CN113074949A - 微型航空涡喷发动机参数检测系统及方法 - Google Patents
微型航空涡喷发动机参数检测系统及方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN113074949A CN113074949A CN202110361357.2A CN202110361357A CN113074949A CN 113074949 A CN113074949 A CN 113074949A CN 202110361357 A CN202110361357 A CN 202110361357A CN 113074949 A CN113074949 A CN 113074949A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- engine
- micro
- turbojet engine
- fuel
- air inlet
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 32
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 92
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims abstract description 34
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 17
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims abstract description 14
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 27
- 239000000295 fuel oil Substances 0.000 claims description 22
- 239000003921 oil Substances 0.000 claims description 10
- 239000010687 lubricating oil Substances 0.000 claims description 9
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims description 6
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims description 6
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 5
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 4
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 230000001050 lubricating effect Effects 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 238000012935 Averaging Methods 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 1
- 230000003245 working effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M15/00—Testing of engines
- G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
Abstract
本发明公开了微型航空涡喷发动机参数检测系统，包括发动机数据采集模块和发动机数据处理模块，发动机数据采集模块主要采集微型航空涡喷发动机在工作时的数据，并将采集到的数据发送到发动机数据处理模块，发动机数据处理模块对接收到的数据进行处理，将处理得到的参数或参数之间的关系反馈给发动机或终端；其中，参数之间的关系包括发动机燃油流量与燃油泵转速和燃烧室入口处的压力之间的函数关系；得到的参数包括发动机的进气口的空气质量。本发明还提供微型航空涡喷发动机参数检测方法。本发明能够全面和准确获得微型航空涡喷发动机在工作时的参数和相关的特征指数，有效提高了微型航空涡喷发动机的质量和实际运行效果。
