CN112943500A - 模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的装置和方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的装置和方法，所述装置包括压力温度调节室、与该压力温度调节室连通的真空泵以及设于该压力温度调节室内的气缸、活塞、喷油系统、摄像系统和控制系统；所述方法包括模拟活塞运动情况、喷油并拍摄其燃烧情况以及对该拍摄图片进行处理的具体过程。本发明用以观察以重油为燃料的航空活塞式发动机的燃料雾化效果，使我们在试验台上便能模拟高空喷雾，并可通过高速摄像机对其进行拍摄，观察其喷雾情况。

Description

模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的装置和方法

技术领域

本发明涉及一种航空发动机喷雾试验平台，具体涉及到一种模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的装置和方法。

背景技术

航空活塞发动机的发展历程大致可分为两个时期，第一个时期是从首次动力飞行开始到第二次世界大战结束，在这个时期，活塞式航空发动机统治了40年左右。第二个时期从第二次世界大战至今。现如今通用航空活塞发动机主要适用于固定翼飞机、旋翼机和无人机等方面。主要源于该类通航飞机功率需求小，选用航空活塞发动机作为动力，其经济性和实用性优势明显。所以航空活塞发动机的技术应用和延续发展才有了其必要性。目前活塞式通航飞机的市场保有量占飞机总保有量的一半以上，仍在通航领域占有非常重要地位。

用民用航空器从事公共航空运输以外的民用航空活动，包括工业、农业、林业、渔业和建筑业在内的作业飞行以及医疗工业、抢险救灾、气象探测、海洋监测、科学实验、教育训练、文化体育等方面的飞行活动。而航空活塞式发动机是通用航空中重要的动力组成部分。目前航空活塞式发动机的动力源主要分为两种：电动和油动。电能驱动的优势在于动能的装置轻便，控制简单，但是续航能力有一定的缺陷，电力巡检、防险救灾、军事应用等对无人机续航能力需求较高的场合就不太适用了，因此，燃油驱动变成了航空发动机的首选。

考虑到航空活塞式发动机选择以重油为燃料，如果重油的喷射雾化效果不好，会导致难启动，燃烧效率低，燃烧稳定性差，排放超标，动力性不足等问题。

综上所诉，燃料的喷射雾化效果是影响发动机性能的关键因素，良好的燃料物化效果可以保障发动机实现一个极佳的工况。

发明内容

本发明要解决的技术问题在于提供一种模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的装置和方法，用以观察以重油为燃料的航空活塞式发动机的燃料雾化效果，使我们在试验台上便能模拟高空喷雾，并可通过高速摄像机对其进行拍摄，观察其喷雾情况。

为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案为：

模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的装置，包括由热交换器围合成的封闭的压力温度调节室、设于压力温度调节室外部并与该压力温度调节室连通的真空泵、设于压力温度调节室内的气缸、与气缸配套使用的活塞和用于向气缸内喷油的喷油系统；所述活塞和喷油系统也设于压力温度调节室内；所述气缸通过进气管和排气管与所述压力温度调节室连通；所述气缸是可透光的；所述活塞远离气缸的端部连接有可推动活塞运动的活塞驱动装置；所述压力温度调节室内还设有用于拍摄气缸内燃油喷射情况的摄像系统。

作为上述方案的进一步技术方案，所述喷油系统包括依次连通的油箱、油泵和喷油器，所述喷油器的喷油口伸入所述气缸内。

作为上述方案的进一步技术方案，所述活塞驱动装置包括预紧弹簧和固定于所述压力温度调节室内的固定块，所述预紧弹簧的两端分别与所述活塞和所述固定块连接；所述活塞驱动装置还包括有用于固定活塞及预紧弹簧的限位块。

作为上述方案的进一步技术方案，所述摄像系统包括高速摄像机和激光系统；所述高速摄像机的摄像头对准所述气缸内的燃烧室；所述激光系统包括依次设置的Xecl准分子激光器、第一反光镜、第二反光镜、扩束镜、准直镜、压缩镜和分光镜；所述气缸设于压缩镜和分光镜之间；所述Xecl准分子激光器发射的激光依次经第一反光镜、第二反光镜、扩束镜、准直镜和压缩镜后射入所述气缸内，之后从气缸内射出的激光经分光镜射入所述高速摄像机的摄像头。

