CN116046212A - 一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置 - Google Patents

一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置 Download PDF

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李祺炜
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Abstract

本发明属于直升机试验技术领域，公开了一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置，先对直升机发动机进行热流场理论计算，然后根据热流场理论计算结果，由前端到后端选取三个表征发动机热流场分布的剖面分别设置若干个温度传感器安装点，将温度传感器安装在每个温度传感器安装点上，并均连接温度采集装置，温度传感器将温度信号发送给温度采集装置后，温度采集装置将温度信号发送给服务器。本发明使用接触式温度测量技术对热流场温度进行测量，实现直升机地面联合试验台发动机舱温场测量，测量原理简单实用，不易受干扰，维护成本较低，可实时显示温度数据，为各工况下发动机舱热流场分布情况与发动机舱进、排气系统的功能优化提供数据基础。

Description

一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置
技术领域
本发明属于直升机试验技术领域，涉及一种直升机地面试验中的温度测量装置，具体涉及一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置。
背景技术
发动机作为直升机的动力来源，其所处动力舱的温度场分布及变化过程是直升机飞行和地面试验的重要性能指标。温场测量结果关系到发动机舱进、排气系统的详细设计及功能优化，对各工况下发动机舱热流场分布情况的仿真结果验证及数据分析具有重要意义。
在直升机地面联合试验的复杂温场环境下，需要对发动机舱内热流场的温度变化进行实时安全监控。目前热流场温度测量方法主要为以热成像技术为代表的非接触式测温技术，但该测温技术在直升机地面联合试验中易受发动机之外的其余部件温度影响。而接触式温度测量技术主要使用温度传感器、晶体、示温漆手段，操作原理简单，温度数据可靠性高，但应用于发动机舱温场测量时存在流场振动影响、测温不全面、难以远程动态监控的问题。
发明内容
本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提供了一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置，根据发动机流场计算结果选取三个剖面，使用分布式温度传感器布置方式，输出电压信号实时进入地面温度采集设备，并下传至服务器计算机内数采软件进行温度实时显示。
本发明的技术方案：
一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置，包括以下步骤：
步骤一，对直升机发动机进行热流场理论计算，基于质升级发动机的实际部件和尺寸，利用CFD方法计算得到直升机发动机舱热流场理论计算结果；
步骤二，根据热流场理论计算结果，由前端到后端选取低温到高温三个表征发动机热流场分布的剖面，分别为第一剖面、第二剖面和第三剖面；
步骤三，第一剖面一个温度传感器安装点，第二剖面等间距布置至少2个温度传感器安装点，第三剖面等间距布置至少3个温度传感器安装点；
步骤四，将温度传感器安装在每个温度传感器安装点上，并均连接温度采集装置；
步骤五，温度传感器将温度信号发送给温度采集装置后，温度采集装置将温度信号发送给服务器。
进一步的，步骤一中，直升机发动机进行热流场理论计算具体为：
第一步，按照直升机实际尺寸建立三维模型，包括旋翼、发动机、引射管、整流罩等部件；
第二步，应用CFD方法，根据直升机工作状态下气动特性对动力舱计算区域进行网格划分，分别为定义旋翼运动的旋翼子区域、计算动力舱内部流场的动力舱子区域、以及连接上述两区域并设置飞行参数的远场子区域；
第三步，选择可压缩气体作为流体介质，根据动力舱内湍流流动选择Realizablek-ε湍流模型，根据发动机外表面辐射散热选择Discete Ordinates热辐射模型，并依据飞行参数设置远场来流速度与大气压力，依据发动机参数设置辐射散热系数与排气流量密度；
第四步，选择基于密度的非定常求解模型进行计算，得到发动机舱热流场理论计算结果。