Description
技术领域
本发明属于参数检测领域，特别涉及一种微型航空涡喷发动机参数检测系统及方法。
背景技术
微型航空涡喷发动机(MTE,Micro Turbine Engine)是当今先进加工制造技术的一个新兴领域，MTE主要组成部件与传统航空发动机的部件一致，包括：进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管等。MTE因具有尺寸小，质量轻，成本低，结构简单，能量密度高，推重比大等显著优势，备受业界关注，广泛应用于无人机、防空武器靶标、小型巡航导弹、试验飞行器等微小飞行器。因其尺寸小、质量轻的特性，MTE还可作为野战便携式能源，以加油的方式补给能源，与充电相比，更为方便快捷。另外在电力行业，近年来获得高度重视的分布式电源系统也可以MTE为核心。MTE具有广泛的应用前景，各国投入大量的人力、财力用于MTE技术的研究和应用开发。其中，对MTE性能参数进行测量，是微型涡轮发动机开发环节中不可或缺的一环，能够真实展现微型涡轮发动机的实际运行效果，是提高和改进微型涡轮发动机质量的保障。目前，针对微型航空涡喷发动机的参数测量均是独立进行的，而且参数的测量也不够全面，不能很高的体现发动机的实际运行效果，从而不能保障微型涡轮发动机的工作效果和质量。
发明内容
发明目的：本发明针对现有技术存在的问题，提出了一种不仅能够全面检测MTE性能参数，同时能够分析出参数之间的关系供微型航空涡喷发动机实现自动闭环控制的微型航空涡喷发动机参数检测系统。
技术方案：为实现上述目的，本发明提供了一种微型航空涡喷发动机参数检测系统，包括发动机数据采集模块和发动机数据处理模块，其中发动机数据采集模块主要采集微型航空涡喷发动机中的参数数据，并将采集到的数据发送到发动机数据处理模块，发动机数据处理模块对接收到的数据进行处理，将处理得到的参数或参数之间的关系反馈给微型航空涡喷发动机或终端；其中，参数之间的关系包括微型航空涡喷发动机燃油流量与燃油泵转速和发动机的燃油入口处的压力之间的函数关系；处理得到的参数包括微型航空涡喷发动机的进气口的空气质量。
其中，发动机数据采集模块包括支撑台、发动机支撑架、进气道延长管和多个传感器，其中，发动机支撑架通过可移动装置设置在支撑台上，进气道延长管与待检测的微型航空涡喷发动机的进气口连接，进气道延长管设置在支撑台上，多个传感器分别设置在微型航空涡喷发动机和发动机支撑架上，用于采集微型航空涡喷发动机工作时的数据。
进一步，进气道延长管的入口端为喇叭口式进气口，进气道延长管入口端的直径为发动机进气管直径的2～3倍；进气道延长管出口端与待检测的微型航空涡喷发动机的进气口的大小相适应。这样能够让气流光滑、平顺的进入，不引起气流分离。
进一步，发动机数据处理模块处理得到微型航空涡喷发动机燃油流量与燃油泵转速和发动机的燃油入口处的压力之间的函数关系的方法为：仅采用燃油给微型航空涡喷发动机供油使发动机工作，将燃油泵的转速固定后，测量在发动机的燃油入口处不同的压力值的情况下，燃油流量的值；改变燃油泵的转速，重复测量在发动机的燃油入口处不同的压力值的情况下，燃油流量的值；根据多组测量值将燃油流量拟合为关于燃油泵转速和发动机的燃油入口处压力的函数。这样得到的控制关系能够准确的对燃油量进行控制。
进一步，燃油流量采用齿轮流量计进行测量。齿轮流量计测量介质需为润滑性，测量粘度可达10KPa·S，测量精度高，这样测量的结果更准确。
进一步，发动机数据处理模块处理得到微型航空涡喷发动机的进气口的空气质量主要包括以下步骤：
步骤1：根据公式ΔP＝P1-P2计算出微型航空涡喷发动机进气口的气流压差ΔP；
步骤2：根据公式
计算出微型航空涡喷发动机进气口的空气密度ρ；
步骤3：根据公式
得到微型航空涡喷发动机进气口的空气速度V；
步骤4：根据公式M＝ρVA得到微型航空涡喷发动机进气口的空气质量M；
其中，P1为设置在微型航空涡喷发动机进气口的第一压力传感器反馈的进气口气流总压值，P2为设置在微型航空涡喷发动机进气口的第二压力传感器反馈的进气口静压值，T1为设置在微型航空涡喷发动机进气口的第一温度传感器反馈的进气口的温度，A为微型航空涡喷发动机进气口的截面积。这样得到的参数能更真实的展现微型涡轮发动机的实际运行效果。
进一步，第一压力传感器采用皮托管；第二压力传感器采用采用壁面静压管。这样获得的数据更加的准确。
本发明还提供了一种微型航空涡喷发动机参数检测方法，包括以下步骤：
将待检测的微型航空涡喷发动机的设置在动机数据采集模块中的测试平台上；
将发动机数据采集模块中的多个传感器分别设置在待检测的微型航空涡喷发动机上；
