CN217059356U - 一种航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台，包括试验平台，试验平台主要包括台架，台架上安装空气压缩系统，该空气压缩系统通过气路管道依次连接空气加温装置、转子碰摩装置、微型涡喷发动机、燃油供给装置和喷管；喷管的出口连接涡轮模拟装置；空气压缩系统与空气加温装置之间的气路管道以及微型涡喷发动机与喷管之间的气路管道上还设有颗粒物注入装置；每一段气路管道上均设有静电传感器。本发明能够进行航空发动机燃气排气中金属颗粒、非金属颗粒的静电信号与排气温度、压力、速度等参数的关系研究以及进行发动机燃烧积碳或发动机掉块对涡轮部件的损害故障模拟及静电特性研究。

Description

一种航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台

技术领域

本发明涉及航空发动机在线监测和视情维修领域，具体是一种新型航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台。

背景技术

航空发动机被称为飞机的心脏，是各类军用和民用飞机的核心组件之一，其可靠性对于飞行安全极其重要。在航空发动机的所有部件中，气路部件是保证发动机正常工作最关键的部件。发动机气路部件长期处于高温、高压的工作环境中，其故障率一直居高不下，气路部件故障是引起发动机严重事故的主要诱因之一。航空发动机气路部件常见故障主要有外来物吸入、燃烧室积碳、叶片-机匣碰摩、部件烧蚀掉块、涡轮部件的叶片裂纹及剥落掉块等。根据统计，由航空发动机气路部件故障引起的故障约占发动机故障总数的百分之九十，因此发动机气路部件状态进行监测对于发动机整机状态监测与故障诊断具有重要意义。

目前航空发动机行业实际应用的故障诊断方法主要是离线状态检测和故障诊断，但在实际运行过程中只有当发动机的故障到达一定程度时才可被检测到，离线状态监测无法提取到故障初期的信息并提供预警。近年来航空发动机在线静电监测技术得到较大发展，此项技术通过对发动机气路通道中电荷水平的监测来实现对发动机气路工作部件的实时监控，依据监测到的数据对发动机的工况和性能以及未来发展趋势做进一步的分析和处理，从而提供发动机气路部件故障早期预警信息，实现发动机工作状态的在线监测和实时故障诊断。鉴于航空发动机健康管理系统对于气路静电监测技术等新型状态监测技术具有着强烈的需求，基于静电传感器监测航空发动机在线状态监测和故障诊断已经成为研究热点。

气路静电监测技术需要进行大量的故障模拟试验进行样本数据库的构建及相关机理的研究，此技术存在模拟发动机故障试验经济成本高、试车全寿命周期长导致难以及时捕捉到故障信息等难题。目前，国内用于模拟发动机气路部件故障的发动机试车台类型单一，试验台建设完成后一般仅能够模拟发动机气路常见故障中的一种或几种且存在故障模拟条件与真实航空发动机试车条件差异大、故障模拟状态不全面、可测试和采集的数据不够充分、模拟全部试验需要建造不同类型的试验台导致试验台造价昂贵等缺陷，因此设计一种性价比高并能够进行模拟真实发动机试车环境下的具备多种故障试验能力的新型试验台是十分必要的。

发明内容

为解决现有技术的不足，本发明提供一种航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台，旨在通过分体式结构试验段独立或组合试验来模拟航空发动机真实试车环境下多种类型的故障，利用静电监测技术实现对航空发动机故障的实时在线监测与诊断研究。

一种航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台包括试验平台，包括试验平台，在试验平台安装空气压缩系统，空气压缩系统通过气路管道依次连接空气加温装置、转子碰摩装置、微型涡喷发动机、燃油供给装置和喷管；喷管的出口连接涡轮模拟装置；

