CN108982602A - 航空发动机进气道电容式静电感应监测系统 - Google Patents

航空发动机进气道电容式静电感应监测系统 Download PDF

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汤鑫豪
王荣
张清文
罗煊
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Abstract

一种航空发动机进气道电容式静电感应监测系统。其包括进气道电容式静电传感器、数据采集系统和成像计算机；进气道电容式静电传感器包括弧形电容极板、隔离电极、绝缘介质层和电容极板引线；数据采集系统包括电路板基体和依次相连的交流激励器、A/D转换器和通讯电路。本发明效果：进气道电容式静电传感器安装于航空发动机进气道延长管内圆周面上，可监测高速气流环境下外来物产生的电容极板间介电常数的变化，实现对吸入物的在线监控；可以实时监测分析，适合民用及军用飞机航空发动机搭载；非侵入性监测，不影响航空发动机进气道的气动外形，可避免产生进气道附近的流场扰动；进气道附近颗粒物分布符合“软场”测量特征，测量结果精度较高。

Description

航空发动机进气道电容式静电感应监测系统
技术领域
本发明涉及一种航空发动机工作特性指示技术和装置，更具体地涉及一种航空发动机进气道电容式静电感应监测系统，属于航空发动机状态监控与视情维修技术领域。
背景技术
航空发动机作为航空器的动力之源，结构复杂，因此其系统的安全性与可靠性要求极高，其视情维修是通过对航空发动机部件或系统完成其功能状态的预计性诊断，预估部件的正常工作时间及剩余寿命，根据预测结果，结合资源可用性及部件使用需求对维修活动做出适当决策。
航空器视情维修的前提是对航空发动机进行状态监控，即实时采集航空发动机的状态参数，对源数据分析并提取出其中所包含的航空发动机运行状态信息，据此判断航空发动机当前的健康状态，进而制定出经济合理的航空发动机维修决策。为实现航空发动机视情维修的功能，必须解决航空发动机关键部件，尤其是航空发动机气路部件的状态监测问题。由于航空发动机气路部件长期工作在恶劣的环境下，因此成为故障的主要发生源。据统计，航空发动机气路部件故障占整机故障的90％以上，其维护费用占航空发动机总体维护费用的60％。其中，作为航空发动机气路故障重要原因之一的外来物(FO，ForeignObject)事件，仅2013年，全国各机场、航空公司和飞机维修公司等单位上报发生在中国大陆地区的就有3160起，其中事故征候1706起，外来物事故症候占总事故征候数的比例为54％，是第一大事故征候类型；此外，外来物事件对航空公司的经济运行成本有巨大影响，美国每年因外来物造成的维修以及无法放行、航班延误等一系列干扰航班和机场正常运行的费用高达7.2亿美元(约为44亿人民币)。因此，气路部件状态监测和故障诊断，尤其是对外来物的损失机理监控在航空发动机状态监控中占有重要地位。
发明内容
为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种能够提高飞行安全，同时降低维修次数和维护成本的航空发动机进气道电容式静电感应监测系统。
为了达到上述目的，本发明提供的航空发动机进气道电容式静电感应监测系统包括进气道电容式静电传感器、数据采集系统和成像计算机；其中进气道电容式静电传感器包括弧形电容极板、隔离电极、绝缘介质层和电容极板引线；所述的弧形电容极板共有偶数块，依次围成环形并通过绝缘介质层固定在航空发动机的进气道延长管的内圆周面上，其中位置相对的两块弧形电容极板4组成一个电极对；相邻弧形电容极板间分别设有一个隔离电极，以避免在测量时各个弧形电容极板之间静电信号相互干扰；每根电容极板引线的内端连接在一块弧形电容极板上，外端贯穿进气道延长管上的开孔后向外引出；数据采集系统包括电路板基体和依次相连的交流激励器、A/D转换器和通讯电路；交流激励器连接多根电容极板引线的外端，通讯电路则连接成像计算机。
所述的进气道延长管上开孔内设有用于固定电容极板引线的弹顶接头。
所述的弧形电容极板的数量为8块。
所述的绝缘介质层采用陶瓷片。
本发明提供的航空发动机进气道电容式静电感应监测系统具有如下优点与积极效果：
1、进气道电容式静电传感器安装于航空发动机进气道延长管内圆周面上，可监测高速气流环境下外来物产生的电容极板间介电常数的变化，实现对吸入物的在线监控；
2、可以实时监测分析，适合民用及军用飞机航空发动机搭载；
3、非侵入性监测，不影响航空发动机进气道的气动外形，可避免产生进气道附近的流场扰动；
4、进气道附近颗粒物分布符合“软场”测量特征，测量结果精度较高。
附图说明
图1是本发明提供的航空发动机进气道电容式静电感应监测系统构成示意图。
图2是进气道电容式静电传感器装配示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明提供的航空发动机进气道电容式静电感应监测系统进行详细说明。
如图1、图2所示，本发明提供的航空发动机进气道电容式静电感应监测系统包括进气道电容式静电传感器1、数据采集系统2和成像计算机3；其中进气道电容式静电传感器1包括弧形电容极板4、隔离电极5、绝缘介质层6和电容极板引线7；所述的弧形电容极板4共有偶数块，依次围成环形并通过绝缘介质层6固定在航空发动机的进气道延长管9的内圆周面上，其中位置相对的两块弧形电容极板4组成一个电极对；相邻弧形电容极板4间分别设有一个隔离电极5，以避免在测量时各个弧形电容极板4之间静电信号相互干扰；每根电容极板引线7的内端连接在一块弧形电容极板4上，外端贯穿进气道延长管6上的开孔后向外引出；数据采集系统2包括电路板基体和依次相连的交流激励器、A/D转换器和通讯电路；交流激励器连接多根电容极板引线7的外端，通讯电路则连接成像计算机3。
所述的进气道延长管8上开孔内设有用于固定电容极板引线7的弹顶接头9。
所述的弧形电容极板4的数量为8块。
所述的绝缘介质层6采用陶瓷片。
现将本发明提供的航空发动机进气道电容式静电感应监测系统的工作原理阐述如下：
在气流未流过弧形电容极板4的初始状态下，电极对间充满介电常数近似为1的空气。当航空发动机启动运行后，气流将经过进气道延长管8和多对弧形电容极板4而流入航空发动机内部，若航空发动机吸入的气流中带有外来物，气流中的物质成分会发生改变，两相流动介质的不同相分布会引起电极对间介电常数变化，从而改变电容值的大小，这时电容极板引线7分别将多组电极对测得的微小电容值传送给数据采集系统2的交流激励器，由交流激励器转化为相应的电压值，然后由A/D转换器进行模数转换，之后通过通讯电路传送给成像计算机3，最后由成像计算机3利用图像重建算法完成对外来物分布图像的重构，可以得到进气道延长管8截面上的相分布图像，工作人员可据此来评估这些外来物是否会对航空发动机造成损害，由此达到对航空发动机外来物进行实时监测的目的。