起动待检测的微型航空涡喷发动机；
多个传感器开始采集待检测的微型航空涡喷发动机的数据，并将采集到的数据分别发送给发动机数据处理模块，发动机数据处理模块对接收到的数据进行处理，将处理得到的参数或参数之间的关系反馈给微型航空涡喷发动机或终端；
其中，参数之间的关系包括微型航空涡喷发动机燃油流量与燃油泵转速和燃烧室入口处的压力之间的函数关系；处理得到的参数包括微型航空涡喷发动机的进气口的空气质量。
进一步，启动待检测的微型航空涡喷发动机的方法为：点火，打开滑油泵，开始供滑油，打开风机起动空气通入微型航空涡喷发动机的进气道；打开热火头电源，等待5秒后，打开助燃气罐，通入助燃气体，完成燃烧室预热后，关闭热火头电源；打开燃油泵，开始供燃油，开始时燃油缓慢通入，使燃烧温度过高；观察发动机转速，当发动机转速上升到20000转时，缓慢撤掉起动气，在撤掉起动气同时缓慢加入燃油；当发动机转速上升到40000转时，关掉助燃气，发动机起动完成。
有益效果：与现有技术相比，本发明提供的系统能够更加全面和准确获得微型航空涡喷发动机在工作时的参数和相关的特征指数，同时还能够相关的数据分析出参数之间的关系并反馈给微型航空涡喷发动机，使微型航空涡喷发动机实现自动控制；有效提高了微型航空涡喷发动机的质量和实际运行效果。
附图说明
图1为检测平台的结构示意图；
图2为进气道延长管结构示意图；
图3为微型航空涡喷发动机流量泵自控制流程示意图；
图4为推力测量示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1：
本实施例公开了一种微型航空涡喷发动机参数检测系统包括发动机数据采集模块和发动机数据处理模块。其中发动机数据采集模块主要采集微型航空涡喷发动机在工作时的相关数据，并将采集到的相关数据发送到发动机数据处理模块进行相应的处理。
发动机数据采集模块主要完成对微型航空涡喷发动机的相关数据的采集，其主要包括测试平台和分别设置在测试平台和微型航空涡喷发动机上的多个传感器。检测平台如图1所示，包括支撑台1、发动机支撑架2和进气道延长管3，其中，发动机支撑架通过滑轨设置在支撑台上。当需要对微型航空涡喷发动机进行参数测量时，把发动机固定在发动机支撑架上，进气管道延长管与发动机的进气口固定连接。如图2所示，进气道延长管入口端为喇叭口式进气口，进气道延长管入口端的直径为发动机进气管直径的2～3倍，这样能够让气流光滑、平顺的进入，不引起气流分离。进气道延长管出口端与发动机的进气口连接，其出口端尺寸和发动机的进气口的大小相适应。
发动机数据采集模块中的多个传感器共采集15路信号，其中第一温度传感器用于检测发动机的进气口的温度T1；第一压力传感器用于检测发动机进气口的气流总压P1，第一压力传感器采用皮托管；第二压力传感器用于检测发动机进气口的静压P2，第二压力传感器采用壁面静压管；转速传感器用于检测燃油泵的转速N；第三压力传感器用于检测发动机的燃油入口处的压力U；流量计用于检测燃油的流量Q，其设置在微型航空涡喷发动机的燃油路中，位于微型航空涡喷发动机的油泵下游即可；推力传感器设置在发动机支撑架上，用于采集推力从传感器电压信号和推力的对应关系；六个温度传感器分别采集燃烧室进、出口的温度，燃烧室进、出口温度用于燃烧室的热量计算，用于获得发动机燃烧效率的数据。两个温度传感器采集发动机排气温度(下文简称EGT测量)，排气温度是涡轮后的温度，也是发动机热力计算用到的数据。这些数据都是发动机重要站位上的数据，用于发动机热力计算，进而分析发动机的性能。
发动机数据采集模块将采集到的15路信号反馈给发动机数据处理模块，发动机数据处理模块对接收到的数据进行相应的处理。发动机数据处理模块的工作通过单片机或PLC等实现。发动机数据处理模块主要用于获取发动机的进气口的空气流量参数、燃油流量控制关系和推力传感器电压与推力之间的关系等。
其中，获取发动机的进气口的空气流量参数主要通过获得发动机的进气口的空气质量实现，本实施例中并不直接采用空气流量传感器进行测量。主要包括以下步骤：
步骤1：根据公式ΔP＝P1-P2计算出发动机进气口的气流压差ΔP；
步骤2：根据公式
计算出发动机进气口的空气密度ρ；
步骤3：根据公式
得到发动机进气口的空气速度V；
步骤4：根据公式M＝ρVA得到发动机进气口的空气质量M，A为微型航空涡喷发动机进气口的截面积。
对于发动机空气测量，由于从进气道前测量，采用一般的流量计测量会干扰发动机的进气，甚至影响发动机的性能。因此采用间接的空气测量方式，尽量减小对进入发动机的气流影响。
