CN111369859A - 飞机发动机状态模拟实训装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机发动机状态模拟实训装置及方法，装置包括进气道、模拟缸和排气道，各舱依次连通，径向密封、轴向开口；进气道包括用于实时检测进气压力的压力传感器；模拟缸包括加压组件、加热组件和散热组件，各组件协同工作调整模拟缸内气体状态以模拟发动机不同工作状态；排气道包括压力传感器和热电偶，用于实时监测排气压力和温度。通过加压组件、加热组件和散热组件工作，调整模拟缸内气体状态，通过进气道和排气道内压力传感器实时检测进气压力和排气压力，并将测得排气压力和进气压力进行PID运算，得出该条件发动机状态模拟装置的推力；解决实训载体难求，实训过程复杂，发动机的工作过程、状态参数和故障类型不能模拟重现等问题。

Description

飞机发动机状态模拟实训装置及方法

技术领域

本发明属于飞机发动机状态模拟试验领域，特别是涉及一种飞机发动机状态模拟实训装置及方法。

背景技术

模拟飞机发动机状态的实训装置可以模拟飞机发动机的转速、温度和推力，通过操纵控制面板上的操控装置来控制和感知飞机发动机的工作状态，以逼真模拟飞机发动机的各种工作状态，可用于从事飞机机务维修工作的初学者演示飞机发动机工作过程、工作状态的检测和判定以及故障的分析与维修，具有一定的实用性、可视性和可操作性。

现有的飞机发动机实训装置结构十分复杂，价格相当昂贵，实训成本太高，存在安全隐患，需要专门的工装设备和安全防护，精度要求很高，导致试车困难，只适合于发动机的拆装认识实训，不能对发动机的工作过程、状态参数和故障类型进行模拟和重现，实训效果不好，严重影响了学习者的操作体验，制约了工程实践教学质量的提高。

发明内容

本发明的目的在于针对现有技术的不足之处，提供一种能够模拟重现发动机工作过程、状态参数和故障类型的飞机发动机状态模拟实训装置及方法。

本发明提供的这种飞机发动机状态模拟实训装置，它包括进气道、模拟缸和排气道，各部依次连通，径向密封、轴向开口；进气道包括用于实时检测进气压力的压力传感器；模拟缸包括加压组件、加热组件和散热组件，各组件协同工作调整模拟缸内气体状态以模拟发动机不同工作状态；排气道包括压力传感器和热电偶，用于实时监测排气压力和温度。

进一步的，所述进气道还包括进气罩和传感器支架；进气罩为整体件，包括圆柱段和圆锥段；传感器支架包括安装螺母和若干连接筋，安装螺母位于进气道轴向中心，各连接筋均布于安装螺母和圆柱段之间。

为了便于装配，所述进气道还包括连接法兰盘，连接法兰盘同轴设置于进气罩的圆锥段外以与所述模拟缸装配。

在一个具体实施方式中，所述模拟缸包括第一单元舱、第二单元舱和第三单元舱；各单元舱结构相同，单元舱为圆筒舱体，其两端设有法兰盘，其舱壁设电气接口和安装口，第二单元舱外设便于操控的手柄，述第一单元舱和所述第三单元舱外均设基座，基座通过抱箍设置于舱壁下；各节单元舱法兰连接。

作为优选，所述加压组件包括风扇叶片和风扇电机；风扇电机外壁均布多跟连接杆，连接杆杆体上设转速传感器、外端设有螺纹孔，风扇电机置于所述第一单元舱内通过穿过安装口的螺栓拧入螺纹孔内紧固；风扇叶片与风扇电机的输出轴相连。

作为优选，所述加热组件包括外套和加热体；外套为圆柱套，轴向开口处可拆卸连接丝网，径向外设有固定孔；加热体可拆卸连接于外套内，外套通过穿过安装口和固定孔的紧固件与所述第二单元舱紧固。

进一步的，在所述外套的套壁上设径向槽口，径向槽口内设安装板；所述加热体为U型加热体，开口端与安装板可拆卸连接。

作为优选，所述散热组件与所述加压组件结构相同，散热组件的电机同轴装配于所述第三单元舱内。

在一个具体实施方式中，所述排气道包括锥形舱体和圆柱舱体；锥形舱体的大径端外设法兰盘以与所述模拟缸相连、小径端与圆柱舱体相连；圆柱舱体外关于其轴心呈环形阵列布置多个螺纹套用以安装热电偶，圆柱舱内设传感器支架用以安装压力传感器。