在空气压缩系统与空气加温装置之间的气路管道以及微型涡喷发动机与喷管之间的气路管道上设有颗粒物注入装置；每一段气路管道上均设有静电传感器。

作为优选，试验平台还包括控制系统，该控制系统电信连接空气压缩系统、空气加温装置、颗粒物注入装置、转子碰摩装置、微型涡喷发动机以及燃油供给装置。

作为优选，试验平台还包括采集信号的信号采集系统，该信号采集系统电信连接空气加温装置、微型涡喷发动机以及静电传感器。

作为优选，空气压缩系统包括通过气路管道依次连接的空气压缩机、储气罐、放空阀、闸阀、过滤器、调压阀和快速阀。

作为优选，涡轮模拟装置包括中空圆筒状的机匣筒，该机匣筒的圆心处设有旋转轴系，旋转轴系通过轴系固定连杆与机匣筒的内壁面相连；以旋转轴系为中心，在该旋转轴系的周围分布涡轮静子和涡轮转子；机匣筒的壁面设有静电传感器安装孔。

作为优选，旋转轴系包括依次连接的固定螺栓组件、前端轴承、旋转轴与后端轴承；前端轴承和旋转轴通过固定螺栓组件连接，并将前端轴承固定在旋转轴上；后端轴承和旋转轴通过卡簧固定组件连接，并将后端轴承固定在旋转轴上。

作为优选，静电传感器包括第一至第七静电传感器，通过螺纹管道分别架设，第一静电传感器架设在空气压缩系统与空气加温装置之间的第一气路管道上，第二静电传感器架设在空气加温装置与转子碰摩装置之间的第二气路管道上，第三静电传感器架设在转子碰摩装置与微型涡喷发动机之间的第三气路管道上，第四、第五静电传感器架设在燃油供给装置中的燃油试验管道的两端，第六静电传感器架设在涡轮模拟装置近喷管的一端，第七静电传感器架设在排气管道上。

本发明具有以下有益效果：

(1)本发明航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台采用分段组合式设计，通过不同组合能够进行多种航空发动机故障模拟和静电测试，极大增加了故障模拟的类型数量，提高了测试和采集数据的类型和样本数量进而提高了静电监测研究对于航空发动机故障诊断类型的普遍适用性；

(2)本发明通过空气压缩系统中快速阀、放空阀、闸阀和过滤器的组合设计，可以有效保护气源后方试验操作人员的安全，提高了整体试验的安全性；通过储气罐、调压阀和快速阀组合设计增加了试验中高速气流的稳定性和可控性，提高了试验精度；

(3)本发明提供一种航空发动机燃气排气中金属颗粒、非金属颗粒的静电信号与排气温度、排气压力、排气速度等参数的关系研究，有益于在低成本条件下开展金属颗粒、非金属颗粒的静电信号与排气温度、排气压力、排气速度等参数关系的基础研究；

(4)本发明提供一种涡轮部件的叶片裂纹及剥落掉块故障模拟及静电特性研究，采用喷管对微型涡喷发动机高温尾焰气流进行加速至规定马赫数，可以有效模拟航空发动机尾焰高速气流对涡轮叶片高温陶瓷涂层的冲击和灼烧后产生的陶瓷涂层剥落掉块故障；

(5)本发明提供一种涡轮模拟装置，此装置结构简单，加工方便，成本低廉，相对于直接采用微型涡喷发动机进行涡轮故障试验可以极大降低试验成本；

(6)本发明在进行叶片-机匣碰摩故障模拟及静电特性研究时使用空气加温装置模拟航空发动机尾焰高温，取消了传统碰摩试验中使用微型涡喷发动机作为热源的需求，减少了对微型涡喷发动机的损耗，降低了成本，提高了试验的安全性；

(7)本发明的空气加温装置和微型涡喷发动机可以以较低成本模拟相对真实航空发动机试车条件，分段组合式设计，可以通过不同组合进行多种航空发动机故障模拟和静电测试，相对分别建造不同的试验台降低了成本，综合性价比高。