作为上述方案的进一步技术方案，还包括有控制系统；所述控制系统包括霍尔传感器、电源和ECU；所述霍尔传感器设于所述气缸的一侧，用于测量所述活塞的位置；所述ECU分别与所述喷油器、霍尔传感器和高速摄像机控制连接，所述电源用于向所述ECU供电。

使用上述装置模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：在所述油箱中填充荧光剂用来模拟重油喷雾，调整所述喷油器伸入气缸内燃烧室到合适的深度；

步骤2：打开Xecl准分子激光器，调整第一反光镜和第二反光镜，使Xecl准分子激光器发射的激光到扩束镜前，经过扩束镜改变激光的直径，然后经过准直镜将激光的光束汇聚，最后经压缩镜将激光的光束转化为一束激光照射入气缸内的燃烧室中；

步骤3：调整分光镜和高速摄像机的角度，将气缸内激光的光束引到高速摄像机的摄像头前；

步骤4：打开所述真空泵和所述热交换器将所述压力温度调节室内的压力和温度调节至待模拟目标海拔所对应的压力和温度；

步骤5：打开所述电源和所述ECU，并将所述电源和所述ECU放入所述压力温度调节室内；

步骤6：根据待模拟的航空活塞发动机在不同转速下活塞的加速度和受力来确定所需预紧弹簧的弹力，从而确定预紧弹簧的劲度系数和预紧长度；

步骤7：通过所述活塞将所述预紧弹簧压缩至相应的预紧长度并用所述限位块将活塞和预紧弹簧固定；

步骤8：调节所述油泵的供油压力来保证所述喷油器的喷射油压；

步骤9：抽出所述限位块，在所述预紧弹簧的弹性作用力下，所述活塞开始向气缸内运动，模拟航空发动机活塞的压气运动状态；当所述活塞移动到所述霍尔传感器位置时，所述霍尔传感器触发，然后给所述ECU发出触发信号；所述ECU接受到该触发信号后，发出信号给喷油器使所述喷油器进行喷油，再通过所述高速摄像机对所述气缸内的喷油器的喷雾状况进行拍摄。

作为上述方案的进一步技术方案，在使用高速摄像机拍摄得到喷雾的原始图片后，先将原始图片灰度化，再进行canny边缘检测，然后通过MATLAB编程将所有灰色的像素点去掉，再调整相应的阈值，将喷雾的边界勾勒出来，得到处理后的图片并计算相应的宏观特征参数；

所述宏观特征参数包括喷雾质量，记为M；喷雾锥角，记为α；喷雾投影面积，记为A；喷雾贯穿距离，记为L；喷雾浓度，记为ρ；

所述喷雾质量M根据所选定的喷油器的喷油规律得到；

在定义喷雾锥角α、喷雾投影面积A和喷雾贯穿距离L时，先在处理后的图片上找出喷雾的边界范围，然后对处理后的图片进行网格化处理，并以喷孔位置点为中心点D；

在计算喷雾锥角α时，先分别找出喷雾两侧距离喷孔所在轴线距离最远的点，连接D点与喷雾两侧最远的点，并延长这两条直线与网格交与B、C点，构成DC、DB两条直线，连接BC形成三角形BCD，在三角形BCD中∠BDC等于喷雾锥角α；在网格中可以构建出相应的三角形，通过勾股定理计算出DC、DB、BC的长度，在三角形BCD中通过余弦定理即可求出喷雾锥角α的余弦值，再通过反三角函数arccosα计算出喷雾锥角α的角度；

在计算喷雾投影面积A时，对网格化处理后的图片中喷雾所占网格进行累加，当喷雾占有区域大于一半网格时记网格数加一，当喷雾占有区域小于一半网格时记网格数为零，最后累加网格数的总和便可以计算得到喷雾投影面积A；

