CN112179635A - 一种航空发动机燃油喷口性能检测方法及装置 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机燃油喷口性能检测方法，包括以下步骤：步骤1，将需要检测的喷口手动装夹到性能检测装置上，打开球阀一；启动摄像头；步骤2，流量测试阶段，在操作界面选定自动操作；步骤9，滞回率检测，在操作界面选定滞回检测；步骤16，通过雾锥角度、流量值以及滞回率得出喷口的性能指标，当雾锥角度、流量值及滞回率不在标准范围内时，喷口检测不合格；当雾锥角度、流量值及滞回率在标准范围内时，喷口检测合格。保证了发动机喷口性能的测试需求，该检测方法简单易实现，检测装置具有检测准确、重复精度高、压力稳定、检测时间短等特点，可推广应用于其他型号喷口或其他相关发动机零组件的性能检测，应用范围广。

Description

一种航空发动机燃油喷口性能检测方法及装置

技术领域

本发明属于航空发动机燃油喷口的试验与测试技术领域，具体涉及一种航空发动机燃油喷口性能检测方法及装置。

背景技术

燃油喷口是飞机发动机中一个重要的组成部分，其性能关系到飞机发动机整体的性能乃至飞机的性能，因此在生产完成后必须对喷口的性能进行全面的分析与检测，要实现喷口的检测，就需要配套专门用来测试的试验器对喷口的各项性能进行严格的测试。本发明涉及的一种航空发动机燃油喷口性能检测方法及装置，可靠有效的解决了燃油喷口的性能测试。

现有燃油喷口试验器为手动操作阀门，控制喷口进油压力，手动控制触针，进行雾锥测量，检测测量精度低，操作不便，难以满足发动机研发生产需求。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机燃油喷口性能检测方法及装置，将伺服变频自动调压应用于喷口性能检测，采用自动调压，计算机控制系统自动判断压力是否稳定，自动采集喷口流量数据；控制摄像头自动采集喷口喷出雾锥形态，通过图像处理系统自动处理、分析、计算出喷口滞后率。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种航空发动机燃油喷口性能检测方法，包括以下步骤：

步骤1，将需要检测的喷口手动装夹到性能检测装置上，打开球阀一；启动摄像头，通过摄像头采集各个压力值下的喷口雾锥图像，传输至摄像控制器，通过摄像控制器得出雾锥角度，传输至工控机；

步骤2，流量测试阶段，在操作界面选定自动操作；

步骤3，自动启动伺服电机油泵组，打开第一两位两通电磁阀，打开第二两位两通电磁阀，关闭第三两位两通电磁阀，打开第四两位两通电磁阀，油液经过伺服电机油泵组，形成压力油源，通过第一过滤器、第二过滤器、小流量计，进入到喷口，喷口喷出油液；

步骤4，通过小压力传感器显示实时压力参数，工控机通过小压力传感器反馈的压力数值，调整伺服电机油泵组转速，改变管路内油液压力，直到达到第一设定的压力值，压力稳定后，自动读取小流量计的流量值，存储该点压力下的流量数据；

步骤5，重复步骤4，达到第二个设定压力值，存储该点压力下的流量数据；

步骤6，关闭第一两位两通电磁阀、关闭第二两位两通电磁阀，打开第三两位两通电磁阀，关闭第四两位两通电磁阀，油液通过第一过滤器、第二过滤器及大流量计进入到喷口，喷口喷出油液；

步骤7，大压力传感器显示实时压力参数，工控机通过大压力传感器反馈的压力数值，调整伺服电机油泵组转速，改变管路内油液压力，直到达到第三设定的压力值，压力稳定后，自动读取大流量计的流量值，存储该点压力下的流量数据；

步骤8，重复步骤7，进行下一压力点测试，直至流量测试结束；

步骤9，滞回率检测，在操作界面选定滞回检测；

步骤10，自动启动伺服电机油泵组，关闭第一两位两通电磁阀，关闭第二两位两通电磁阀，打开第三两位两通电磁阀，关闭第四两位两通电磁阀，油液通过第一过滤器、第二过滤器及大流量计进入到喷口，喷口喷出油液；