附图说明

图1为本发明一个实施例的航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台整体组成示意图；

图2为本发明一个实施例的空气压缩系统组成示意图；

图3为本发明一个实施例的涡轮模拟装置结构示意图；

图4为本发明一个实施例的旋转轴系结构示意图；

图5为本发明一个实施例的涡轮模拟装置局部示意图；

图6为本发明一个实施例的涡轮模拟装置前视图；

图7为本发明一个实施例的涡轮模拟装置后视图；

图8为本发明一个实施例的涡轮模拟装置前侧视图；

图9为本发明一个实施例的涡轮模拟装置后侧视图。

附图标记：

1空气压缩系统、101空气压缩机、102储气罐、103放空阀、104闸阀、105

过滤器、106调压阀、107快速阀、2空气加温装置、3颗粒物注入装置、301颗粒物注入装置、302颗粒物注入装置、4控制系统、5转子碰摩装置、6微型涡喷发动机、7燃油供给装置、701燃油喷射装置、702燃油试验管道、8喷管、9涡轮模拟装置、901机匣筒、902旋转轴系、903轴系固定连杆、904涡轮静子、905涡轮转子、906静电传感器安装孔、902a固定螺、902b前端轴承、902c旋转轴、902d卡簧固定组件、902e后端轴承、902f压紧螺栓、10排气管道、11排气阀、12静电传感器、1201第一静电传感器、1202第二静电传感器、1203第三静电传感器、1204

第四静电传感器、1205第五静电传感器、1206第六静电传感器、1207第七静电传感器、13信号采集系统、14气路管道、1401第一气路管道、1402第二气路管道、

1403第三气路管道、15台架。

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。

本发明提供一种试验条件与真实航空发动机试车条件差异小、可模拟故障类型多、测试和采集数据充分以及综合性价比高的新型航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台，旨在通过分体式结构试验段独立或组合试验来模拟航空发动机真实试车环境下多种类型的故障，利用静电监测技术实现对航空发动机故障的实时在线监测与诊断研究。

该试验平台可以用于航空发动机燃气排气中金属颗粒、非金属颗粒的静电信号与排气温度、排气压力、排气速度等参数的关系研究，模拟发动机外来物吸入、燃烧室积碳、叶片-机匣碰摩、部件烧蚀掉块等典型气路故障并进行故障产生时静电信号特征研究以及发动机燃烧积碳或发动机掉块对涡轮部件的损害故障模拟及静电特性研究。

如图1所示，一种新型航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台包括试验平台，试验平台主要包括台架15，台架15上安装空气压缩系统1、空气加温装置2、颗粒物注入装置3、控制系统4、转子碰摩装置5、微型涡喷发动机6、燃油供给装置7、喷管8、涡轮模拟装置9、排气管道10、排气阀11、静电传感器12、信号采集系统13以及气路管道14。

气路管道14包括第一气路管道1401、第二气路管道1402、第三气路管道1403。空气压缩系统1与空气加温装置2通过第一气路管道1401连接，空气加温装置2与转子碰摩装置5通过第二气路管道1402连接，转子碰摩装置5与微型涡喷发动机6通过第三气路管道1403连接。微型涡喷发动机6通过燃油供给装置7与喷管8的入口处连接，喷管8的出口处通过涡轮模拟装置9与排气管道10的入气口处连接，排气管道10的出气口处设有排气阀11。

颗粒物注入装置3包括第一颗粒物注入装置301与第二颗粒物注入装置302，分别安装于第一气路管道1401以及燃油供给装置7中的燃油试验管道702上。其中燃油供给装置7还包括燃油喷射装置701，该燃油喷射装置701安装于燃油试验管道702上。

静电传感器12通过螺纹管道架设于气路管道14、燃油喷射装置701、涡轮模拟装置9与排气管道10上，具体的，静电传感器12包括第一至第七静电传感器，第一静电传感器1201架设在空气压缩系统1与空气加温装置2之间的第一气路管道1401上，第二静电传感器1202架设在空气加温装置2与转子碰摩装置5之间的第二气路管道1402上，第三静电传感器1203架设在转子碰摩装置5与微型涡喷发动机6之间的第三气路管道1403上，第四静电传感器1204、第五静电传感器1205架设在燃油供给装置7中的燃油试验管道702的两端，第六静电传感器1206架设在涡轮模拟装置9近喷管8的一端，第七静电传感器1207架设在排气管道10的入口处。