本发明还提供了一种飞机发动机状态模拟实训方法，该方法运用上述装置为工具，包括如下步骤：

步骤一、控制进气道内压力传感器工作，实时检测进气压力；

步骤二、控制加压组件、加热组件和散热组件工作，调整模拟缸内气体状态；

步骤三、控制排气道内压力传感器和热电偶工作，实时检测排气压力和温度；

步骤四、将测得排气压力和进气压力进行PID运算，计算推力比，得出该输入条件下发动机状态模拟装置的推力，进行一个发动机状态的模拟；

步骤五、重复步骤一至步骤四，调整加压组件、加热组件和散热组件的输入，即可得出相应输入条件下发动机状态模拟装置的推力，进行不同发动机状态的模拟。

本发明在使用时，通过加压组件、加热组件和散热组件工作，调整模拟缸内气体状态，并通过进气道和排气道内压力传感器实时检测进气压力和排气压力，并将测得排气压力和进气压力进行PID运算，计算推力比，得出该输入条件下发动机状态模拟装置的推力；有效的解决了实训载体难求，实训过程复杂，发动机的工作过程、状态参数和故障类型不能模拟和重现，实训成本太高，教学效果不好，存在重大安全隐患等问题，为飞机仪表实训系统的设计与开发提供了可借鉴的经验。

附图说明

图1为本发明一个优选实施例立体示意图。

图2为本优选实施例中进气道的剖视放大示意图。

图3为本优选实施例中第一单元舱与加压组件的剖视放大示意图。

图4为本优选实施例中第二单元舱与加热组件的剖视放大示意图。

图5为本优选实施例中第三单元舱与散热组件的剖视放大示意图。

图6为本优选实施例中排气道的剖视放大示意图。

图示序号：

1—进气道，

11—进气罩，

12—传感器支架、121—安装螺母、122—连接筋，

13—进气压力传感器；

2—模拟缸，

21—第一单元舱，22—第二单元舱，23—第三单元舱，

24—加压组件、241—风扇叶片、242—风扇电机、243—连接杆、244—转速传感器，

25—加热组件、251—加热体、252—外套、253—丝网、254—安装板，

26—散热组件；

3—排气道，31—锥形舱体，32—圆柱舱体，33—螺纹套；

4—电气接头；5—法兰盘；6—手柄；7—基座；8—热电偶；

9—排气压力传感器。

具体实施方式

如图1所示，本实施例公开的这种飞机发动机状态模拟实训装置，包括依次法兰连接的进气道1、模拟缸2和排气道3，各连接面均设置密封圈以保证径向密封，轴向一端用于气体输入，另一端用于气体排出。

如图2所示，进气道1包括进气罩11、传感器支架12和进气压力传感器13。进气罩11为整体件，包括圆柱段和圆锥段，圆柱段舱壁上设电气接头4，圆锥段的大径端与圆柱段连接，小径端外设法兰盘5以与模拟缸装配。传感器支架12包括安装螺母121和三根连接筋122，三根连接筋的内端与安装螺母焊接、外端与圆柱段的内壁焊接，相互之间夹角为120°，保证安装螺母位于进气道的轴向中心。进气压力传感器13螺纹连接于安装螺母处用以实时监测进气压力。

如图1所示，模拟缸2包括第一单元舱21、第二单元舱22和第三单元舱23；各单元舱结构相同，单元舱为圆筒舱体，其两端设有法兰盘，其舱壁设电气接口和用于装配加压组件24、加热组件25和散热组件26的安装口；第二单元舱外设便于操控的手柄6作为装置的提手，方便提取、拆装和维修；第一单元舱和第三单元舱外均设基座7，基座通过抱箍设置于舱壁下，以便于整个装置的固定、扣紧和接地，以提高安全性和稳定性。

如图3所示，加压组件24装配于第一单元舱21内，它包括风扇叶片241和风扇电机242；风扇电机外壁均布四跟连接杆243，其中一对连接杆的杆体上设转速传感器244、外端设有螺纹孔，风扇叶片与风扇电机的输出轴相连。加压组件装配于第一单元舱内，装配时将风扇电机置于第一单元舱轴心，使连接杆上螺纹孔与第一单元舱舱壁上的安装口对齐，然后通过穿过安装口的螺栓拧入螺纹孔内完成紧固。

如图4所示，加热组件25装配于第二单元舱22内，它由加热体251和包覆加热体的外套252构成；加热体251为U型加热体，其开口端两端部外设螺纹；外套252为圆柱套，其轴向中心设有方形通孔，通孔两端通过紧固件连接丝网253，套壁上沿径向设有贯穿的固定孔，套壁上还设径向槽口，径向槽口内设安装板254。装配时，将加热体置于外套的方形通孔内，开口端穿过安装板后通过螺母锁紧，再安装丝网封闭外套的轴向两端；加热组件装配完成后，置于第二单元舱内使外套外的固定孔与第二单元舱上的安装口对齐后通过配套的紧固件锁紧。

如图5所示，散热组件26与加压组件结构相同，区别在于散热组件中电机外的连接杆上无需设置转速传感器；装配时将散热组件的电机同轴装配于第三单元舱内。

装配时先将加压组件、加热组件和散热组件分别装配于对应的单元舱内，然后将各舱依次法兰连接，装配完成后将第一单元舱与进气道的圆锥段小径端法兰连接，第三单元舱与排气道法兰连接。

如图6所示，排气道3包括锥形舱体31和圆柱舱体32；锥形舱体的大径端外设法兰盘以与模拟缸相连、小径端与圆柱舱体相连；圆柱舱体外关于其轴心呈环形阵列布置四个螺纹套33用以安装热电偶8，以保证两对热电偶均匀安装在排气道出口处，彼此之间互成90°，且在同一个水平面；圆柱舱内设传感器支架12用以安装排气压力传感器9。