步骤11，大压力传感器显示实时压力参数，工控机通过大压力传感器反馈的压力数值，调整伺服电机油泵组转速，改变管路内油液压力，直到达到设定的压力值，压力稳定后，自动读取大流量计的流量值；

步骤12，通过工控机控制伺服电机油泵组的变频器转速，加大伺服电机油泵组转速，压力上升超过设定压力值，再通过工控机控制伺服电机油泵组的变频器转速，减小伺服电机油泵组转速，压力下降，达到设定的压力值，压力稳定后，自动读取大流量计的流量值，通过大流量计读取的流量值得出喷口滞回率，完成检测；

步骤15，重复步骤11和步骤12，至所有压力点滞回检测完成；

步骤16，通过雾锥角度、流量值以及滞回率得出喷口的性能指标，当雾锥角度、流量值及滞回率不在标准范围内时，喷口检测不合格；当雾锥角度、流量值及滞回率在标准范围内时，喷口检测合格。

一种航空发动机燃油喷口性能检测装置，包括油箱、伺服电机油泵组、摄像头和工控机，，所述油箱内设置有油箱空气过滤器、油箱温度传感器、液位传感器及油箱过滤器；所述伺服电机油泵组通过管路分别与球阀一一端、第一过滤器一端及溢流阀一端相连，球阀一另一端与油箱过滤器连接，溢流阀另一端的管路延伸至油箱内，第一过滤器另一端通过管路分别与第一针型阀一端、第二针型阀一端及第二过滤器一端相连，第一针型阀和第二针型阀的回油管延伸至油箱内，第二针型阀与第二过滤器之间的管路上设置有压力表，第二过滤器另一端通过管路依次与第一两位两通电磁阀一端、第一蓄能器、管路温度传感器及第一连接管路一端相连，第一两位两通电磁阀另一端与第二蓄能器连接，第一连接管路另一端分别与第二两位两通电磁阀一端和第三两位两通电磁阀一端相连，第二两位两通电磁阀另一端和第三两位两通电磁阀另一端分别与大流量计一端和小流量计一端相连，大流量计另一端和小流量计另一端均与第二连接管路进口相连，第二连接管路其中一个出口依次与大压力传感器及第四两位两通电磁阀一端相连，第四两位两通电磁阀另一端与小压力传感器相连，第二连接管路的另一个出口与喷口相连，且喷口设置于罩体上，罩体与排风系统相连，所述油箱与循环过滤系统和冷却系统相连，摄像头通过三脚架正对罩体架设；

所述工控机输出端分别与打印机、显示屏连接，工控机输出端通过开关量数采卡分别与伺服电机油泵组的油泵、排风系统、冷却系统、循环过滤系统、第二两位两通电磁阀、第三两位两通电磁阀、第一两位两通电磁阀及第四两位两通电磁阀连接，所述工控机输出端通过模拟量数采卡与伺服电机油泵组的变频器连接，所述工控机输入端通过安全隔离栅分别与油箱温度传感器、大压力传感器、小压力传感器、液位传感器及油箱温度传感器连接，所述工控机输入端分别与大流量计及小流量计连接。

所述排风系统包括通风机、油雾分离器、球阀二，所述通风机通过管路依次与油雾分离器、球阀二及罩体相连，通风机与工控机连接。

所述冷却系统包括冷却泵、散热片、球阀三及球阀四，所述冷却泵一端通过散热片与球阀三一端连接，球阀三另一端与油箱连接，冷却泵另一端通过球阀四与油箱连接，冷却泵与工控机连接，当管路温度传感器反馈给工控机的温度超过设定温度时，通过工控机控制冷却系统启动。

所述循环过滤系统包括循环泵、球阀五、球阀六、第三过滤器及第四过滤器，循环泵一端通过球阀五与油箱连接，循环泵另一端依次与第三过滤器、第四过滤器及球阀六与油箱连接，循环泵与工控机连接，通过循环过滤系统对油箱进行清洁。