试验平台还包括控制系统4，控制系统4电信连接空气压缩系统1、空气加温装置2、颗粒物注入装置3、转子碰摩装置5、微型涡喷发动机6以及燃油供给装置7。

试验平台还包括采集信号的信号采集系统13，该信号采集系统13电信连接空气加温装置2、微型涡喷发动机6以及静电传感器12。

在试验平台中，定义试验段为：空气压缩系统1、空气加温装置2、颗粒物注入装置3、转子碰摩装置5、微型涡喷发动机6、燃油供给装置7、喷管8、涡轮模拟装置9、排气管道10、排气阀11、静电传感器12、气路管道14。试验段之间的连接可以拆开进行组合连接。各试验段是分体式结构，拆分后能够进行单独试验以进行独立因素试验研究；试验段之间拆开后可放置于不同的位置进行组合试验以进行综合试验研究。

如图2所示，一种新型航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台的空气压缩系统1，主要包括通过气路管道依次连接的空气压缩机101、储气罐102、放空阀103、闸阀104、过滤器105、调压阀106、快速阀107等设备。

空气压缩系统1主要用于给航空发动机气路故障模拟及静电监测试验供给稳定压力的高速气流。其中空气压缩机101主要用于对空气进行压缩，并将压缩空气注入储气罐102中；储气罐102主要用于存储气体，与空气压缩系统1一并工作将空气压缩至设定压力后方可开展后续试验工作；放空阀103主要用于将储气罐102的压缩空气快速放空至大气环境中；闸阀104主要用于截止和打开空气压缩系统1的气流至试验段系统，此阀门应具有较强的承压能力和可靠性，以保证试验段的安全性；过滤器105主要用于过滤空气中的杂质和颗粒物，为后面试验段注入颗粒物排除干扰物；调压阀106主要用于调节控制试验段中的空气流量和压力；快速阀107主要用于快速截止和打开试验段中的空气通道，便于试验中的快速暂停和快速启动。

空气压缩系统的启动步骤为：

1)关闭放空阀103，打开闸阀104，关闭调压阀106，关闭快速阀107；

2)打开空气压缩机101，将压缩气体存入储气罐102进行压力积蓄；

3)待储气罐中的压力达到规定压力后将打开储气罐控制阀门气体高速气流流出并通过过滤器105过滤气体中的杂质后流至调压阀；

4)打开调压阀，将气体调节至规定压力；

5)打开快速阀，高速气体流出至第一气路管道1401。

空气压缩系统的关闭步骤为：

1)打开放空阀；

2)关闭快速阀；

3)关闭空气压缩机；

4)关闭调压阀；

5)待储气罐中的气体放空以后，关闭储气罐；

6)关闭放空阀。

如图3至图9所示，为一种涡轮模拟装置9，包括机匣筒901、旋转轴系902、轴系固定连杆903、涡轮静子904、涡轮转子905和静电传感器安装孔906。机匣筒901呈中空圆筒状，其圆心处设有旋转轴系902，旋转轴系902通过轴系固定连杆903与机匣筒901的内壁面相连；以旋转轴系902为中心，在该旋转轴系902的周围分布涡轮静子904和涡轮转子905；机匣筒901的壁面设有静电传感器安装孔906，机匣筒901与涡轮模拟装置9中的其他零部件依次连接为一个整体。

其中，旋转轴系902包括固定螺栓组件902a、前端轴承902b、旋转轴902c、卡簧固定组件902d、后端轴承902e和压紧螺栓902f。前端轴承902b和旋转轴902c通过固定螺栓组件902a连接，该固定螺栓组件902a将前端轴承902b固定在旋转轴902c上；后端轴承902e和旋转轴902c通过卡簧固定组件902d连接，该卡簧固定组件902d将后端轴承902e固定在旋转轴902c上；压紧螺栓902f用于固定涡轮转子905。