发动机的燃油流量除了跟燃油泵输出的电压有关，即一般以燃油泵的转速为指标；还与发动机的燃油入口处外界压力有关，此压力可称为背压；即燃油泵输出的流量是关于燃油泵转速和背压的函数，需将燃油流量拟合为关于燃油泵转速和背压的函数。获取燃油流量控制关系的方法包括以下步骤：
步骤1：仅采用燃油给发动机供油；
步骤2：将燃油泵的转速固定，测量在发动机的燃油入口处不同的压力U的情况下，燃油流量Q的值，将燃油泵控制在多组不同转速下进行测量；
(1)将燃油泵控制在第一转速N1工作，测得Q1＝f(U1i)，i＝1，2，3，…，n；
(2)将燃油泵控制在第二转速N2工作，测得Q2＝f(U2i)，i＝1，2，3，…，n；
(3)将燃油泵控制在第三转速N3工作，测得Q3＝f(U3i)，i＝1，2，3，…，n；
……
(m)将燃油泵控制在第m转速Nm工作，测得Qm＝f(Umi)，i＝1，2，3，…，n。
步骤3：根据测量值将燃油流量拟合为关于燃油泵转速和燃烧室入口压力的函数Q＝f(Nm，Un)；
步骤4：根据步骤3得到的函数Q＝f(Nm，Un)构建数学模型。
本实施例中设置十组不同的转速，并在每组转速情况下，设置十组不同背压值，并采集在每组背压情况下燃油的流量，即本实施例中m、n各取10。
燃油泵的转速设置方法基本在最小转速和最大转速之间平分10档，进行测量。
其中，背压的控制方法通过节流阀的大小来实现：在燃油管道出口设置节流阀，通过不断调节节流阀的大小来实现对背压大小的调节。在发动机能运转的情况下，节流阀可调整的最大值和最小值之间平分10档，进行测量。
背压通过节流阀改变，也是按从小到大变化，分成10档左右测量。
本实施例中流量计采用齿轮流量计对燃油流量进行测量，齿轮流量计测量介质需为润滑性，测量粘度可达10KPa·S，测量精度高。本实施例对燃油流量进行测量的时候，采用燃油和润滑油分离的方式进行供油，这样能够准确的控制燃油量。
发动机数据处理模块将根据函数Q＝f(Nm，Un)构建数学模型发送到微型航空涡喷发动机中的控制中心。如图3所示，微型航空涡喷发动机在工作的时候，可以根据流量计实时反馈的燃油自动控制燃油泵的工作，即流量计将检测到的燃油流量反馈到发动机的控制中心，控制中心根据数学模型获得此时对应的燃油泵的转速，并将对应的转速值与燃油泵此时的转速值进行对比，如果不一致，则通过调节燃油泵的驱动电压从而达到转速的调整效果。这样更有利于提高燃油流量的控制精度，也有利于克服因燃油控制系统特性改变而引起的控制精度下降问题。
推力传感器电压与推力之间的关系的获得方法主要为：如图4所示，先将发动机顶在推力传感器上，用软绳的一端连接发动机，软绳的另一端通过定滑轮连接砝码。发动机的支撑架在滑轨上可以自由滑动。将连接发动机的软绳受力中心和发动机的轴心重合。将推力传感器将检测到的值反馈到发动机数据处理模块中，发动机数据处理模块根据砝码重量获得此时推力传感器电压信号和推力的对应关系，通过更换不同砝码，得到不同推力下的传感器电压值，经过多次测量取平均值，获得电压和推力的函数关系，从而可以直观的知道发动机在工作时的推力。本实施例中通过轴心测量的，测量了7次，取了7次的测量平均值，保证推力测量的准确性。
本实施例中微型航空涡喷发动机参数检测系统在工作时具体过程为：
1、将待检测的微型航空涡喷发动机固定在发动机支撑架上，将进气管道延长管与发动机的进气口固定连接；
2、检查整个系统的电路、油路、助燃气路是否连接就位，燃油从油箱到油泵管路中要充满燃油，不要有空气气泡存在，以免在喷油过程中产生断油现象导致熄火；发动机数据处理模块与发动机数据采集模块之间通讯是否正常；
3、检查微型航空涡喷发动机固定是否有松动，以免发动机运转时振动造成脱落，无关人员撤离现场，检查周围环境是否有容易被发动机吸入的杂物；
4、开始点火，打开滑油泵，开始供滑油，打开风机将起动空气通入进气道，打开热火头电源，等待5秒后，打开助燃气罐，通入助燃气体，助燃气点燃后(会伴有轻微的燃烧声音)，通过发动机数据采集模块反馈的燃烧室出口温度值观察温度变化，成功点燃后，温度值升高，等待10秒左右，让燃烧室预热。关闭热火头电源。打开燃油泵，开始供燃油，开始时燃油缓慢通入，以免气流量供应不足，使燃烧温度过高。观察发动机转速，当转速上升到20000转左右时，缓慢撤掉起动气，在撤掉起动气同时缓慢加油，以快速增加转速提高气流量。此时尾喷管可能会有火焰射出，这是气流量不足的表现，属于正常现象，当转速上升到40000转左右时，尾喷管将看不到火焰，此时不用继续增大燃油量，发动机转速基本稳定，达到怠速状态，关掉助燃气，发动机起动完成。