本发明的有益效果为：

本发明提出的一种航空发动机燃油喷口性能检测方法及装置，保证了发动机喷口性能的测试需求，保障了公司科研生产的顺利进行，该检测方法简单易实现，检测装置具有检测准确、重复精度高、压力稳定、检测时间短等特点，可推广应用于其他型号喷口或其他相关发动机零组件的性能检测，应用范围广。

在燃油喷嘴进口处安装有大小压力传感器，实时监测燃油进口油压，系统通过调整伺服电机油泵组转速改变燃油喷嘴的进口油压，达到所需压力值后，持续稳定，直至完成该压力下的参数采集，再进行下一个压力的检测，以此实现该系统的自动控压。

附图说明

图1本发明航空发动机燃油喷口性能检测装置示意图；

图2本发明航空发动机燃油喷口性能检测装置控制关系示意图；

1-球阀一，2-伺服电机油泵组，3-第一过滤器，4-溢流阀，5-第一针型阀，6-第二针型阀，7-压力表，8-第二过滤器，9-第一两位两通电磁阀，10-第一蓄能器，11-第二蓄能器，12-管路温度传感器，13-第二两位两通电磁阀，14-第三两位两通电磁阀，15-大流量计，16-小流量计，17-大压力传感器，18-小压力传感器，19-第四两位两通电磁阀，20-摄像头，21-排风系统，210-通风机，211-油雾分离器，212-球阀二，22-冷却系统，220-冷却泵，221-散热片，222-球阀三，223-球阀四，23-循环过滤系统，230-循环泵，231-球阀五，232-球阀六，233-第三过滤器，234-第四过滤器，24-喷口，25-空气过滤器，26-油箱温度传感器，27-液位传感器，28-油箱过滤器。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

如图1和图2所示，一种航空发动机燃油喷口性能检测方法，包括以下步骤：

步骤1，将需要检测的喷口24手动装夹到性能检测装置上，打开球阀一1；启动摄像头20，通过摄像头20采集各个压力值下的喷口24雾锥图像，传输至摄像控制器，通过摄像控制器获取喷口24雾锥图像的边界并进行测量得出雾锥角度，传输至工控机；

步骤2，流量测试阶段，在操作界面选定自动操作；

步骤3，自动启动伺服电机油泵组2，打开第一两位两通电磁阀9，打开第二两位两通电磁阀13，关闭第三两位两通电磁阀14，打开第四两位两通电磁阀19，航空煤油液经过伺服电机油泵组2抽出，形成压力油源，流经第一过滤器3，通过第一针型阀5和第二针型阀6调节试验所需的供油流压力，一部分航空煤油经过分别安装第一针型阀5和第二针型阀6的回油管回到油箱内，另一部分航空煤油经过通过第二过滤器8、小流量计16，进入到喷口24，喷口24喷出油液；

步骤4，通过小压力传感器18显示实时压力参数，工控机通过小压力传感器18反馈的压力数值，调整伺服电机油泵组2转速，改变管路内油液压力，直到达到第一设定的压力值0.24MPa，压力稳定后，自动读取小流量计16的流量值，存储该点压力下的流量数据；

步骤5，重复步骤4，达到第二个设定压力值0.48MPa，存储该点压力下的流量数据；

步骤6，关闭第一两位两通电磁阀9、关闭第二两位两通电磁阀13，打开第三两位两通电磁阀14，关闭第四两位两通电磁阀19，油液通过第一过滤器3、第二过滤器8及大流量计15进入到喷口24，喷口24喷出油液；

步骤7，大压力传感器17显示实时压力参数，工控机通过大压力传感器17反馈的压力数值，调整伺服电机油泵组2转速，改变管路内油液压力，直到达到第三设定的压力值1.24MPa，压力稳定后，自动读取大流量计15的流量值，存储该点压力下的流量数据；