进一步的，步骤二中，第一剖面是气流流经的前端剖面，具体为压气机剖面，是低温剖面，根据发动机舱热流场理论计算结果选择流场中温度不受后端影响的剖面，具体靠近动力舱整流罩进气口。
进一步的，步骤二中，第二剖面是气流流经的中段剖面，具体为燃烧室剖面，是中高温剖面，对应燃烧室所在位置。
进一步的，步骤二中，第三剖面是气流流经的后端剖面，具体为尾喷管剖面，是发动机舱热流场理论计算结果中热流场温度最高的剖面。
进一步的，步骤三中，具体在第一剖面的整流罩进气口下部30mm处布置一个温度传感器安装点，在第二剖面等400mm间距布置3个温度传感器安装点，第三剖面等200mm间距布置6个温度传感器安装点。
进一步的，温度传感器为纽扣式铠装结构的热敏电阻式温度传感器，热敏电阻整体封装在纽扣内部，热敏电阻的两端加恒流源激励，测量电阻两端的电压，根据电压温度对应关系，获得温度数据。
进一步的，步骤四中，在光滑复材曲面中安装温度传感器的方法为：
第一步，使用酒精对温度传感器表面及安装处整流罩表面进行清洁，保证接触面无灰尘、油渍；
第二步，将清洁后区域粘贴美纹纸，框出20mm*20mm传感器安装区域；
第三步，光滑复材曲面使用快干胶将传感器粘贴在整流罩表面进行初步固定，使用704耐高温硅橡胶在传感器周围均匀涂抹，静置等待24小时固化。
进一步的，具有增大摩擦力作用的大颗粒粗糙表面安装温度传感器的方法为：
第一步，使用酒精对温度传感器表面及安装处整流罩表面进行清洁，保证接触面无灰尘、油渍；
第二步，将清洁后区域粘贴美纹纸，框出20mm*20mm传感器安装区域；
第三步，在大颗粒粗糙表面首先涂抹一层704耐高温硅橡胶，填平粗糙表面，表面固化1小时，直至表面初步硬化，然后将传感器与整流罩接触面涂抹一层704耐高温硅橡胶，粘贴在整流罩表面，使用704耐高温硅橡胶在传感器周围均匀涂抹，使用美纹纸以十字形式进行固定，两小时后，待704耐高温硅橡胶初步固化，撕下美纹纸，静置等待24小时固化。
进一步的，上述步骤还包括第四步，温度传感器测试线缆使用铝箔胶带固定粘贴在发动机舱整流罩上，并汇总在发动机舱前部，与整流罩下侧锁闭机构连杆固定，经发动机舱前防火墙测试孔后通过机上布线通道连接地面温度采集设备；温度测试线缆布线过程中避开高温区域，线束收拢与整流罩下侧锁闭机构连杆固定时留足整流罩开合过程的伸缩长度，并在线束收拢固定前100mm长度区域使用硅橡胶平铺涂抹固定温度测试线缆。
本发明的有益效果：
1、本发明使用接触式温度测量技术对热流场温度进行测量，实现直升机地面联合试验台发动机舱温场测量。
2、本发明的测量原理简单实用，不易受干扰，维护成本较低，可实时显示温度数据，并回看对比分析全历程温度数据，可为各工况下发动机舱热流场分布情况与发动机舱进、排气系统的功能优化提供数据基础。
3、本发明的测量装置稳定可靠，能够长期重复使用。
附图说明
图1为本发明的直升机发动机舱温场剖面示意图；
图2为压气机剖面的温度传感器布置图；
图3为燃烧室剖面的温度传感器布置图
图4为尾喷管剖面的温度传感器布置图
图5为传感器铠装设计模型示意图；
图6为温度采集装置原理框图；
其中，1至10为实施例的10个温度传感器安装点也即测点，11是压气机剖面，12是燃烧室剖面，13是尾喷管剖面，14是整流罩下侧锁闭机构连杆。
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，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。
本发明提供了一种直升机地面联合试验台发动机舱温场测量装置，包括多个PT100温度传感器、地面温度采集设备、服务器计算机数采软件。技术方案主要包含以下步骤：
热流场理论计算。在分析直升机发动机舱热流场分布时，不仅要考虑直升机工作状态下进、排气气流的影响，还需考虑旋翼下洗气流的影响。首先按照直升机实际尺寸建立三维模型，包括旋翼、发动机、引射管、整流罩等部件。应用计算流体动力学(CFD)方法，根据直升机工作状态下气动特性对动力舱计算区域进行网格划分，分别为定义旋翼运动的旋翼子区域、计算动力舱内部流场的动力舱子区域、以及连接上述两区域并设置飞行参数的远场子区域。选择可压缩气体作为流体介质，根据动力舱内湍流流动选择Realizablek-ε湍流模型，根据发动机外表面辐射散热选择Discete Ordinates热辐射模型，并依据飞行参数设置远场来流速度与大气压力，依据发动机参数设置辐射散热系数与排气流量密度。选择基于密度的非定常求解模型进行计算，得到发动机舱热流场理论计算结果。结果表明：外界环境中的空气通过动力舱整流罩进气口进入动力舱内部，流经燃烧室高温区并从动力舱引射管流出，空气流动带走了动力舱内部的热量，使发动机附近部件表面最高温度达到了合理的水平。