运用本实施例进行实训模拟时，详细方法如下：

1、通过进气压力传感器实时采集进气压力信息；

2、控制加压组件、加热组件和散热组件正常工作；

3、转速传感器实时采集加压组件处转叶式风扇叶片的转速信息，得到转速值；

4、排气道内压力传感器实时采集排气压力信息，与进气压力传感器采集的进气压力信息进行PID运算，得出推力比并可在推力表上显示发动机状态模拟装置的推力；

5、排气口的两对热电偶实时采集排气口的温度信息，得到排气端的温度值；

6、重复1—5，可自动或人为调节加压组件、加热组件和散热组件的输入量，即可显示飞机发动机模拟装置的各种工作状态。

本发明在使用时，通过加压组件、加热组件和散热组件工作，调整模拟缸内气体状态，并通过进气道和排气道内压力传感器实时检测进气压力和排气压力，并将测得排气压力和进气压力进行PID运算，计算推力比，得出该输入条件下发动机状态模拟装置的推力；有效的解决了实训载体难求，实训过程复杂，发动机的工作过程、状态参数和故障类型不能模拟和重现，实训成本太高，教学效果不好，存在重大安全隐患等问题，为飞机仪表实训系统的设计与开发提供了可借鉴的经验。

Claims (10)

1.一种飞机发动机状态模拟实训装置，其特征在于：它包括进气道、模拟缸和排气道，各部依次连通，径向密封、轴向开口；

进气道包括用于实时检测进气压力的压力传感器；

模拟缸包括加压组件、加热组件和散热组件，各组件协同工作调整模拟缸内气体状态以模拟发动机不同工作状态；

排气道包括压力传感器和热电偶，用于实时监测排气压力和温度。

2.如权利要求1所述的飞机发动机状态模拟实训装置，其特征在于：所述进气道还包括进气罩和传感器支架；进气罩为整体件，包括圆柱段和圆锥段；传感器支架包括安装螺母和若干连接筋，安装螺母位于进气道轴向中心，各连接筋均布于安装螺母和圆柱段之间。

3.如权利要求2所述的飞机发动机状态模拟实训装置，其特征在于：所述进气道还包括连接法兰盘，连接法兰盘同轴设置于进气罩的圆锥段外以与所述模拟缸装配。

4.如权利要求1所述的飞机发动机状态模拟实训装置，其特征在于：所述模拟缸包括第一单元舱、第二单元舱和第三单元舱；各单元舱结构相同，单元舱为圆筒舱体，其两端设有法兰盘，其舱壁设电气接口和安装口，第二单元舱外设便于操控的手柄，述第一单元舱和所述第三单元舱外均设基座，基座通过抱箍设置于舱壁下；各节单元舱法兰连接。

5.如权利要求4所述的飞机发动机状态模拟实训装置，其特征在于：所述加压组件包括风扇叶片和风扇电机；风扇电机外壁均布多跟连接杆，连接杆杆体上设转速传感器、外端设有螺纹孔，风扇电机置于所述第一单元舱内通过穿过安装口的螺栓拧入螺纹孔内紧固；风扇叶片与风扇电机的输出轴相连。

6.如权利要求4所述的飞机发动机状态模拟实训装置，其特征在于：所述加热组件包括外套和加热体；外套为圆柱套，轴向开口处可拆卸连接丝网，径向外设有固定孔；加热体可拆卸连接于外套内，外套通过穿过安装口和固定孔的紧固件与所述第二单元舱紧固。

7.如权利要求6所述的飞机发动机状态模拟实训装置，其特征在于：所述外套的套壁上设径向槽口，径向槽口内设安装板；所述加热体为U型加热体，开口端与安装板可拆卸连接。

8.如权利要求4所述的飞机发动机状态模拟实训装置，其特征在于：所述散热组件与所述加压组件结构相同，散热组件的电机同轴装配于所述第三单元舱内。

9.如权利要求1所述的飞机发动机状态模拟实训装置，其特征在于：所述排气道包括锥形舱体和圆柱舱体；锥形舱体的大径端外设法兰盘以与所述模拟缸相连、小径端与圆柱舱体相连；圆柱舱体外关于其轴心呈环形阵列布置多个螺纹套用以安装热电偶，圆柱舱内设传感器支架用以安装压力传感器。

10.一种飞机发动机状态模拟实训方法，其特征在于，该方法运用权利要求1—9中任项所述装置为工具，包括如下步骤：

步骤一、控制进气道内压力传感器工作，实时检测进气压力；

步骤二、控制加压组件、加热组件和散热组件工作，调整模拟缸内气体状态；

步骤三、控制排气道内压力传感器和热电偶工作，实时检测排气压力和温度；

步骤四、将测得排气压力和进气压力进行PID运算，计算推力比，得出该输入条件下发动机状态模拟装置的推力，进行一个发动机状态的模拟；

步骤五、重复步骤一至步骤四，调整加压组件、加热组件和散热组件的输入，即可得出相应输入条件下发动机状态模拟装置的推力，进行不同发动机状态的模拟。

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