步骤8，重复步骤7，进行下一压力点测试，直至流量测试结束；

步骤9，滞回率检测，在操作界面选定滞回检测；

步骤10，自动启动伺服电机油泵组2，关闭第一两位两通电磁阀9，关闭第二两位两通电磁阀13，打开第三两位两通电磁阀14，关闭第四两位两通电磁阀19，油液通过第一过滤器3、第二过滤器8及大流量计15进入到喷口24，喷口24喷出油液；

步骤11，大压力传感器17显示实时压力参数，工控机通过大压力传感器17反馈的压力数值，调整伺服电机油泵组2转速，改变管路内油液压力，直到达到设定的压力值1.24MPa，压力稳定后，自动读取大流量计15的流量值；

步骤12，通过工控机控制伺服电机油泵组2的变频器转速，加大伺服电机油泵组2转速，压力上升超过设定压力值1.24MPa，再通过工控机控制伺服电机油泵组2的变频器转速，减小伺服电机油泵组2转速，压力下降，达到设定的压力值1.24MPa，压力稳定后，自动读取大流量计15的流量值，通过大流量计15读取的流量值得出喷口24滞回率，完成检测；

步骤15，重复步骤11和步骤12，至所有压力点滞回检测完成；

步骤16，通过雾锥角度、流量值以及滞回率得出喷口24的性能指标，当雾锥角度、流量值及滞回率不在标准范围内时，喷口24检测不合格；当雾锥角度、流量值及滞回率在标准范围内时，喷口24检测合格。

一种航空发动机燃油喷口性能检测装置，包括油箱、伺服电机油泵组2、摄像头20和工控机，所述油箱内设置有油箱空气过滤器25、油箱温度传感器26、液位传感器27及油箱过滤器28；所述伺服电机油泵组2通过管路分别与球阀一1一端、第一过滤器3一端及溢流阀4一端相连，球阀一1另一端与油箱过滤器28连接，溢流阀4另一端的管路延伸至油箱内，第一过滤器3另一端通过管路分别与第一针型阀5一端、第二针型阀6一端及第二过滤器8一端相连，第一针型阀5和第二针型阀6的回油管延伸至油箱内，第二针型阀与第二过滤器8之间的管路上设置有压力表7，第二过滤器8另一端通过管路依次与第一两位两通电磁阀9一端、第一蓄能器10、管路温度传感器12及第一连接管路一端相连，第一两位两通电磁阀9另一端与第二蓄能器11连接，第一连接管路另一端分别与第二两位两通电磁阀13一端和第三两位两通电磁阀14一端相连，第二两位两通电磁阀13另一端和第三两位两通电磁阀14另一端分别与大流量计15一端和小流量计16一端相连，大流量计15另一端和小流量计16另一端均与第二连接管路进口相连，第二连接管路其中一个出口依次与大压力传感器17及第四两位两通电磁阀19一端相连，第四两位两通电磁阀19另一端与小压力传感器18相连，大压力传感器17及小压力传感器18用于实时监测燃油进口压力，第二连接管路的另一个出口与喷口24相连，且喷口24设置于罩体上，罩体与排风系统21相连，所述油箱与循环过滤系统23和冷却系统22相连，摄像头20通过三脚架正对罩体架设；

所述工控机输出端分别与打印机、显示屏连接，工控机输出端通过开关量数采卡分别与伺服电机油泵组2的油泵，排风系统21、冷却系统22、循环过滤系统23、第二两位两通电磁阀13、第三两位两通电磁阀14、第一两位两通电磁阀9及第四两位两通电磁阀19连接，所述工控机输出端通过模拟量数采卡与伺服电机油泵组2的变频器连接，所述工控机输入端通过安全隔离栅分别与油箱温度传感器26、大压力传感器17、小压力传感器18、液位传感器27及油箱温度传感器26连接，所述工控机输入端分别与大流量计15及小流量计16连接。