在计算喷雾贯穿距离L时，累加喷孔到距离喷孔最远处喷雾所占的网格数便可计算得到喷雾贯穿距离L；在累加最远一格时，当喷雾长度大于网格长度的一半时记网格数加一，当喷雾长度小于网格长度的一半时记网格数为零；

在计算喷雾浓度ρ时需要先计算喷雾雾柱的体积V，喷雾雾柱的体积V通过以下公式得出：

然后，将处理后的图片从上到下依次等间距划分为n个区域，包括区域S₁、S₂、S₃……S_n，每个区域对应喷油器的一个喷油时间段T₁、T₂、T₃、……T_n，将不同时间段T₁、T₂、T₃……T_n内对应的喷雾质量M定义为M₁、M₂、M₃、……M_n，每个区域对应的喷雾浓度ρ_n通过以下公式计算：

式中，V_n表示该划分区域内喷雾雾柱的体积。

本发明与现有技术相比，具有如下优点和有益效果：

1.本发明提供了一种模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的装置和方法，能够为进一步优化以重油为燃料的航空活塞式发动机的喷油策略提供理论指导。

2.本发明可以根据需要模拟的高原环境来调节试验环境的温度与气压，达到以重油为燃料的航空活塞式发动机实际工作过程中低温低压的环境条件，将所述各个零部件放入低温低压环境中，来模拟各零部件在实际环境中的衰减、损耗，并可以直接观察出此时喷雾的状态。

3.本发明利用可变容积的方式达到以重油为燃料的航空活塞式发动机实际工作状态中气流的流场状态。

4.本发明可以通过更换不同劲度系数的弹簧来改变活塞的运动速度，进而模拟不同转速下的活塞运动，有利于真实地模拟出活塞在不同转速下对喷雾的影响。

5.本发明将拍摄所得图片进行网格化处理，可以更直接、更直观地计算出喷雾锥角、喷雾投影面积、喷雾贯穿距离以及喷雾的体积和喷雾在喷射后不同时刻的喷雾浓度，从而确定各时刻喷雾的空间分布情况。

附图说明

图1为本发明所述装置未含摄像系统的结构示意图。

图2为本发明所述装置中摄像系统的布置结构示意图。

图3为使用本发明所述的高速摄像机拍摄得到的喷雾的原始图片示意图。

图4为对图3所述图片进行降噪处理后的图片示意图。

图5为本发明所选定的喷油器的喷油规律示意图。

图6为对图4所述图片进行网格化处理后的图片示意图。

图7为对图4所述图片从上到下依次等间距划分为多个区域后的图片示意图。

图中各标号的释义为：油箱1，油管2，油泵3，喷油器4，气缸5，活塞6，预紧弹簧7，霍尔传感器8，电源9，ECU10，压力温度调节室11，真空泵12，热交换器13，进气管14，排气管15，限位块16，固定块17，高速摄像机18，Xecl准分子激光器19，第一反光镜20，第二反光镜21，扩束镜22，准直镜23，压缩镜24，分光镜25，激光26。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，以便对本发明的构思、所解决的技术问题、构成技术方案的技术特征和带来的技术效果有更进一步的了解。

显然，对这些实施例的说明是示意性的，并不构成对本发明的具体限定，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的优选实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。

如图1所示，本发明提供的一种模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的装置包括由热交换器13围合成的封闭的压力温度调节室11、设于压力温度调节室11外部并与该压力温度调节室11连通的真空泵12、设于压力温度调节室11内的气缸5及其配套活塞6，所述压力温度调节室11内还设有喷油系统、活塞驱动装置、摄像系统和控制系统，上述所有零部件均放在压力温度调节室11里的低温低压环境中工作，以便模拟各零部件在高原环境中的工作状态。

所述热交换器13为分布在压力温度调节室11外围的换热管道和封闭板，所述热交换器13包裹住压力温度调节室11，通过在换热管道内注入不同温度的流体介质通过冷热传递来调节压力温度调节室11内的温度，通过所述热交换器13的作用降低压力温度调节室11的温度来模拟不同海拔下的温度。通过所述真空泵12的作用泵出压力温度调节室11内的空气来减小压力从而来模拟不同海拔下的气压。所述气缸5通过进气管14和排气管15与所述压力温度调节室11连通。所述压力温度调节室11根据所需模拟的海拔进行温度和压力的调节，然后通过所述进气管14和排气管15实现气缸5的进气与排气。