测点剖面分解。如图1所示，发动机工作状态下，由于发动机燃烧室燃烧产生高温高压气体从尾喷管喷出进入引射管，在尾喷管负压气流的作用，会将外界常温气体从动力舱进气口引入，气体流经11、12、13剖面，并从引射管流出，同时带走发动机舱内部辐射的高温气体。结合发动机舱热流场理论计算结果，本专利以燃烧室为分割剖面，将动力舱分成压气机剖面11、燃烧室剖面12、尾喷管剖面13作为发动机舱温场测量剖面，其中11剖面为低温剖面，选择方法是根据前述的结果选择流场中温度不受后端影响的剖面，具体靠近动力舱整流罩进气口，能够分析进气温度分布；12剖面为燃烧室剖面，对应燃烧室所在位置，能够对高温区辐射温度情况进行分析，13剖面取前述结果中流场温度最高处，此处为关键的剖面，能够对排气高温区辐射温度情况进行分析。
传感器布置方法。动力舱在压气机剖面11为低温区域，根据动力舱温度场仿真分析，此剖面温度较低，且温度场分布基本一致，故选择整流罩进气口下部30mm处安装温度传感器(测点1)作为该剖面温度特征测点，如图2所示。燃烧室剖面12以400mm等间距分别安装3个温度传感器(测点2、3、4)作为做该剖面特征测点，如图3所示。尾喷管剖面13为关键的剖面，由于此处流场较为复杂，导致其温度场分布极为不均匀，因此在此剖面对应的整流罩内侧以200mm等间距分别安装6个温度传感器(测点5、6、7、8、9、10)作为做该剖面特征测点，如图4所示。
如图5所示，传感器及其铠装设计。动力舱环境非常严酷，存在高温辐射、电机强电流电磁场干扰。高温辐射无法避免，需要降低电机的强电磁干扰。选择PT100铂电阻温度传感器作为传感元件，其测量原理是在热敏电阻两端加恒流源激励，测量电阻两端的电压，根据电压温度对应关系，获得温度数据。在0-450℃范围内，其测试精度可达到0.2℃，同时具有抗电磁干扰强的优势。使用纽扣式铠装结构，将铂电阻整体封装在纽扣内部，提高了传感器的抗振能力，同时能够更紧密的贴附在整流罩内表面，便于安装。
温度传感器安装工艺设计。整流罩内部表面存在两种结构，一种是光滑复材曲面，一种是具有增大摩擦力作用的大颗粒粗糙表面。安装工艺如下：
1、使用95％浓度酒精对温度传感器表面及安装处整流罩表面进行清洁，保证接触面无灰尘、油渍；
2、将清洁后区域粘贴美纹纸，框出20mm*20mm传感器安装区域；
3、光滑复材曲面使用CN胶(509胶等快干胶)将传感器粘贴在整流罩表面进行初步固定，使用704耐高温硅橡胶在传感器周围均匀涂抹，静置等待24小时固化。
4、大颗粒粗糙表面首先涂抹一层704耐高温硅橡胶，填平粗糙表面，表面固化1小时，直至表面初步硬化，然后将传感器与整流罩接触面涂抹一层704耐高温硅橡胶，粘贴在整流罩表面，使用704耐高温硅橡胶在传感器周围均匀涂抹，使用美纹纸以十字形式进行固定，两小时后，待704耐高温硅橡胶初步固化，撕下美纹纸，静置等待24小时固化。
温度传感器测试线缆使用铝箔胶带固定粘贴在发动机舱整流罩上，并汇总在发动机舱前部，与整流罩下侧锁闭机构连杆14固定，经发动机舱前防火墙测试孔后通过机上布线通道连接地面温度采集设备。温度测试线缆布线过程中避开高温区域，线束收拢与整流罩下侧锁闭机构连杆14固定时留足整流罩开合过程的伸缩长度，并在线束收拢固定前100mm长度区域使用硅橡胶平铺涂抹固定温度测试线缆。
设计温度采集装置。地面温度采集设备与服务器计算机之间通过网线连接，基于以太网进行通信，将PT100温度传感器电压信号经过滤波处理、A/D转换后输出温度数字信号，进而在数采软件上实现温度数据实时显示，同时具备全历程温度数据回看对比分析功能。温度采集装置原理框图如图6所示。
以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一，对直升机发动机进行热流场理论计算，基于质升级发动机的实际部件和尺寸，利用CFD方法计算得到直升机发动机舱热流场理论计算结果；
步骤二，根据热流场理论计算结果，由前端到后端选取低温到高温三个表征发动机热流场分布的剖面，分别为第一剖面、第二剖面和第三剖面；
步骤三，第一剖面一个温度传感器安装点，第二剖面等间距布置至少2个温度传感器安装点，第三剖面等间距布置至少3个温度传感器安装点；
步骤四，将温度传感器安装在每个温度传感器安装点上，并均连接温度采集装置；
步骤五，温度传感器将温度信号发送给温度采集装置后，温度采集装置将温度信号发送给服务器。
2.根据权利要求1所述的一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置，其特征在于，步骤一中，直升机发动机进行热流场理论计算具体为：