工控机内置有LabView编程软件，通过LabView编程软件编制测试操作界面，操作界面中上部设置有大油路压力表显示条、小油路压力表显示条、大油路流量表显示条及小油路流量表显示条，操作界面中下部设置有实时图像显示屏、喷口左角度显示条、喷口右角度显示条，管路油温显示条、系统压力显示条、油箱液位显示条，操作界面的右端由上至下依次设置有密封试验停止按钮、1.24MPa滞后停止按钮、2.28MPa滞后停止按钮、自动按钮、0.24MPa按钮、0.48MPa按钮、1.24MPa按钮、1.76MPa按钮、2.28MPa按钮、2.90MPa按钮以及自动测试复位按钮。

LabView作为一种图形化的编程语言，在数据采集、仪器控制、测量分析与数据显示方面具有明显的优势，能为各种应用提供必要的开发工具，内含丰富的数据采集、数据信号分析以及控制等子程序，用户利用创建和调用子程序的方法编写程序，使创建的程序模块化，易于调试、理解和维护，而且程序编程简单、直观。因此，系统采用LabView软件平台开发，界面友好、美观、便于操作。

所述排风系统21包括通风机210、油雾分离器211、球阀二212，所述通风机210通过管路依次与油雾分离器211、球阀二212及罩体相连，通风机210与工控机连接。

所述冷却系统22包括冷却泵220、散热片221、球阀三222及球阀四223，所述冷却泵220一端通过散热片221与球阀三222一端连接，球阀三222另一端与油箱连接，冷却泵220另一端通过球阀四223与油箱连接，冷却泵220与工控机连接，当管路温度传感器12反馈给工控机的温度超过设定温度时，通过工控机控制冷却系统22启动。

所述循环过滤系统23包括循环泵230、球阀五231、球阀六232、第三过滤器233及第四过滤器234，循环泵230一端通过球阀五231与油箱连接，循环泵230另一端依次与第三过滤器233、第四过滤器234及球阀六232与油箱连接，循环泵230与工控机连接，通过循环过滤系统23对油箱进行清洁。

Claims (5)

1.一种航空发动机燃油喷口性能检测方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，将需要检测的喷口手动装夹到性能检测装置上，打开球阀一；启动摄像头，通过摄像头采集各个压力值下的喷口雾锥图像，传输至摄像控制器，通过摄像控制器得出雾锥角度，传输至工控机；

步骤2，流量测试阶段，在操作界面选定自动操作；

步骤3，自动启动伺服电机油泵组，打开第一两位两通电磁阀，打开第二两位两通电磁阀，关闭第三两位两通电磁阀，打开第四两位两通电磁阀，油液经过伺服电机油泵组，形成压力油源，通过第一过滤器、第二过滤器、小流量计，进入到喷口，喷口喷出油液；

步骤4，通过小压力传感器显示实时压力参数，工控机通过小压力传感器反馈的压力数值，调整伺服电机油泵组转速，改变管路内油液压力，直到达到第一设定的压力值，压力稳定后，自动读取小流量计的流量值，存储该点压力下的流量数据；

步骤5，重复步骤4，达到第二个设定压力值，存储该点压力下的流量数据；

步骤6，关闭第一两位两通电磁阀、关闭第二两位两通电磁阀，打开第三两位两通电磁阀，关闭第四两位两通电磁阀，油液通过第一过滤器、第二过滤器及大流量计进入到喷口，喷口喷出油液；

步骤7，大压力传感器显示实时压力参数，工控机通过大压力传感器反馈的压力数值，调整伺服电机油泵组转速，改变管路内油液压力，直到达到第三设定的压力值，压力稳定后，自动读取大流量计的流量值，存储该点压力下的流量数据；

步骤8，重复步骤7，进行下一压力点测试，直至流量测试结束；

步骤9，滞回率检测，在操作界面选定滞回检测；

步骤10，自动启动伺服电机油泵组，关闭第一两位两通电磁阀，关闭第二两位两通电磁阀，打开第三两位两通电磁阀，关闭第四两位两通电磁阀，油液通过第一过滤器、第二过滤器及大流量计进入到喷口，喷口喷出油液；

步骤11，大压力传感器显示实时压力参数，工控机通过大压力传感器反馈的压力数值，调整伺服电机油泵组转速，改变管路内油液压力，直到达到设定的压力值，压力稳定后，自动读取大流量计的流量值；