所述喷油系统包括依次连通的油箱1、油泵3和喷油器4，所述油箱1与油泵3之间、油泵3与喷油器4之间各通过一根油管2连接，所述喷油器4的喷油口伸入所述气缸5内。燃油在从所述油箱1内依次经过所述油管2、所述油泵3、通过所述喷油器4喷入进入所述气缸5，将油箱1放在压力温度调节室11内，保证油箱1所处的环境压力和温度与压力温度调节室11的压力和温度一致。

所述活塞驱动装置包括预紧弹簧7、限位块16和固定块17。所述固定块17固定安装于所述压力温度调节室11内，所述预紧弹簧7的两端分别与所述活塞6和所述固定块17连接。所述限位块16设于所述气缸5上，所述限位块16用于固定活塞6及预紧弹簧7的位置，压缩预紧弹簧7到预设长度后，用限位块16锁定活塞6及预紧弹簧7的位置，确保预紧弹簧7每次的压缩距离一致，能重复模拟活塞6的运动状态。所述预紧弹簧7通过更换不同劲度系数的弹簧来实现改变所述活塞6的运动速度，进而模拟不同转速下的所述活塞6的运动情况。根据不同转速下活塞6运动的加速度和受力来确定所需要的弹簧力，进而确定弹簧的劲度系数以及弹簧的预紧长度。

所述气缸5是可透光的，气缸5的各面均采用透光材料制成，以便于摄像系统对气缸5内喷油器4的喷油情况进行拍摄(主要是拍摄前侧面、左侧面和底面)。

如图2所示，所述摄像系统包括高速摄像机18和激光系统。所述高速摄像机18的摄像头对准所述气缸5内的燃烧室。所述激光系统包括依次设置的Xecl准分子激光器19、第一反光镜20、第二反光镜21、扩束镜22、准直镜23、压缩镜24和分光镜25，所述气缸5设于压缩镜24和分光镜25之间。所述Xecl准分子激光器19发射的激光26依次经第一反光镜20、第二反光镜21、扩束镜22、准直镜23和压缩镜24后射入所述气缸5内，之后从气缸5内射出的激光26经分光镜25射入所述高速摄像机18的摄像头。

所述控制系统包括霍尔传感器8、电源9和ECU10。所述霍尔传感器8设于所述气缸5的一侧。所述ECU10分别与所述喷油器4、霍尔传感器8和高速摄像机18控制连接，所述电源9用于向所述ECU10供电。当活塞6移动到所述霍尔传感器8安装位置时，触发所述霍尔传感器8，所述霍尔传感器8给所述ECU10发出触发信号。

使用上述装置进行模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的方法包括如下步骤：

步骤1：在所述油箱1中填充荧光剂用来模拟重油喷雾，调整所述喷油器4伸入气缸5内燃烧室到合适的深度。

步骤2：打开Xecl准分子激光器19，调整第一反光镜20和第二反光镜21，使Xecl准分子激光器19发射的激光26到扩束镜22前，经过扩束镜22改变激光26的直径，然后经过准直镜23将激光26的光束汇聚，最后经压缩镜24将激光26的光束转化为一束激光26照射入气缸5内的燃烧室中。