涡轮模拟装置9主要用于提供一种结构简单，易于加工且造价低廉的涡轮转子支撑结构件，在试验时，经过喷管8加速的高温高速气流将带动涡轮转子旋转，气流中的燃烧积碳或者掉块颗粒物将冲击旋转的涡轮转子，造成涡轮转子叶片表面故障，并通过静电传感器进行监测。

本发明还提供一种航空发动机气路故障模拟及静电监测试验工作方法：

(一)进行航空发动机燃气排气中金属颗粒、非金属颗粒的静电信号与排气温度、排气压力、排气速度等参数的关系研究，试验方法如下：

步骤1.1，沿气流流通方向，在试验平台上依次连接空气压缩系统1、第一气路管道1401、空气加温装置2和第二气路管道1402；在第一气路管道1401上安装第一颗粒物注入装置与第一静电传感器1201，在第二气路管道1402上安装第二静电传感器1202，将空气压缩系统1、颗粒物注入装置3连接控制系统4并将控制系统4和采集传感器信号的信号采集系统13接入试验系统。

步骤1.2，启动空气压缩系统，使气体调节至规定压力，并使高速气体流出至第一气路管道1401。

步骤1.3，准备实验所需的金属颗粒、非金属颗粒，将颗粒提前放入颗粒物注入装置中，启动信号采集系统开始记录全过程中静电信号，通过控制系统启动空气压缩系统得到常温环境下的高速气流。

步骤1.4，待工况趋于稳定后，打开颗粒物注入装置，颗粒经注入管掉落至第一气路管道1401内，随高速气流经过静电传感器和空气加温装置中内置的压力传感器和温度传感器并通过第二气路管道1402排出至大气环境。

步骤1.5，观察静电传感器、压力传感器和温度传感器在信号采集系统中信号的变化情况，并存储所有信号数据。

步骤1.6，关闭空气压缩系统，重新在颗粒物注入装置中放入颗粒，启动空气加温装置2，对流过空气加温装置的空气进行加温。

步骤1.7，温度达到规定值后，再次启动空气压缩系统得到常温环境下的高速气流。

步骤1.8，待工况趋于稳定后，打开颗粒物注入装置，颗粒经注入管掉落至第一气路管道1401内，随高速气流经过静电传感器和空气加温装置中内置的压力传感器和温度传感器并通过第二气路管道1402排出至大气环境。

步骤1.3.7，观察静电传感器、压力传感器和温度传感器在信号采集系统中信号的变化情况，并存储所有信号数据。

(二)进行发动机外来物吸入故障模拟及静电特性研究，试验方法如下：

步骤2.1，在试验平台上依次连接空气压缩系统1、第一气路管道1401、第二气路管道1402、第三气路管道1403、微型涡喷发动机6、燃油供给装置7、喷管8、涡轮模拟装置9、排气管道10以及排气阀11，在涡轮模拟装置9的入口处和排气管道10的入口处分别安装第六静电传感器1206和第七静电传感器1207，在燃油供给装置7的燃油实验管道702上安装第二颗粒物注入装置302，将微型涡喷发动机6、燃油供给装置7连接控制系统4，并将控制系统4和采集传感器信号的信号采集系统13接入试验系统；

步骤2.2，启动空气压缩系统，使气体调节至规定压力，并使高速气体流出至第一气路管道1401；

步骤2.3，进行发动机燃烧积碳或发动机掉块对涡轮部件的损害故障模拟及静电特性研究，具体如下：

步骤2.4，打开排气阀11，准备实验所需的掉块颗粒物，将掉块颗粒物提前放入第二颗粒物注入装置302中；

步骤2.5，启动信号采集系统开始记录全过程中静电信号，启动微型涡喷发动机，启动空气压缩系统；

步骤2.6，先启动燃油供给装置进行富油供给，模拟燃烧积碳故障观察静电传感器在信号采集系统中信号的变化情况，并存储所有信号数据；

步骤2.7，关闭燃油供给装置的供油，打开第二颗粒物注入装置302，掉块颗粒物经注入管掉落至燃油实验管道702内，掉块颗粒物在微型涡喷发动机高温尾焰灼烧后随高速气流经过喷管加速至规定马赫数后经过第六静电传感器1206冲击涡轮模拟装置9中的涡轮转子905并造成涡轮转子损害故障，随后掉块颗粒物残余物质经过第七静电传感器1207后通过排气管道10排至大气环境；