步骤12，通过工控机控制伺服电机油泵组的变频器转速，加大伺服电机油泵组转速，压力上升超过设定压力值，再通过工控机控制伺服电机油泵组的变频器转速，减小伺服电机油泵组转速，压力下降，达到设定的压力值，压力稳定后，自动读取大流量计的流量值，通过大流量计读取的流量值得出喷口滞回率，完成检测；

步骤15，重复步骤11和步骤12，至所有压力点滞回检测完成；

步骤16，通过雾锥角度、流量值以及滞回率得出喷口的性能指标，当雾锥角度、流量值及滞回率不在标准范围内时，喷口检测不合格；当雾锥角度、流量值及滞回率在标准范围内时，喷口检测合格。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃油喷口性能检测装置，其特征在于：包括油箱、伺服电机油泵组、摄像头和工控机，，所述油箱内设置有油箱空气过滤器、油箱温度传感器、液位传感器及油箱过滤器；所述伺服电机油泵组通过管路分别与球阀一一端、第一过滤器一端及溢流阀一端相连，球阀一另一端与油箱过滤器连接，溢流阀另一端的管路延伸至油箱内，第一过滤器另一端通过管路分别与第一针型阀一端、第二针型阀一端及第二过滤器一端相连，第一针型阀和第二针型阀的回油管延伸至油箱内，第二针型阀与第二过滤器之间的管路上设置有压力表，第二过滤器另一端通过管路依次与第一两位两通电磁阀一端、第一蓄能器、管路温度传感器及第一连接管路一端相连，第一两位两通电磁阀另一端与第二蓄能器连接，第一连接管路另一端分别与第二两位两通电磁阀一端和第三两位两通电磁阀一端相连，第二两位两通电磁阀另一端和第三两位两通电磁阀另一端分别与大流量计一端和小流量计一端相连，大流量计另一端和小流量计另一端均与第二连接管路进口相连，第二连接管路其中一个出口依次与大压力传感器及第四两位两通电磁阀一端相连，第四两位两通电磁阀另一端与小压力传感器相连，第二连接管路的另一个出口与喷口相连，且喷口设置于罩体上，罩体与排风系统相连，所述油箱与循环过滤系统和冷却系统相连，摄像头通过三脚架正对罩体架设；

所述工控机输出端分别与打印机、显示屏连接，工控机输出端通过开关量数采卡分别与伺服电机油泵组的油泵、排风系统、冷却系统、循环过滤系统、第二两位两通电磁阀、第三两位两通电磁阀、第一两位两通电磁阀及第四两位两通电磁阀连接，所述工控机输出端通过模拟量数采卡与伺服电机油泵组的变频器连接，所述工控机输入端通过安全隔离栅分别与油箱温度传感器、大压力传感器、小压力传感器、液位传感器及油箱温度传感器连接，所述工控机输入端分别与大流量计及小流量计连接。

3.根据权利要求2所述的一种航空发动机燃油喷口性能检测装置，其特征在于：所述排风系统包括通风机、油雾分离器、球阀二，所述通风机通过管路依次与油雾分离器、球阀二及罩体相连，通风机与工控机连接。

4.根据权利要求2所述的一种航空发动机燃油喷口性能检测装置，其特征在于：所述冷却系统包括冷却泵、散热片、球阀三及球阀四，所述冷却泵一端通过散热片与球阀三一端连接，球阀三另一端与油箱连接，冷却泵另一端通过球阀四与油箱连接，冷却泵与工控机连接，当管路温度传感器反馈给工控机的温度超过设定温度时，通过工控机控制冷却系统启动。

5.根据权利要求2所述的一种航空发动机燃油喷口性能检测装置，其特征在于：所述循环过滤系统包括循环泵、球阀五、球阀六、第三过滤器及第四过滤器，循环泵一端通过球阀五与油箱连接，循环泵另一端依次与第三过滤器、第四过滤器及球阀六与油箱连接，循环泵与工控机连接，通过循环过滤系统对油箱进行清洁。

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