5、开始测量，增大燃油量，使发动机转速到达预定测试转速范围，等待10秒，确定发动机状态稳定后，开始记录数据。指定三个工作状态(对应三个稳定转速)，每个状态下连续测试，保存10组数据，记录数据间隔5s。该状态点测量完后，增大燃油量，使发动机转速达到下一个状态，继续测量。
6、测量结束后，缓慢减小燃油，降低发动机转速，将发动机转速降至怠速状态，运行10秒左右，再缓慢减小燃油，一直到彻底关闭燃油，立刻将起动气通入进气道，进行发动机冷却，整个过程滑油泵不能关闭，始终保持滑油供入。
7、起动气冷却发动机大约10分钟，并观察燃烧室出口温度值基本降至环境温度后，关闭滑油泵，关闭起动风机电源。
8、实验完成。
Claims (10)
1.一种微型航空涡喷发动机参数检测系统，其特征在于：包括发动机数据采集模块和发动机数据处理模块，其中发动机数据采集模块主要采集微型航空涡喷发动机中的参数数据，并将采集到的数据发送到发动机数据处理模块，发动机数据处理模块对接收到的数据进行处理，将处理得到的参数或参数之间的关系反馈给微型航空涡喷发动机或终端；其中，参数之间的关系包括微型航空涡喷发动机燃油流量与燃油泵转速和发动机的燃油入口处的压力之间的函数关系；处理得到的参数包括微型航空涡喷发动机的进气口的空气质量。
2.根据权利要求1所述的微型航空涡喷发动机参数检测系统，其特征在于：发动机数据采集模块包括支撑台、发动机支撑架、进气道延长管和多个传感器，其中，发动机支撑架通过可移动装置设置在支撑台上，进气道延长管与待检测的微型航空涡喷发动机的进气口连接，进气道延长管设置在支撑台上，多个传感器分别设置在微型航空涡喷发动机和发动机支撑架上，用于采集微型航空涡喷发动机工作时的数据。
3.根据权利要求2所述的微型航空涡喷发动机参数检测系统，其特征在于：所述进气道延长管的入口端为喇叭口式进气口，进气道延长管入口端的直径为发动机进气管直径的2～3倍；进气道延长管出口端与待检测的微型航空涡喷发动机的进气口的大小相适应。
4.根据权利要求1所述的微型航空涡喷发动机参数检测系统，其特征在于：发动机数据处理模块处理得到微型航空涡喷发动机燃油流量与燃油泵转速和发动机的燃油入口处的压力之间的函数关系的方法为：仅采用燃油给微型航空涡喷发动机供油使发动机工作，将燃油泵的转速固定后，测量在发动机的燃油入口处不同的压力值的情况下，燃油流量的值；改变燃油泵的转速，重复测量在发动机的燃油入口处不同的压力值的情况下，燃油流量的值；根据多组测量值将燃油流量拟合为关于燃油泵转速和发动机的燃油入口处压力的函数。
5.根据权利要求4所述的微型航空涡喷发动机参数检测系统，其特征在于：燃油流量采用齿轮流量计进行测量。
6.根据权利要求1所述的微型航空涡喷发动机参数检测系统，其特征在于：发动机数据处理模块处理得到微型航空涡喷发动机的进气口的空气质量主要包括以下步骤：
步骤1：根据公式ΔP＝P1-P2计算出微型航空涡喷发动机进气口的气流压差ΔP；
步骤2：根据公式
计算出微型航空涡喷发动机进气口的空气密度ρ；
步骤3：根据公式
得到微型航空涡喷发动机进气口的空气速度V；
步骤4：根据公式M＝ρVA得到微型航空涡喷发动机进气口的空气质量M；
其中，P1为设置在微型航空涡喷发动机进气口的第一压力传感器反馈的进气口气流总压值，P2为设置在微型航空涡喷发动机进气口的第二压力传感器反馈的进气口静压值，T1为设置在微型航空涡喷发动机进气口的第一温度传感器反馈的进气口的温度，A为微型航空涡喷发动机进气口的截面积。
7.根据权利要求6所述的微型航空涡喷发动机参数检测系统，其特征在于：第一压力传感器采用皮托管；第二压力传感器采用采用壁面静压管。
8.一种微型航空涡喷发动机参数检测方法，其特征在于：包括以下步骤：
将待检测的微型航空涡喷发动机的设置在动机数据采集模块中的测试平台上；
将发动机数据采集模块中的多个传感器分别设置在待检测的微型航空涡喷发动机上；
起动待检测的微型航空涡喷发动机；
多个传感器开始采集待检测的微型航空涡喷发动机的数据，并将采集到的数据分别发送给发动机数据处理模块，发动机数据处理模块对接收到的数据进行处理，将处理得到的参数或参数之间的关系反馈给微型航空涡喷发动机或终端；
其中，参数之间的关系包括微型航空涡喷发动机燃油流量与燃油泵转速和燃烧室入口处的压力之间的函数关系；处理得到的参数包括微型航空涡喷发动机的进气口的空气质量。
9.根据权利要求8所述的型航空涡喷发动机参数检测方法，其特征在于：启动待检测的微型航空涡喷发动机的方法为：点火，打开滑油泵，开始供滑油，打开风机起动空气通入微型航空涡喷发动机的进气道；打开热火头电源，等待5秒后，打开助燃气罐，通入助燃气体，完成燃烧室预热后，关闭热火头电源；打开燃油泵，开始供燃油，开始时燃油缓慢通入，使燃烧温度过高；观察发动机转速，当发动机转速上升到20000转时，缓慢撤掉起动气，在撤掉起动气同时缓慢加入燃油；当发动机转速上升到40000转时，关掉助燃气，发动机起动完成。