步骤2.8，观察静电传感器在信号采集系统中信号的变化情况，并存储所有信号数据。

(三)进行燃烧室积碳故障模拟及静电特性研究方法如下：

步骤3.1，在试验平台上依次连接空气压缩系统1、第一气路管道1401、第二气路管道1402、第三气路管道1403、微型涡喷发动机6、燃油供给装置7，第四静电传感器1204和第五静电传感器1205分别安装在燃油实验管道702的入口和出口处，并将控制系统4和信号采集系统13接入试验系统；

步骤3.2，启动信号采集系统开始记录全过程中静电信号，启动微型涡喷发动机，启动空气压缩系统；

步骤3.3，待工况趋于稳定后，启动燃油喷射装置701进行富油喷射，通过微型涡喷发动机尾焰高温与富油混合产生大量碳烟颗粒，模拟燃烧室积碳故障；

步骤3.4，观察静电传感器在信号采集系统中信号的变化情况，并存储所有信号数据。

(四)进行部件烧蚀掉块故障模拟及静电特性研究方法如下：

步骤4.1，在试验平台上依次连接空气压缩系统1、第一气路管道1401、第二气路管道1402、第三气路管道1403、微型涡喷发动机6、燃油实验管道702，第二颗粒物注入装置302连接在燃油实验管道702上，第四静电传感器1204和第五静电传感器1205分别安装在燃油实验管道的入口和出口处，将控制系统4和信号采集系统13接入试验系统；

步骤4.2，准备实验所需的部件掉块，将部件掉块提前放入第二颗粒物注入装置302中，启动信号采集系统开始记录全过程中静电信号，启动微型涡喷发动机，启动空气压缩系统；

步骤4.3，待工况趋于稳定后，打开第二颗粒物注入装置302，部件掉块经注入管掉落至燃油实验管道702内，部件掉块在微型涡喷发动机高温尾焰灼烧后随高速气流经过静电传感器通过燃油实验管道702排出至大气环境；

步骤4.4，观察静电传感器在信号采集系统中信号的变化情况，并存储所有信号数据。

(五)进行叶片-机匣碰摩故障模拟及静电特性研究方法如下：

步骤5.1，依次连接空气压缩系统1、第一气路管道1401、空气加温装置2、第二气路管道1402、转子碰摩装置5、第三气路管道1403，第二静电传感器1202安装在第二气路管道1402上，第三静电传感器1203安装在第三气路管道1403上，控制系统(4)和信号采集系统13接入试验系统。

步骤5.2，启动空气压缩系统，启动信号采集系统开始记录全过程中静电信号，启动空气压缩系统；

步骤5.3，启动空气加温装置2，待空气加温装置内的气流温度达到规定温度后启动碰摩装置模拟发动机碰摩故障；

步骤5.4，观察静电传感器在信号采集系统中信号的变化情况，并存储所有信号数据。

(六)进行发动机燃烧积碳或发动机掉块对涡轮部件的损害故障模拟及静电特性研究方法如下：

步骤6.1，依次连接空气压缩系统1、第一气路管道1401、第二气路管道1402、第三气路管道1403、微型涡喷发动机6、燃油供给装置7、喷管8、涡轮模拟装置9、排气管道10以及排气阀11，第六静电传感器1206和第七静电传感器1207分别安装在涡轮模拟装置入口处和排气管道入口处，第二颗粒物注入装置302安装在燃油实验管道702上，控制系统4和信号采集系统13接入试验系统；