步骤3：调整分光镜25和高速摄像机18的角度，将气缸5内激光26的光束引到高速摄像机18的摄像头前。

步骤4：打开所述真空泵12和所述热交换器13将所述压力温度调节室11内的压力和温度调节至待模拟目标海拔所对应的压力和温度。

步骤5：打开所述电源9和所述ECU10，并将所述电源9和所述ECU10放入所述压力温度调节室11内。

步骤6：根据待模拟的航空活塞发动机在不同转速下活塞的加速度和受力来确定所需预紧弹簧7的弹力，从而确定预紧弹簧7的劲度系数和预紧长度。

步骤7：通过所述活塞6将所述预紧弹簧7压缩至相应的预紧长度并用所述限位块16将活塞6和预紧弹簧7固定。

步骤8：调节所述油泵3的供油压力来保证所述喷油器4的喷射油压。

步骤9：抽出所述限位块16，在所述预紧弹簧7的弹性作用力下，所述活塞6开始向气缸5内运动，模拟航空发动机活塞的压气运动状态；当所述活塞6移动到所述霍尔传感器8位置时，所述霍尔传感器8触发，然后给所述ECU10发出触发信号；所述ECU10接受到该触发信号后，发出信号给喷油器4使所述喷油器4进行喷油，再通过所述高速摄像机18对所述气缸5内的喷油器4的喷雾状况进行拍摄。

评价喷雾的方法如下：

在使用高速摄像机18拍摄得到喷雾的原始图片后，需要进行降噪处理，如图3和图4所示，先将原始图片灰度化，再进行Canny边缘检测，然后通过MATLAB编程将所有灰色的像素点去掉，再调整相应的阈值，将喷雾的边界勾勒出来，得到降噪处理后的图片并计算相应的宏观特征参数。

所述宏观特征参数包括喷雾质量，记为M；喷雾锥角，记为α；喷雾投影面积，记为A；喷雾贯穿距离，记为L；喷雾浓度，记为ρ。

所述喷雾质量M根据所选定的喷油器4的喷油规律得到，如图5所示。

如图6所示，在定义喷雾锥角α、喷雾投影面积A和喷雾贯穿距离L时，先在处理后的图片上找出喷雾的边界范围，然后对处理后的图片进行网格化处理，并以喷孔位置点为中心点D。

在计算喷雾锥角α时，先分别找出喷雾两侧距离喷孔所在轴线距离最远的点，连接D点与喷雾两侧最远的点，并延长这两条直线与网格交与B、C点，构成DB、DC两条直线，连接BC形成三角形BCD，在三角形BCD中∠BDC等于喷雾锥角α。在网格中可以构建出相应的三角形，通过勾股定理计算出DB、DC、BC的长度，在三角形BCD中通过余弦定理即可求出喷雾锥角α的余弦值：

再通过反三角函数arccosα计算出喷雾锥角α的角度。

在计算喷雾投影面积A时，对网格化处理后的图片中边界内喷雾所占网格进行累加，当喷雾占有区域大于一半网格时记网格数加一，当喷雾占有区域小于一半网格时记网格数为零，最后累加网格数的总和便可以计算得到喷雾投影面积A。由于本发明对喷雾的前侧、左侧和底侧均进行了拍摄，所以需要分别对这些拍摄的图片进行喷雾投影面积A的计算，以全方位评价喷雾分布情况。该喷雾投影面积A直观地展示了喷雾的发散情况，喷雾投影面积A越大，表示该喷雾越发散，在空间内分布越均匀，而越发散的喷雾越有利于燃烧。

在计算喷雾贯穿距离L时，累加喷孔到距离喷孔最远处喷雾所占的网格数便可计算得到喷雾贯穿距离L。在累加最远一格时，当喷雾长度大于网格长度的一半时记网格数加一，当喷雾长度小于网格长度的一半时记网格数为零。

在计算喷雾浓度ρ时需要先计算喷雾雾柱的体积V，喷雾雾柱的体积V通过以下公式得出：

然后，将处理后的图片从上到下依次等间距划分为n个区域，包括区域S₁、S₂、S₃……S_n，每个区域对应喷油器4的一个喷油时间段T₁、T₂、T₃、……T_n，如图7所示，将不同时间段T₁、T₂、T₃……T_n内对应的喷雾质量M定义为M₁、M₂、M₃、……M_n，每个区域对应的喷雾浓度ρn通过以下公式计算：

式中，V_n表示该第n个划分区域内喷雾雾柱的体积。

如要计算第3区域S₃内的喷雾浓度ρ₃，则需要先计算出区域S₁、S₂、S₃内喷雾雾柱的总体积V_a，然后再计算出区域S₁、S₂内喷雾雾柱的总体积V_b，则第3区域S₃内的喷雾雾柱的体积V₃＝V_a－V_b。第3区域S₃内的喷雾浓度ρ₃通过以下公式得出：

该喷雾浓度ρ_n可用于评价喷雾的发散情况，确定不同时刻空间内喷雾的分布情况。ρ_n取值越小，表示该喷雾越发散，显然，越发散的喷雾越有利于燃烧。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“内”、“外”、“上”、“下”、“水平”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“相连”、“安装”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

以上所述仅为本发明的优选实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之类。

Claims (7)

1.模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的装置，其特征在于：包括由热交换器(13)围合成的封闭的压力温度调节室(11)、设于压力温度调节室(11)外部并与该压力温度调节室(11)连通的真空泵(12)、设于压力温度调节室(11)内的气缸(5)、与气缸(5)配套使用的活塞(6)和用于向气缸(5)内喷油的喷油系统；所述活塞(6)和喷油系统也设于压力温度调节室(11)内；所述气缸(5)通过进气管(14)和排气管(15)与所述压力温度调节室(11)连通；所述气缸(5)是可透光的；所述活塞(6)远离气缸(5)的端部连接有可推动活塞(6)运动的活塞驱动装置；所述压力温度调节室(11)内还设有用于拍摄气缸(5)内燃油喷射情况的摄像系统。

2.如权利要求1所述的模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的装置，其特征在于：所述喷油系统包括依次连通的油箱(1)、油泵(3)和喷油器(4)，所述喷油器(4)的喷油口伸入所述气缸(5)内。

3.如权利要求2所述的模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的装置，其特征在于：所述活塞驱动装置包括预紧弹簧(7)和固定于所述压力温度调节室(11)内的固定块(17)，所述预紧弹簧(7)的两端分别与所述活塞(6)和所述固定块(17)连接；所述活塞驱动装置还包括有用于固定活塞(6)及预紧弹簧(7)的限位块(16)。

4.如权利要求3所述的模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的装置，其特征在于：所述摄像系统包括高速摄像机(18)和激光系统；所述高速摄像机(18)的摄像头对准所述气缸(5)内的燃烧室；所述激光系统包括依次设置的Xecl准分子激光器(19)、第一反光镜(20)、第二反光镜(21)、扩束镜(22)、准直镜(23)、压缩镜(24)和分光镜(25)；所述气缸(5)设于压缩镜(24)和分光镜(25)之间；所述Xecl准分子激光器(19)发射的激光(26)依次经第一反光镜(20)、第二反光镜(21)、扩束镜(22)、准直镜(23)和压缩镜(24)后射入所述气缸(5)内，之后从气缸(5)内射出的激光(26)经分光镜(25)射入所述高速摄像机(18)的摄像头。

5.如权利要求4所述的模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的装置，其特征在于：还包括有控制系统；所述控制系统包括霍尔传感器(8)、电源(9)和ECU(10)；所述霍尔传感器(8)设于所述气缸(5)的一侧，用于测量所述活塞(6)的位置；所述ECU(10)分别与所述喷油器(4)、霍尔传感器(8)和高速摄像机(18)控制连接，所述电源(9)用于向所述ECU(10)供电。

6.使用如权利要求5所述的装置模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：在所述油箱(1)中填充荧光剂用来模拟重油喷雾，调整所述喷油器(4)伸入气缸(5)内燃烧室到合适的深度；

步骤2：打开Xecl准分子激光器(19)，调整第一反光镜(20)和第二反光镜(21)，使Xecl准分子激光器(19)发射的激光(26)到扩束镜(22)前，经过扩束镜(22)改变激光(26)的直径，然后经过准直镜(23)将激光(26)的光束汇聚，最后经压缩镜(24)将激光(26)的光束转化为一束激光(26)照射入气缸(5)内的燃烧室中；

步骤3：调整分光镜(25)和高速摄像机(18)的角度，将气缸(5)内激光(26)的光束引到高速摄像机(18)的摄像头前；

步骤4：打开所述真空泵(12)和所述热交换器(13)将所述压力温度调节室(11)内的压力和温度调节至待模拟目标海拔所对应的压力和温度；

步骤5：打开所述电源(9)和所述ECU(10)，并将所述电源(9)和所述ECU(10)放入所述压力温度调节室(11)内；

步骤6：根据待模拟的航空活塞发动机在不同转速下活塞的加速度和受力来确定所需预紧弹簧(7)的弹力，从而确定预紧弹簧(7)的劲度系数和预紧长度；

步骤7：通过所述活塞(6)将所述预紧弹簧(7)压缩至相应的预紧长度并用所述限位块(16)将活塞(6)和预紧弹簧(7)固定；

步骤8：调节所述油泵(3)的供油压力来保证所述喷油器(4)的喷射油压；

步骤9：抽出所述限位块(16)，在所述预紧弹簧(7)的弹性作用力下，所述活塞(6)开始向气缸(5)内运动，模拟航空发动机活塞的压气运动状态；当所述活塞(6)移动到所述霍尔传感器(8)位置时，所述霍尔传感器(8)触发，然后给所述ECU(10)发出触发信号；所述ECU(10)接受到该触发信号后，发出信号给喷油器(4)使所述喷油器(4)进行喷油，再通过所述高速摄像机(18)对所述气缸(5)内的喷油器(4)的喷雾状况进行拍摄。

7.如权利要求6所述的模拟高原环境对航空活塞发动机喷雾特性影响的方法，其特征在于：在使用高速摄像机(18)拍摄得到喷雾的原始图片后，先将原始图片灰度化，再进行canny边缘检测，然后通过MATLAB编程将所有灰色的像素点去掉，再调整相应的阈值，将喷雾的边界勾勒出来，得到处理后的图片并计算相应的宏观特征参数；

所述宏观特征参数包括喷雾质量，记为M；喷雾锥角，记为α；喷雾投影面积，记为A；喷雾贯穿距离，记为L；喷雾浓度，记为ρ；

所述喷雾质量M根据所选定的喷油器(4)的喷油规律得到；

在定义喷雾锥角α、喷雾投影面积A和喷雾贯穿距离L时，先在处理后的图片上找出喷雾的边界范围，然后对处理后的图片进行网格化处理，并以喷孔位置点为中心点D；

在计算喷雾锥角α时，先分别找出喷雾两侧距离喷孔所在轴线距离最远的点，连接D点与喷雾两侧最远的点，并延长这两条直线与网格交与B、C点，构成DC、DB两条直线，连接BC形成三角形BCD，在三角形BCD中∠BDC等于喷雾锥角α；在网格中可以构建出相应的三角形，通过勾股定理计算出DC、DB、BC的长度，在三角形BCD中通过余弦定理即可求出喷雾锥角α的余弦值，再通过反三角函数arccosα计算出喷雾锥角α的角度；

在计算喷雾投影面积A时，对网格化处理后的图片中喷雾所占网格进行累加，当喷雾占有区域大于一半网格时记网格数加一，当喷雾占有区域小于一半网格时记网格数为零，最后累加网格数的总和便可以计算得到喷雾投影面积A；

在计算喷雾贯穿距离L时，累加喷孔到距离喷孔最远处喷雾所占的网格数便可计算得到喷雾贯穿距离L；在累加最远一格时，当喷雾长度大于网格长度的一半时记网格数加一，当喷雾长度小于网格长度的一半时记网格数为零；

在计算喷雾浓度ρ时需要先计算喷雾雾柱的体积V，喷雾雾柱的体积V通过以下公式得出：

然后，将处理后的图片从上到下依次等间距划分为n个区域，包括区域S₁、S₂、S₃……S_n，每个区域对应喷油器(4)的一个喷油时间段T₁、T₂、T₃、……T_n，将不同时间段T₁、T₂、T₃……T_n内对应的喷雾质量M定义为M₁、M₂、M₃、……M_n，每个区域对应的喷雾浓度ρ_n通过以下公式计算：

式中，V_n表示该划分区域内喷雾雾柱的体积。

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