第一步，按照直升机实际尺寸建立三维模型，包括旋翼、发动机、引射管、整流罩等部件；
第二步，应用CFD方法，根据直升机工作状态下气动特性对动力舱计算区域进行网格划分，分别为定义旋翼运动的旋翼子区域、计算动力舱内部流场的动力舱子区域、以及连接上述两区域并设置飞行参数的远场子区域；
第三步，选择可压缩气体作为流体介质，根据动力舱内湍流流动选择Realizablek-ε湍流模型，根据发动机外表面辐射散热选择Discete Ordinates热辐射模型，并依据飞行参数设置远场来流速度与大气压力，依据发动机参数设置辐射散热系数与排气流量密度；
第四步，选择基于密度的非定常求解模型进行计算，得到发动机舱热流场理论计算结果。
3.根据权利要求1所述的一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置，其特征在于，步骤二中，第一剖面是气流流经的前端剖面，具体为压气机剖面，是低温剖面，根据发动机舱热流场理论计算结果选择流场中温度不受后端影响的剖面，具体靠近动力舱整流罩进气口。
4.根据权利要求1所述的一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置，其特征在于，步骤二中，第二剖面是气流流经的中段剖面，具体为燃烧室剖面，是中高温剖面，对应燃烧室所在位置。
5.根据权利要求1所述的一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置，其特征在于，步骤二中，第三剖面是气流流经的后端剖面，具体为尾喷管剖面，是发动机舱热流场理论计算结果中热流场温度最高的剖面。
6.根据权利要求1所述的一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置，其特征在于，步骤三中，具体在第一剖面的整流罩进气口下部30mm处布置一个温度传感器安装点，在第二剖面等400mm间距布置3个温度传感器安装点，第三剖面等200mm间距布置6个温度传感器安装点。
7.根据权利要求1所述的一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置，其特征在于，温度传感器为纽扣式铠装结构的热敏电阻式温度传感器，热敏电阻整体封装在纽扣内部，热敏电阻的两端加恒流源激励，测量电阻两端的电压，根据电压温度对应关系，获得温度数据。
8.根据权利要求1所述的一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置，其特征在于，步骤四中，在光滑复材曲面中安装温度传感器的方法为：
第一步，使用酒精对温度传感器表面及安装处整流罩表面进行清洁，保证接触面无灰尘、油渍；
第二步，将清洁后区域粘贴美纹纸，框出20mm*20mm传感器安装区域；
第三步，光滑复材曲面使用快干胶将传感器粘贴在整流罩表面进行初步固定，使用704耐高温硅橡胶在传感器周围均匀涂抹，静置等待24小时固化。
9.根据权利要求1所述的一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置，其特征在于，具有增大摩擦力作用的大颗粒粗糙表面安装温度传感器的方法为：
第一步，使用酒精对温度传感器表面及安装处整流罩表面进行清洁，保证接触面无灰尘、油渍；
第二步，将清洁后区域粘贴美纹纸，框出20mm*20mm传感器安装区域；
第三步，在大颗粒粗糙表面首先涂抹一层704耐高温硅橡胶，填平粗糙表面，表面固化1小时，直至表面初步硬化，然后将传感器与整流罩接触面涂抹一层704耐高温硅橡胶，粘贴在整流罩表面，使用704耐高温硅橡胶在传感器周围均匀涂抹，使用美纹纸以十字形式进行固定，两小时后，待704耐高温硅橡胶初步固化，撕下美纹纸，静置等待24小时固化。
10.根据权利要求8或9所述的一种直升机地面联合试验发动机舱温场测量装置，其特征在于，安装温度传感器的方法还包括第四步，温度传感器测试线缆使用铝箔胶带固定粘贴在发动机舱整流罩上，并汇总在发动机舱前部，与整流罩下侧锁闭机构连杆固定，经发动机舱前防火墙测试孔后通过机上布线通道连接地面温度采集设备；温度测试线缆布线过程中避开高温区域，线束收拢与整流罩下侧锁闭机构连杆固定时留足整流罩开合过程的伸缩长度，并在线束收拢固定前100mm长度区域使用硅橡胶平铺涂抹固定温度测试线缆。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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