步骤6.2，打开排气阀11，准备实验所需的掉块颗粒物，将掉块颗粒物提前放入第二颗粒物注入装置302中；

步骤6.3，启动信号采集系统开始记录全过程中静电信号，启动微型涡喷发动机，启动空气压缩系统；

步骤6.4，先启动燃油供给装置进行富油供给，模拟燃烧积碳故障观察静电传感器在信号采集系统中信号的变化情况，并存储所有信号数据；

步骤6.5，关闭燃油供给装置的供油，打开第二颗粒物注入装置302，掉块颗粒物经注入管掉落至燃油实验管道702内，掉块颗粒物在微型涡喷发动机高温尾焰灼烧后随高速气流经过喷管加速至规定马赫数后经过第六静电传感器1206冲击涡轮模拟装置9中的涡轮转子905并造成涡轮转子损害故障，随后掉块颗粒物残余物质经过第七静电传感器1207后通过排气管道排至大气环境；

步骤6.6，观察静电传感器在信号采集系统中信号的变化情况，并存储所有信号数据。

(七)进行多种故障组合状态下的静电特性研究方法如下：

可以将上述六种研究进行组合设置，进行不同故障组合状态下的静电特性研究。

最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。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内。

Claims (7)

1.一种航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台，包括试验平台，其特征在于，在所述试验平台安装空气压缩系统(1)，所述空气压缩系统(1)通过气路管道(14)依次连接空气加温装置(2)、转子碰摩装置(5)、微型涡喷发动机(6)、燃油供给装置(7)和喷管(8)；所述喷管(8)的出口连接涡轮模拟装置(9)；

在所述空气压缩系统(1)与空气加温装置(2)之间的气路管道(14)以及所述微型涡喷发动机(6)与喷管(8)之间的气路管道(14)上设有颗粒物注入装置(3)；每一段气路管道(14)上均设有静电传感器(12)。

2.根据权利要求1所述的航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台，其特征在于，所述试验平台还包括控制系统(4)，该控制系统(4)电信连接空气压缩系统(1)、空气加温装置(2)、颗粒物注入装置(3)、转子碰摩装置(5)、微型涡喷发动机(6)以及燃油供给装置(7)。

3.根据权利要求2所述的航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台，其特征在于，所述试验平台还包括采集信号的信号采集系统(13)，该信号采集系统(13)电信连接所述空气加温装置(2)、微型涡喷发动机(6)以及静电传感器(12)。

4.根据权利要求3所述的航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台，其特征在于，所述空气压缩系统(1)包括通过气路管道依次连接的空气压缩机(101)、储气罐(102)、放空阀(103)、闸阀(104)、过滤器(105)、调压阀(106)和快速阀(107)。

5.根据权利要求1或4所述的航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台，其特征在于，所述涡轮模拟装置(9)包括中空圆筒状的机匣筒(901)，该机匣筒(901)的圆心处设有旋转轴系(902)，旋转轴系(902)通过轴系固定连杆(903)与机匣筒(901)的内壁面相连；以所述旋转轴系(902)为中心，在该旋转轴系(902)的周围分布涡轮静子(904)和涡轮转子(905)；所述机匣筒(901)的壁面设有静电传感器安装孔(906)。

6.根据权利要求5所述的航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台，其特征在于，所述旋转轴系(902)包括依次连接的固定螺栓组件(902a)、前端轴承(902b)、旋转轴(902c)与后端轴承(902e)；所述前端轴承(902b)和旋转轴(902c)通过所述固定螺栓组件(902a)连接，并将前端轴承(902b)固定在旋转轴(902c)上；所述后端轴承(902e)和旋转轴(902c)通过卡簧固定组件(902d)连接，并将后端轴承(902e)固定在旋转轴(902c)上。

7.根据权利要求6所述的航空发动机气路故障模拟及静电监测试验平台，其特征在于，所述静电传感器(12)通过螺纹管道分别架设在空气压缩系统(1)与空气加温装置(2)之间的第一气路管道(1401)上，空气加温装置(2)与转子碰摩装置(5)之间的第二气路管道(1402)上、转子碰摩装置(5)与微型涡喷发动机(6)之间的第三气路管道(1403)上、燃油供给装置(7)中的燃油试验管道(702)的两端、涡轮模拟装置(9)近喷管(8)的一端以及排气管道(10)上。

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