10.根据权利要求8所述的型航空涡喷发动机参数检测方法，其特征在于：发动机数据处理模块处理得到微型航空涡喷发动机燃油流量与燃油泵转速和发动机的燃油入口处的压力之间的函数关系的方法为：仅采用燃油给微型航空涡喷发动机供油使发动机工作，将燃油泵的转速固定后，测量在发动机的燃油入口处不同的压力值的情况下，燃油流量的值；改变燃油泵的转速，重复测量在发动机的燃油入口处不同的压力值的情况下，燃油流量的值；根据多组测量值将燃油流量拟合为关于燃油泵转速和发动机的燃油入口处压力的函数。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110361357.2A CN113074949A (zh) | 2021-04-02 | 2021-04-02 | 微型航空涡喷发动机参数检测系统及方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110361357.2A CN113074949A (zh) | 2021-04-02 | 2021-04-02 | 微型航空涡喷发动机参数检测系统及方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN113074949A true CN113074949A (zh) | 2021-07-06 |
Family
ID=76614954
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202110361357.2A Pending CN113074949A (zh) | 2021-04-02 | 2021-04-02 | 微型航空涡喷发动机参数检测系统及方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN113074949A (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114136644A (zh) * | 2021-10-20 | 2022-03-04 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种航空发动机地面台试验进气道阻力测量装置及方法 |
Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101363375A (zh) * | 2007-07-20 | 2009-02-11 | 通用汽车环球科技运作公司 | 内燃发动机空气流量估计方法和装置 |
| CN102439274A (zh) * | 2009-04-29 | 2012-05-02 | 斯奈克玛 | 一种向涡轮机燃烧室供给经调节流量的燃油的方法和装置 |
| CN106643942A (zh) * | 2016-12-21 | 2017-05-10 | 四川成发普睿玛机械工业制造有限责任公司 | 航空发动机涡轮叶片空气流量试验装置 |
| CN106640379A (zh) * | 2016-10-17 | 2017-05-10 | 中国民用航空飞行学院 | 微型涡喷发动机的起动和供油系统及其启动和供油方法 |
| CN107942653A (zh) * | 2017-10-30 | 2018-04-20 | 南京航空航天大学 | 航空电动燃油泵流量控制系统传感器故障鲁棒容错方法 |
| RU2665567C1 (ru) * | 2017-08-15 | 2018-08-31 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Способ управления форсажной камерой сгорания |
| CN108762089A (zh) * | 2018-06-15 | 2018-11-06 | 大连理工大学 | 一种基于模型预测的航空发动机在线优化及多变量控制设计方法 |
| CN109667673A (zh) * | 2018-12-12 | 2019-04-23 | 陕西拓世动能科技有限公司 | 微型航空涡喷发动机的控制方法及装置 |
| CN109891079A (zh) * | 2016-10-20 | 2019-06-14 | 戴内瑟特股份公司 | 用于调节注入燃烧发动机中的氢气和氧气的按需电解生产的管理系统和方法 |