Claims (4)

1.一种航空发动机进气道电容式静电感应监测系统，其特征在于：所述的航空发动机进气道电容式静电感应监测系统包括进气道电容式静电传感器(1)、数据采集系统(2)和成像计算机(3)；其中进气道电容式静电传感器(1)包括弧形电容极板(4)、隔离电极(5)、绝缘介质层(6)和电容极板引线(7)；所述的弧形电容极板(4)共有偶数块，依次围成环形并通过绝缘介质层(6)固定在航空发动机的进气道延长管(9)的内圆周面上，其中位置相对的两块弧形电容极板(4)组成一个电极对；相邻弧形电容极板(4)间分别设有一个隔离电极(5)，以避免在测量时各个弧形电容极板(4)之间静电信号相互干扰；每根电容极板引线(7)的内端连接在一块弧形电容极板(4)上，外端贯穿进气道延长管(6)上的开孔后向外引出；数据采集系统(2)包括电路板基体和依次相连的交流激励器、A/D转换器和通讯电路；交流激励器连接多根电容极板引线(7)的外端，通讯电路则连接成像计算机(3)。
2.根据权利要求1所述的航空发动机进气道电容式静电感应监测系统，其特征在于：所述的进气道延长管(8)上开孔内设有用于固定电容极板引线(7)的弹顶接头(9)。
3.根据权利要求1所述的航空发动机进气道电容式静电感应监测系统，其特征在于：所述的弧形电容极板(4)的数量为8块。
4.根据权利要求1所述的航空发动机进气道电容式静电感应监测系统，其特征在于：所述的绝缘介质层(6)采用陶瓷片。
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