：所述带螺旋桨航空活塞发动机通过连接法兰与扭转台主轴连接，扭转台主轴上固结的横臂向扭矩传感器施压产生扭矩。
3.如权利要求2所述的航空活塞发动机地面测试台架系统，其特征在于：所述浮动架通过浮动架吊臂与浮动架支撑实现铰接，并对推力传感器施压产生推力。
4.如权利要求3所述的航空活塞发动机地面测试台架系统，其特征在于：所述燃油系统包括有燃油箱、燃油泵、燃油滤清器、单向阀、三通、四通、燃油软管及燃油压力传感器，所述燃油箱出口连接一个燃油滤清器，燃油滤清器的出口接一个三通，分别接两个串接的油泵和两个串接的单向阀，燃油泵和单向阀的出口处再接一个四通，分别与发动机进油口和燃油压力传感器连接。
5.如权利要求4所述的航空活塞发动机地面测试台架系统，其特征在于：所述发动机测试台架装置为可移动式或者可升降式。
6.如权利要求5所述的航空活塞发动机地面测试台架系统，其特征在于：所述发动机测试台架装置的两侧包括有使台架达到测试要求的升降支柱，以及实现发动机测试台架装置自由移动的滚轮及推动把手。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C02 | Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001) | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20130724 |