| CN110043370A (zh) * | 2018-01-17 | 2019-07-23 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 涡扇发动机核心机的空气流量测量方法 |
| CN209589148U (zh) * | 2019-05-09 | 2019-11-05 | 广西玉柴机器股份有限公司 | 大功率发动机空气质量流量测量装置 |
| CN110726561A (zh) * | 2019-10-18 | 2020-01-24 | 中国科学院力学研究所 | 一种小型涡轮喷气发动机试验台 |
-
2021
- 2021-04-02 CN CN202110361357.2A patent/CN113074949A/zh active Pending
Patent Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101363375A (zh) * | 2007-07-20 | 2009-02-11 | 通用汽车环球科技运作公司 | 内燃发动机空气流量估计方法和装置 |
| CN102439274A (zh) * | 2009-04-29 | 2012-05-02 | 斯奈克玛 | 一种向涡轮机燃烧室供给经调节流量的燃油的方法和装置 |
| CN106640379A (zh) * | 2016-10-17 | 2017-05-10 | 中国民用航空飞行学院 | 微型涡喷发动机的起动和供油系统及其启动和供油方法 |
| CN109891079A (zh) * | 2016-10-20 | 2019-06-14 | 戴内瑟特股份公司 | 用于调节注入燃烧发动机中的氢气和氧气的按需电解生产的管理系统和方法 |
| CN106643942A (zh) * | 2016-12-21 | 2017-05-10 | 四川成发普睿玛机械工业制造有限责任公司 | 航空发动机涡轮叶片空气流量试验装置 |
| RU2665567C1 (ru) * | 2017-08-15 | 2018-08-31 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Способ управления форсажной камерой сгорания |
| CN107942653A (zh) * | 2017-10-30 | 2018-04-20 | 南京航空航天大学 | 航空电动燃油泵流量控制系统传感器故障鲁棒容错方法 |
| CN110043370A (zh) * | 2018-01-17 | 2019-07-23 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 涡扇发动机核心机的空气流量测量方法 |
| CN108762089A (zh) * | 2018-06-15 | 2018-11-06 | 大连理工大学 | 一种基于模型预测的航空发动机在线优化及多变量控制设计方法 |
| CN109667673A (zh) * | 2018-12-12 | 2019-04-23 | 陕西拓世动能科技有限公司 | 微型航空涡喷发动机的控制方法及装置 |
| CN209589148U (zh) * | 2019-05-09 | 2019-11-05 | 广西玉柴机器股份有限公司 | 大功率发动机空气质量流量测量装置 |
| CN110726561A (zh) * | 2019-10-18 | 2020-01-24 | 中国科学院力学研究所 | 一种小型涡轮喷气发动机试验台 |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114136644A (zh) * | 2021-10-20 | 2022-03-04 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种航空发动机地面台试验进气道阻力测量装置及方法 |
| CN114136644B (zh) * | 2021-10-20 | 2023-09-19 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种航空发动机地面台试验进气道阻力测量装置及方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN106248278B (zh) | 一种涡轮增压器轴向力测量系统及其测试方法 | |
| US6473705B1 (en) | System and method for direct non-intrusive measurement of corrected airflow | |
| Rasheed et al. | Experimental investigations of an axial turbine driven by a multi-tube pulsed detonation combustor system | |
| CA2783222C (fr) | Procede de determination de vitesse air d'un aeronef et aeronef equipe de moyens de mise en oeuvre | |
| CN113029502B (zh) | 一种进排气同时模拟的短舱风洞试验方法 | |
| CN102798520A (zh) | 涡轮增压器综合试验台 | |
| CN110726562A (zh) | 一种扩压器与火焰筒优化匹配实验研究装置 | |
| Leylek et al. | An investigation into performance modeling of a small gas turbine engine | |
| RU2383001C1 (ru) | Способ отладки газотурбинного двигателя с форсажной камерой | |
| CN113074949A (zh) | 微型航空涡喷发动机参数检测系统及方法 | |
| RU2697588C1 (ru) | Способ испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда | |
| CN114755018A (zh) | 涡喷涡扇发动机高空模拟试验装置及试验方法 | |
| CN109460628A (zh) | 一种进气道与发动机共同工作的流量匹配评估方法 | |
| Marelli et al. | Heat transfer effects on performance map of a turbocharger compressor for automotive application | |
| CN110160792B (zh) | 一种动力系统动态模拟试验方法 | |
| CN115756035A (zh) | 航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台及控制方法 | |
| Chiang et al. | An investigation of steady and dynamic performance of a small turbojet engine | |
| RU2592562C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя | |
| RU2389008C1 (ru) | Способ отладки газотурбинного двигателя с форсажной камерой | |
| RU2645066C1 (ru) | Способ испытания авиационного турбореактивного двигателя | |
| CN117740384B (zh) | 一种燃烧性能敏感性评估方法及装置 | |
| RU2023248C1 (ru) | Способ испытаний турбокомпрессора наддува двигателя внутреннего сгорания и стенд для его осуществления | |
| Chiang et al. | Dynamic performance of a small turbojet engine | |
| RU2555940C2 (ru) | Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом | |
| Brendlinger et al. | Traversing Nozzle Probe in Small Gas Turbine Engines |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |